Właściwości aerodynamiczne samolotu podczas pilotowania

Aerodynamiczne właściwości samolotu i jego zachowanie w czasie manewrowania
w znacznym stopniu zależą od kąta ustawienia skosu skrzydła.

Przy kącie skosu skrzydła 30° możliwości pilotażowe są ogra­niczone z powodu wąskiego zakresu prędkości dopuszczalnych, małych dopuszczalnych kątów natarcia i przeciążeń. Dlatego przy ustawieniu kąta skosu skrzydła 30° można wykonywać wyłącznie figury prostego pilotażu.

Przy kącie skosu skrzydła 63° samolot ma wystarczające charakterystyki podłużnej stateczności
i sterowności w porówna­niu z ustawieniem skrzydła pod innymi kątami. Jednak boczna stateczność
i sterowność samolotu jest znacznie gorsza, co wyraża się w energicznej reakcji kierunkowej na powstające ślizgi i w znacznym obniżeniu skuteczności lotek na dużych kątach na­tarcia. Przy tym ustawieniu kąta skosu skrzydła samolot w zakre­sie wytrzymałości konstrukcji ma największe wartości dopuszczalnych przeciążeń, kątów natarcia, prędkości przyrządowych i liczb Ma.

Kąt skosu skrzydła 45° jest optymalny. Aerodynamiczna jakość samolotu, boczna stateczność
i sterowność zbliżone są do odpowiednich charakterystyk samolotu przy kącie skosu skrzydła 30°,
a stateczność podłużna do charakterystyk przy kącie skosu skrzydła 63°.

Aby zapobiec przekroczeniu w locie maksymalnie dopuszczalnych prędkości, liczb Ma
i przeciążeń pilot powinien zawsze wiedzieć, w jakim położeniu znajduje się skrzydło i przed wykonaniem pilo­tażu w strefie sprawdzić według wskaźnika ustawienie kąta skosu skrzydła. Przestawienie skrzydła z położenia 30° w położenie 63° i odwrotnie prowadzi do naruszenia równowagi podłużnej samolotu. Zmianie ustawienia kąta skosu skrzydła wytrymerowanego samolotu z 30° do 63°, towarzyszy początkowo nieznaczny moment nurkujący (do kąta skosu skrzydła 45°), a następnie moment wznoszący. Przy zmianie ustawienia kąta skosu skrzydła wytrymerowanego samolotu z 63° do 30° występuje moment nurkujący, który zwiększa się do kąta skosu skrzydła 45°, a następnie zmniejsza swą wielkość do nieznacznego przy kącie skosu skrzydła 30°.

Ze względu na wytrzymałość konstrukcji maksymalnie dopuszczalne przeciążenia n_z mogą być wytwarzane na dużych prędkościach lotu. Przy braku na samolocie podwieszeń przeciążenia graniczne w zakresie wytrzymałości mogą być wytwarzane przy prędkościach powyżej:

- 900 km/h przy χ = 63°;

- 850 krn/h przy χ = 45°;

- 750 km/h przy χ = 30°.

Przy prędkościach mniejszych od podanych występują wcześniej ograniczenia przeciążeń n_z nie ze względu na wytrzymałość konstrukcji, lecz wartości dopuszczalnego kąta natarcia. Piloto­wanie samolotu przy prędkościach, przy których występuje ograni­czenie wartością kąta natarcia, należy wykonywać przy systematycznym sprawdzaniu kątów według wskazań UAP-4. Na samolocie bez podwieszeń zewnętrznych granicznym kątem natarcia (według wskaźnika) jest kąt 24° przy kącie skosu skrzydła χ = 63°,22° ­przyχ= 45° i 20° - przy χ = 30°. Przy podwieszeniach zewnętrz­nych na samolocie podane wartości granicznych kątów natarcia należy zmniejszyć o 2°.

UUAP-72 ma lampkę sygnalizacyjną, która migocze po wyjściu samolotu na niebezpieczne kąty natarcia lub przy energicznym zbliżaniu się do nich. Przy płynnym zwiększaniu kąta natarcia lampka świeci po osiągnięciu kąta natarcia 22°, natomiast przy energicznym zwiększaniu przeciążenia po osiągnięciu kąta na­tarcia 18°.

Wskaźnik kąta natarcia na samolocie pokazuje kąt prawie o dwa razy większy w stosunku do rzeczywistego. Występująca różnica uwarunkowana jest tym, że strumień powietrza
w miejscu zamontowania nadajnika wskaźnika kąta natarcia odchyla się do góry (profil
w kształcie klina z lewej strony przedniej części kadłuba), ponieważ wpływają na niego części konstrukcyjne samolotu. UUAP-72 określa wartość kąta natarcia w stosunku do napływającego strumienia powietrza w miejscu zamontowania nadajnika. Natomiast rzeczywistym kątem natarcia jest kąt zawarty między cięciwą skrzydła i potokiem laminarnym. Z tego powodu kąt natarcia prze­kazywany na wskaźnik UAP-4 nazywa się lokalnym kątem natarcia.

Odchylenie strumienia powietrza w czasie zwiększania rzeczywistego kąta natarcia również się zwiększa. Na podstawie zmiany wielkości kąta na wskaźniku można stwierdzić zmianę rzeczywistego kąta natarcia samolotu.

Po znacznym przekroczeniu dopuszczalnych wartości kąta na­tarcia możliwe jest zwalanie się samolotu zarówno w locie poziomym (Vzw ok. 220 - 240 km/h), jak również w czasie manewrowania, praktycznie przy całkowicie wychylonym drążku sterowym do siebie. Prędkość zwalania się samolotu zależy od wartości przeciążenia n_z, pozostałości paliwa, liczby i miejsca rozmieszczenia podwieszeń, występowania ślizgu. Bez podwieszeń
i ślizgu, przy pozostałości paliwa 2000 kg prędkości zwalania się samolotu na wysokości
H = 3000 - 4000 m wynoszą:

- 450 km/h przy n_z = 3,0;

- 600 km/h przy n_z = 5,0;

- 750 km/h przy n_z powyżej 7,0.

W tym przypadku wskazówka na wskaźniku kątów natarcia wychyla się do oporu na ogranicznik 32,5°.

Obecność ślizgu o wartości 2 - 4° zmniejsza podane wyżej przeciążenia o 15 - 20%.

Bezpośrednio przed zwalaniem się samolotu występuje jego samoczynne kołysanie ze skrzydła na skrzydło i zarzucanie przed­niej części samolotu przy ustawionych pedałach
w położeniu neutralnym. Te dwa rodzaje ruchu zawsze występują równocześnie, lecz na pewnych zakresach lotu pilot dostrzega pierwszy rodzaj ruchu, natomiast na innych zakresach-drugi rodzaj ruchu. Po zauważeniu dowolnego
z tych ruchów należy natychmiast zmniejszyć kąt natarcia samolotu przez osłabienie siły ciągnącej na drążku sterowym. Jeżeli kąt natarcia nie zostanie zmniejszony, nastąpi zwalanie się samolotu, które pilot odbiera jako ruch po spirali z energicznym zwiększaniem kąta natarcia i ślizgu oraz z jednoczesnym opuszczaniem przedniej części samolotu. Zmniejszenie prędkości podczas zwalania się samolotu powoduje zwiększenie kąta natarcia i wejście samolotu na zakres korkociągu. Należy pamiętać przy tym, że na samolocie do chwili zwalania praktycznie nie wy­stępują odczuwalne drgania ostrzegawcze.

Samolot ze zwalania lub z korkociągu wyprowadzany jest przez ustawienie sterów
w położeniu neutralnym.

Utrata wysokości podczas wyprowadzania samolotu ze zwalania lub z korkociągu, od chwili ustawienia drążka i pedałów na wy­prowadzenie oraz doprowadzenia do lotu poziomego, wynosi 3000 - ­5000 m na wysokości początku wyprowadzania 8500 - 11 000 m.

Od kąta ustawienia kąta skosu skrzydła i kąta natarcia w dużym stopniu zależy boczna stateczność
i sterowność samolotu. Zwiększe­nie kąta natarcia znacznie zwiększa stateczność poprzeczną

i obniża skuteczność lotek. Jednocześnie podróżna stateczność i sterowność zmniejsza się,
a skuteczność steru kierunku na zakresie przechylenia wzrasta. Taka zmiana charakterystyk bocznej stateczności i sterowności powstaje na dużych kątach natarcia, na których samolot staje się zbytnio czuły na przechylenie przy wychyleniu steru kierunku
i słabo reaguje na wychylenie lotek. Tę właściwość samolotu należy uwzględniać podczas lotu na dużych kątach natarcia, zwłaszcza przy małych prędkościach.

Potwierdzeniem powyższego zjawiska może być przykład: wychylenie steru kierunku przy utracie prędkości w górnej części pętli doprowadzi do energicznego przechylania samolotu w kierunku wychylonego pedału i dla usunięcia tego przechylenia może nie wystarczyć nawet pełne wychylenie lotek. Z tego powodu przechylenie na dużych kątach natarcia
i również podczas wykonywania pętli należy usuwać wyłącznie za pomocą lotek. Powyższa właściwość stateczności samolotu najwyraźniej odczuwalna jest przy kącie skosu skrzydła 63°.

W strefie przydźwiękowej na Ma = 0,81 - 0,91 samolot jest niestateczny w zakresie prędkości. Podczas rozpędzania samolotu w locie poziomym niestateczność przejawia się tendencją do opusz­czania przedniej części, a przy hamowaniu występuje samoistne zwiększenie przeciążenia w stosunku do wyjściowego zakresu lotu.

W locie prostoliniowym ta właściwość samolotu nie wywołuje szczególnych zmian
w technice pilotowania, ponieważ nieznaczny moment nurkujący powstający w czasie rozpędzania jest łatwo usuwany przez wychylenie drążka sterowego do siebie
z przyłożeniem siły 3 - 4 kg (2,94 - 3,92 daN).

Przy zwiększaniu przeciążenia niestateczność samolotu zwiększa się, co powoduje narastanie zarzutu przeciążenia podczas hamowania i blokowanie w kierunku podłużnym drążka sterowego.

Jeżeli na przykład, w czasie hamowania z przeciążeniem 3,0 siły ciągnące na drążku sterowym przy zbliżaniu prędkości do Ma = 0,81 - 0,9 nie będą osłabione o 1,5 - 3,0 kG (1,47 - 2,94 daN), nastąpi samoczynne zwiększenie przeciążenia do n_z = 3,5 - 3,6 przy χ = 45° i do n_z = 4,0 - 4,2 przy χ = 63°. Natomiast jeżeli przeciążenie początkowe wynosi 5 wzrośnie ono do n_z = 6,0 przy χ = 45° i do n_z = 7,0 przy χ = 63°. Oprócz tego, w miarę zwiększania wyjściowej wartości przeciążenia, z powodu skrócenia czasu zmniejsza się prawdopodobieństwo usunięcia jego samoczynnego zwiększania się.

Uwzględniając powyższe fakty, w celu uniknięcia niezamierzonego przekroczenia dopuszczalnych przeciążeń w czasie pilotowania przy prędkościach przydźwiękowych, przeciążenie przy Ma> 0,9 nie powinno przekraczać 5,0.

Układ sterowania podłużnego wyposażony jest w automat regu­lacji obciążenia ARZ-1. Automat jednocześnie ze zmianą prędkości lotu zmienia obciążenie na drążku sterowym, które pilot pokonuje
w celu utrzymania równowagi podłużnej samolotu. W czasie wykonywania figur średniego pilotażu prędkość samolotu zmienia się w dużym zakresie, wskutek czego przy pilotowaniu również zmie­niają się znacznie obciążenia na drążku sterowym a nawet zmie­nia się ich znak.

Włączony do układu sterowania mechanizm efektu trymerowego pozwala zmniejszać obciążenia drążka sterowego na całym zakresie prędkości lotu.

Przed wykonaniem figur średniego pilotażu należy wyrównoważyć samolot przy prędkości zbliżonej do prędkości wprowadzenia w figurę. Podczas wykonywania figur pionowych nie należy zmieniać położenia mechanizmu efektu trymerowego.

Na samolocie Su-22M4 w porównaniu z poprzednimi modyfikacjami obciążenia na drążku sterowym
w kanale podłużnym są mniejsze o około 1,5 razy.