ИНСТРУКЦИЯ ЛЕТЧИКАМ САМОЛЕТА МиГ-21УМ (МиГ-21УС)

 

  Главная      Учебники - Разные 

 

поиск по сайту            правообладателям  

 

 

 

 

 

 

 



 

 

 

 

 

ИНСТРУКЦИЯ ЛЕТЧИКАМ САМОЛЕТА МиГ-21УМ (МиГ-21УС)

 

 

МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР
"ВВЕСТИ В ДЕЙСТВИЕ"
Заместитель
Главнокомандующего ВВС
по боевой подготовке
генерал-лейтенант авиации
П. КИРСАНОВ
27 сентября 1973 г.
ИНСТРУКЦИЯ
ЛЕТЧИКАМ
САМОЛЕТА МиГ-21УМ
(МиГ-21УС)
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА-1973
С выходом настоящей Инструкции утрачивают силу и подлежат уничтожению на местах установленным порядком Инструкция
летчикам самолета МиГ-21УС (дополнение к Инструкции летчикам самолета МиГ-21У), Воениздат, 1967 г., и все дополнения и
изменения к ней а также все дополнения и изменения к Инструкции летчикам самолета МиГ-21У, касающиеся самолета МиГ-21УС,
утвержденные к изданию командиром войсковой части 15650 до 1 января 1973 г.
Дополнения и изменения № 1 к Инструкции летчикам самолета МиГ-21УС (изд. МО СССР 1970 г.) считать утратившими силу.
Дополнение не уничтожать, текст на стр. 4-16 использовать в качестве справочного материала.
В настоящей Инструкции изложены основные указания летчикам по эксплуатации и технике пилотирования
самолета МиГ-21УМ (МиГ-21УС), подлежащие обязательному выполнению. При этом предполагается, что во всех
других не предусмотренных данной Инструкцией усложненных ситуациях летчики в зависимости от сложившейся
обстановки действуют в соответствии с решениями, принимаемыми командиром экипажа.
Чтобы грамотно и уверенно эксплуатировать самолет, полностью реализовать его боевые качества, летчики
должны глубоко и всесторонне знать конструкцию самолета и его агрегатов, используя для изучения технические
описания и другие материалы.
Использование при подготовке к полету графиков и номограмм, помещенных в Инструкции, позволит при
грамотной эксплуатации самолета полностью реализовать его высокие летные и боевые возможности.
В настоящей Инструкции везде, где нет оговорок, приведены значения приборной скорости по широкой стрелке
КУС-2500К, приборной высоты по ВД-28К и приборного числа М полета по М-2,5К.
«УТВЕРЖДАЮ»
Командир войсковой
части 15650
генерал-полковник
авиации
И. ГАЙДАЕНКО
14 сентября 1973 г.
Учебно-боевой самолет-истребитель МиГ-21УМ является модификацией самолета МиГ-21У. Он отличается от самолета МиГ-
21У тем, что на нем установлены:
— прицел АСП-ПФД или АСП-ПФМ-Б вместо прицела АСП-5НД;
— автопилот АП-155 с блоком БОВ-21 вместо автопилота КАП-2;
— пульт имитации отказа автопилота ПИО-155;
— прибор ДА-200И в передней кабине (с обеспечением имитации отказа вариометра) и прибор ДА-200 в задней вместо приборов
ВАР-300К и ЭУП-53 соответственно;
— РУД новой конструкции, позволяющий летчику-инструктору своевременно вмешиваться в управление двигателем при
неправильных действиях летчика;
— система сдува пограничного слоя с закрылков (СПС);
— двигатель Р11Ф2С-300 с отбором воздуха для системы СПС;
— верхняя парашютно-тормозная система с парашютом увеличенной площади;
— перископ на откидной части фонаря задней кабины для улучшения обзора в целях облегчения руления взлета и посадки из
задней кабины;
— катапультные кресла КМ-1УМ и КМ-1ИМ, централизованная система сброса откидных частей фонаря, система блокировки и
очередности катапультирования экипажа (катапультирование через фонарь системами не предусмотрено);
— централизованная система сигнализации опасных режимов (СОРЦ);
— самолетное переговорное устройство СПУ-9 вместо СПУ-7;
— световая сигнализация СОПЛО ОТКРЫТО;
— световая сигнализация о падении давления масла (лампа МАСЛО);
— радиовысотомер малых высот РВ-УМ;
— система заливающего красного и белого света;
— комплект кислородного оборудования ККО-5;
— система взлетных (стартовых) пороховых ускорителей СПРД-99.
Полетный вес самолета МиГ-21УМ увеличен по сравнению с весом самолета МиГ-21У примерно на
420 кГ за счет
конструктивных изменений и увеличения общего запаса топлива на 100 л.
На вооружении также находится учебно-боевой самолет-истребитель МиГ-21УС, на котором в отличие от самолета МиГ-21УМ
установлены:
— прицел АСП-5НД;
— автопилот КАП-2 с пультом имитации отказов;
— приборы ВАР-З00УК, ЭУП-53К в передней кабине и ВАР-З00МК, ЭУП-53К в задней вместо прибора ДА-200И в передней и
ДА-200 в задней кабине. На самолете МиГ-21УС не установлена система СОРЦ-1.
Настоящая Инструкция написана применительно к самолету МиГ-21УМ, в ней также отражены особенности (там, где они
имеются) эксплуатации, пилотирования и боевого применения самолета МиГ-21УС.
Везде по тексту Инструкции названия АЗС, переключателей, рычагов, рукояток, ламп, сигналов и надписей в кабинах, если нет
никаких оговорок, относятся одновременно к самолетам МиГ-21УМ и МиГ-21УС. Там, где имеются отличия, названия для самолета
МиГ-21УС приведены в скобках.
Общий вид самолета МиГ-21УМ показан на рис. 1-3.
Рис. 1. Самолет МиГ-21УМ (вид спереди)
Рис. 2. Самолет МиГ-21УМ (вид под ракурсом 2/4)
Рис. 3. Самолет МиГ-21УМ (вид сбоку)
ЧАСТЬ ПЕРВАЯ
ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ
РАЗДЕЛ I
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ И УКАЗАНИЯ
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
Максимально допустимые приборные скорости, числа М полета и перегрузки самолета приведены в табл. 1, другие ограничения
— в табл. 2. Эксплуатационные ограничения самолета с различными вариантами подвесок по скорости, числу М и высоте полета
показаны на рис. 4.
Таблица 1
Параметр
Без ракет, с двумя ракетами
С
С двумя
С подвесными
С двумя С-24
Р-ЗС
пулеметной
блоками
топливными
или двумя
гондолой
УБ-16-57УМ
баками
авиабомбами
калибра не
более 250 кг
Скорость, км/ч
1100 на H<=5000 м
На всех высотах 1000
1200 на H>5000 м
Число М
2,05
1,9
1,8
1,6
1,3
Перегрузка ny
7,0 при Gt <= 1200 л
При любом остатке топлива 6,0
6,0 при Gt > 1200 л
Примечание. При полете с различными видами подвесок ограничения самолета по скорости, числу М и перегрузке
устанавливаются по подвеске, имеющей более жесткие ограничения.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Временно при температуре наружного воздуха у земли более + 30° С продолжительность полета с
неуправляемыми ракетами типа С-5 на приборных скоростях более 900 км/ч не должна превышать 5 мин (по кинетическому нагреву
ракет).
Рис. 4. Эксплуатационные ограничения самолета по скорости, числу М и высоте полета
Рис. 5. Зависимость минимально безопасной геометрической
высоты катапультирования от вертикальной скорости
снижения
Ограничение
Причина, по которой введено
ограничение
По весу на взлете и посадке, прочности шасси, устойчивости и
управляемости
1. Максимальный взлетный вес само-
По прочности шасси
лета — 9500 кГ
2. Путевая скорость отрыва при взлете
По прочности протек-
в наиболее загруженном варианте не
тора шин 800X200, мод.
должна превышать 360 км/ч
41
3. Минимальные скорости полета само-
По началу сваливания
лета при работе двигателя на режиме
малого газа:
а) с двумя УБ-16-57УМ и пулеметной
гондолой:
— в полетной конфигурации —
260 км/ч;
— во взлетной и посадочной конфигу-
рациях — 205 км/ч;
б) с двумя Р-ЗС и пулеметной гондо-
лой:
— в полетной конфигурации —
240—250 км/ч;
— во взлетной конфигурации —
200 км/ч;
— в посадочной конфигурации — 190 —
200 км/ч
4. Маневрирование при энергичном
Для предотвращения
изменении крена выполнять с угловой
попадания в режим инер-
скоростью более 90 град/с запрещается
ционного вращения
5. Максимально допустимая скорость
По возможности убор-
уборки шасси — 600 км/ч, выпуска и
ки, а также прочности
полета с выпущенными шасси и закрыл-
закрылков и створок шас-
ками — 700 км/ч
си
6. При уходе на второй круг с работа-
По просадке самолета
ющей системой СПС не превышать ско-
на 25—30 м из-за авто-
рость 380 км/ч
матического отключения
системы СПС
7. Посадка перегруженного самолета с
По прочности шасси
весом не более 7700 кГ разрешается в
следующих исключительных случаях:
— сразу после взлета с обязательным
сбросом подвесного бака и всех видов
подвесок;
— с авиабомбами ФАБ-100, или раке-
тами Р-ЗС, или блоками УБ-16-57УМ, или
подвесной пулеметной гондолой при ос-
татке топлива не более 1600 л;
— с ракетами С-24 или авиабомбами
ФАБ-250 при остатке топлива не более
1200 л.
Посадку с весом более 6800 кГ произ-
водить с обязательным применением си-
стемы СПС и тормозного парашюта.
Примечания: 1. После посадки
самолета с весом более 6800 кГ произ-
вести осмотр шасси с последующей
проверкой его уборки и выпуска.
2. Количество посадок с весом, пре-
вышающим 6800 кГ, не должно быть
более 3% общего числа посадок
8. Максимально допустимая скорость
По прочности креп-
при выпуске тормозного парашюта —
ления парашюта
320 км/ч
9. Путевая скорость начала торможе-
По энергоемкости тор-
ния самолета без использования тормоз-
мозных колес КТ-92А
ного парашюта на пробеге не должна
превышать 330 км/ч
По силовой установке
На земле
10. Максимальная температура газов
Из условия обеспече-
за турбиной:
ния прочности турбины и
— при запуске — не более 710° С;
устойчивости работы дви-
— на малом газе — не более 420° С;
гателя
— на максимальном и форсажных ре-
жимах — не более 740° С
11. Максимальные обороты ротора низ-
По прочности компрес-
кого давления (РНД) — не более 101%
сора и турбины
12. Минимально допустимое давление
Из условия обеспече-
масла:
ния достаточного отво-
— на режиме малого газа — не менее
да тепла и достаточной
1 кГ/см2;
смазки узлов и деталей
— на оборотах РНД 88—90% и вы
трансмиссии двигателя
ше — 3,5 — 4,5 кГ/см2 (сигнальная лам-
па МАСЛО не должна гореть)
В полете
13. Максимальные обороты РНД — не
По прочности компрес-
более 101,5%
сора и турбины
14. Максимальные обороты ротора вы-
То же
сокого давления (РВД) — не более
104%
15. Максимально допустимая темпера-
По прочности турбины
тура газов за турбиной на форсажных
режимах при числе М>1,6 — не более
750° С, в остальных случаях на форсаж-
ных и максимальных режимах — не бо-
лее 740° С
16. Минимально допустимое давление
Из условия обеспече-
масла на оборотах РНД 88 — 90% и вы-
ния достаточного отво-
ше — не менее 3,5 кГ/см2 (сигнальная
да тепла и достаточной
лампа МАСЛО не должна гореть). На
смазки узлов и деталей
всех высотах при отрицательных пере-
трансмиссии двигателя
грузках допускается только кратковре-
менное (не более 17 с) падение давления
масла до нуля (загорается сигнальная
лампа МАСЛО)
17. Работа двигателя на форсажных
Из условия обеспече-
режимах допускается при остатке топ-
ния бесперебойного пита-
лива в баках не менее 400 — 500 л
ния двигателя топливом
18. При пилотаже не допускать отри-
По запасу топлива в
цательных перегрузок продолжитель-
баке-отсеке отрицатель-
ностью более 15 с на режимах работы
ных перегрузок
двигателя не выше максимального и бо-
лее 5,0 с — на форсажных режимах
Повторное создание отрицательной пе-
Из условия пополне-
регрузки допускать не ранее чем через
ния топливом бака-отсе-
30 с полета с положительной перегруз-
ка отрицательных пере-
кой
грузок
Перегрузку, близкую к нулю (±0,2),
Из условия обеспече-
допускать не более чем на 1—2 с
ния бесперебойного пи-
тания двигателя топли-
вом
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Полет с
Из условия обеспече-
отрицательной перегрузкой разре-
ния бесперебойного пита-
шается выполнять при наличии в
ния двигателя топливом
баках не менее 500 л топлива
19. Эксплуатация двигателя до высо-
ты 15000 м допускается на всех уста-
новившихся и переходных режимах при
скорости полота не менее 400 км/ч со
следующими ограничениями:
— выключение форсажа после взлета
Из условий безопас-
разрешается при скорости не менее
ности полета
600 км/ч;
— включение форсажа к полете раз-
Из условия обеспече-
решается на скорости не менее 500 км/ч;
ния надежного включе-
ния форсажа
— дросселирование двигателя ниже
Из условия обеспече-
максимального режима разрешается на
ния устойчивой работы
числах М не более 1,5;
силовой установки
— на высотах 13000—16000 м нор-
То же
мальные и встречные приемистости от
малого газа до максимального режима,
а также дросселирование двигателя до-
пускаются на скорости не менее 450 км/ч
Примечание. При взлете, заходе
на посадку, посадке и уходе на второй
круг эксплуатация двигателя на всех
установившихся и переходных режи-
мах допускается без ограничений по
скорости.
20. На высотах более 15000 м разре-
шается использовать:
— максимальный режим при скорости
Из условия обеспече-
не менее 400 км/ч;
ния устойчивой работы
силовой установки
— включение форсажа при скорости
Из условия обеспече-
не менее 550 км/ч;
ния надежного включе-
ния форсажа
— установившиеся форсажные режи-
Из условия обеспече-
мы, приемистость, дросселирование в
ния устойчивой работы
диапазоне регулируемого форсажа и
силовой установки
включение форсажа при скорости не ме-
нее 500 км/ч
Примечание. Па высотах более
То же
17000 м разрешается эксплуатация
двигателя только на максимальном и
полном форсажном режимах, а также
выключение форсажа
По средствам спасения и жизнеобеспечения
21. Безопасное аварийное покидание самолета
летчиками обеспечивается:
а) на разбеге, пробеге и в горизонтальном
По времени, необходимому
полете без ограничений по высоте над
для срабатывания системы
рельефом местности при скоростях от 130 до
500 км/ч
б) в горизонтальном полете на высо-
По времени, необходи-
тах от 30 до 1000 м над рельефом мест-
мому для срабатывания,
ности при скорости до 1150 км/ч, а на
и прочности систем
высотах более 1000 м — до скорости
1200 км/ч
в) на планировании на скорости 360 —
По времени, необходи-
400 км/ч при вертикальной скорости сни-
мому для срабатывания
жения 10—25 м/с на высотах не менее
системы
200 м над рельефом местности
г) на режимах снижения самолета на
То же
высоте, равной по величине вертикаль-
ной скорости снижения самолета, ум-
ноженной на пять
Примечание. Последователь-
ность срабатывания средств аварийно-
го покидания сохраняется при приве-
дении их в действие любым членом
экипажа независимо от количества и
размещения членов экипажа в каби-
нах самолета.
Минимально безопасная геометричес-
кая высота катапультирования с момен-
та приведения в действие катапультной
установки (без учета времени на приня-
тие решения и подготовку к катапуль-
тированию) определяется по графику
(рис. 5);
д) в зависимости от типа применяе-
По воздействию воз-
мого спецснаряжения:
душного потока
— в ГШ и ВКК — до максимально
допустимых скоростей катапультирова-
ния;
— в ЗШ с опущенным светофильтром
и кислородной маской КМ-32 — до ско-
рости 900 км/ч;
— в ЗШ с поднятым светофильтром и
снятой кислородной маской или в ГШ с
открытым щитком — до скорости
700 км/ч
22. Автономный сброс фонарей разре-
По безопасному проле-
шается производить на скорости 400—
ту фонарей над килем
600 км/ч в режиме прямолинейного по-
лета на высотах менее 5000 м
23. Полет со сброшенным фонарем
По воздействию воз-
разрешается производить:
душного потока
— до скорости 900 км/ч при полете в
ЗШ с опущенным светофильтром и в
кислородной маске КМ-32;
— во всем эксплуатационном диапа-
зоне скоростей и высот полета в ГШ и
ВКК.
Примечания: 1. На скорости бо-
лее 500 км/ч при полете в ЗШ без
фонарей связь по СПУ неудовлетвори-
тельная, а на скорости более 600 км/ч
внешняя радиосвязь и связь по СПУ
практически нарушаются.
2. В задней кабине на скорости бо-
лее 650 км/ч воздушный поток откло-
няет голову летчика от заголовника
кресла вперед вниз, и появляется ощу-
щение отсоса летчика из кабины
24. Все полеты независимо от высоты
Для обеспечения лет-
выполнять с использованием кислород-
чиков кислородом в по-
ного оборудования в ЗШ с кислородной
лете и защиты от ОВ.
маской или в ГШ при наличии парашют-
БРВ, дыма в кабине, ча-
ного кислородного прибора КП-27М
стиц дипольных отража-
телей и для безопасного
катапультирования
25. В зависимости от задания приме-
нять следующее высотное снаряжение:
— при всех полетах независимо от
Для обеспечения лет-
скорости на высотах менее 11 000 м —
чиков кислородом в по-
ЗШ с кислородной маской, а при выпол-
лете, уменьшения воздей-
нении полетов на пилотаж, групповую
ствия перегрузок на ор-
слетанность и боевое применение, кро-
ганизм летчиков и для
ме того, ППК;
безопасного катапульти-
рования
— при всех полетах независимо от скорости
на высотах от 11000 до 14000 м — ЗШ с
кислородной маской и ВКК.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Перед аварийным
покиданием самолета в полете принять все
меры
(уборка РУД, выпуск тормозных
щитков) к тому, чтобы к моменту
катапультирования скорость полета не
превышала значений, указанных в п.
21
настоящих ограничений;
— при всех полетах на высотах более 14000 м,
Для
компенсации
а также на выполнение задания
избыточного давления кис-
при условии возможного применения оружия
лорода в легких летчика в
массового поражения
(ОМП) и дипольных
случае
разгерметизации
отражателей — ГШ с ВКК
кабин, для безопас-
ного
катапультирования-и
защиты от ОМП и дипольных
отражателей
26. Открытие смотрового щитка ГШ
Для обеспечения кис-
или снятие кислородной маски в полете
лородом летчиков в полете и
разрешается после выполнения задания на
безопасного
ката-
высоте не более 4000 м и скорости не более
пультирования
700 км/ч
По работоспособности
самолетных систем
27.
Полет с автопилотом АП-155,
По условиям точности
включенным в режим
«Приведение» для
стабилизации высоты полета
стабилизации курса и высоты полета,
разрешается при постоянной скорости на
высотах не менее
100 м над рельефом
местности
28. Включение автопилота АП-155 в режим
По условиям устойчивой
«Приведение» в учебных целях при углах
работы
двигателя
при
тангажа более +50° на высотах менее 13000 м
отрицательных перегрузках
или углах тангажа более
+20° на высотах
более 13000 м запрещается
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ РЕЖИМЫ
1. Эволютивная скорость самолета на всех высотах — 400 км/ч.
2. Нормальный взлетный вес самолета при полетах с бетонированных, грунтовых и заснеженных ВПП — 7900 кГ (вес самолета
более 7900 кГ считается перегрузочным).
3. При полетах с бетонированной ВПП максимальный взлетный вес самолета, установленный из условия прочности шасси, не
должен превышать 9500 кГ, а с металлических, грунтовых и заснеженных ВПП — 8500 кГ.
Примечание. Количество взлетов с максимальным взлетным весом с металлических, грунтовых и заснеженных ВПП не
должно превышать 20% общего количества взлетов с этих ВПП.
4. Зависимости взлетной и посадочной скорости, длины разбега и пробега от веса самолета, режимов работы двигателя на взлете,
вариантов использования средств механизации крыла и средств торможения на посадке, а также от атмосферных условий показаны на
графиках и номограммах (рис. 6—8).
5. Взлетные веса самолета со всеми вариантами подвесок распределены по группам и приведены в табл. 3. Разрешается
выполнять взлет с вариантами подвесок, указанными в группе 1 табл. 3, — со всех видов ВПП, а с вариантами подвесок, указанными в
группе 2, — только с бетонированных ВПП.
6. Нормальный вес самолета при посадке на бетонированные, грунтовые (с прочностью грунта σ>= 7,0 кГ/см2) и заснеженные
ВПП — 6800 кГ. Посадку с таким весом выполнять с обязательным применением системы СПС. Нормальный посадочный вес самолет
будет иметь:
— без подвесок под крылом и фюзеляжем — при остатке топлива не более 1400 л;
— с авиабомбами ФАБ-100, или ракетами Р-ЗС, или блоками УБ-16-57УМ, или подвесной пулеметной гондолой— при остатке
топлива не более 1100 л;
— с неуправляемыми ракетами С-24 или авиабомбами ФАБ-250 — при остатке топлива не более 700 л.
Примечание. Нормальный посадочный вес самолета без применения системы СПС с обязательным применением тормозного
парашюта — 6500 кГ.
Таблица 3
Вариант подвесок
Вес самолета перед
запуском двигателя, кГ
Группа 1
2 Х Р-ЗС
7920
2 Х ФАБ-100
7910
2 Х УБ-16-57УМ
7890
2 Х С-24
8250
2 Х ФАБ-250
8210
2 Х Р-ЗС и пулеметная гондола (ПГ)
7980
2 Х ФАБ-100 и ПГ
7970
2 Х УБ-16-57УМ и ПГ
7950
2 Х С-24 и ПГ
8310
2 Х ФАБ-250 и ПГ
8270
2 Х Р-ЗС и 490-л подвесной бак (ПБ)
8370
2 Х ФАБ-100 и 490-л ПБ
8360
2 Х УБ-16-57УМ и 490-л ПБ
8340
Группа 2
2 Х С-24 и 490-л ПБ
8700
2 Х ФАБ-250 и 490-л ПБ
8660
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ОБ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА
Самолет с приведенными в табл. 1 вариантами подвесок обладает удовлетворительными характеристиками. устойчивости и
управляемости.
На рис. 4 показан эксплуатационный диапазон высот и скоростей полета с различными вариантами подвесок.
Предупредительная тряска в горизонтальном прямолинейном полете начинается со скоростей 360 — 380 км/ч (в зависимости от
веса, центровки, типа подвесок и конфигурации самолета). Тряска незначительная, интенсивность ее уменьшается по мере
приближения к скорости начала сваливания. На скорости 290 — 300 км/ч появляется покачивание с крыла на крыло, которое можно
парировать отклонением элеронов.
При уменьшении скорости менее 280 км/ч эффективность элеронов существенно уменьшается. При подходе к минимальной
скорости самолет практически не реагирует на их отклонение. При этом эффективность руля направления уменьшается незначительно.
Рис. 6. Номограмма для определения скорости отрыва (приземления) в зависимости от веса самолета, угла атаки, атмосферного
давления, температуры наружного воздуха и ветра.
Примечание. При посадке с включенной системой СПС скорость уменьшается на 20—25 км/ч
Рис. 7. Номограмма для определения длины разбега и потребной длины ВПП в фактических атмосферных условиях.
Примечание. На рис. 7 и 8 U — составляющая ветра, направленная вдоль ВПП
Рис.
8. Номограмма для определения длины пробега и потребной длины ВПП в фактических атмосферных условиях с
включенной системой СПС и с тормозным парашютом.
Примечания: 1. При посадке без выпуска тормозного парашюта длина пробега увеличивается на 30—40%.
2. При посадке без включения системы СПС длина пробега увеличивается на 20%
При подвеске двух авиабомб калибра 250 кг как с подвесным баком, так и без него самолет не имеет предупредительной тряски.
На скорости 290—300 км/ч он начинает покачиваться с крыла на крыло с незначительными колебаниями по тангажу и при скорости
280 км/ч входит в режим парашютирования.
Скорость начала сваливания в горизонтальном прямолинейном полете с различными вариантами подвесок в полетной и
посадочной конфигурациях равна 190— 260 км/ч. Самолет при не полностью взятой на себя ручке управления сваливается на крыло с
одновременным плавным опусканием носа.
Во взлетной конфигурации в наборе высоты при работе двигателя на режиме «Максимал» и не полностью взятой на себя ручке
управления самолет на крыло не сваливается, а при достижении скорости 190—260 км/ч плавно опускает нос и переходит на снижение
с набором скорости.
При достижении минимальной скорости самолет, как правило, кренится (γ ~ 30°) вначале влево с опусканием носа, разгоняется
до скорости V = 280 км/ч и поднимает нос, а затем кренится вправо (γ ~ 30°) с опусканием носа, т. е. происходит движение типа
«падающего листа». Энергичного сваливания самолета на крыло не происходит. При отклонении ручки управления от себя до
нейтрального положения самолет прекращает колебания, фиксирует угол снижения и разгоняется.
При торможении виражом на дозвуковых скоростях, особенно при числах М менее 0,5, до углов атаки начала сваливания
предупредительной тряски практически нет, признаком начала сваливания является покачивание с крыла на крыло и «вождение
носом». В этом случае при торможении с перегрузкой порядка 1,5—2,0 ед. поведение самолета на режиме сваливания аналогично
описанному выше.
На больших высотах при торможении виражом от максимального числа М до М начала сваливания с полностью взятой на себя
ручкой управления самолет сваливается на числах М ~ 0,7-0,75. Предупреждающие признаки и характер поведения самолета на
сваливании аналогичны описанным для торможения виражом на дозвуковых скоростях полета.
Наличие предварительного скольжения на
1—2 диаметра шарика по указателю скольжения в процессе торможения до
сваливания, а также энергичное отклонение ручки управления на себя при скорости порядка 280 км/ч в режиме прямолинейного
горизонтального полета практически не меняет характера поведения самолета при сваливании.
Если при торможении самолета с перегрузкой более 1,5—2,0 ед. в момент начала покачивания с крыла на крыло отклонить руль
направления, самолет с энергичным вращением вокруг продольной оси войдет в штопор.
В посадочной и взлетной конфигурациях в диапазоне скоростей 280—380 км/ч самолет имеет слабо выраженную неустойчивость
по скорости. В процессе уменьшения скорости ручка управления отклоняется от себя за нейтральное положение, однако запас хода
ручки на пикирование остается достаточным.
В процессе выполнения торможения виражом с полностью отклоненной ручкой управления на себя с числа Ммакс до М = 0,9 на
высотах 13000—15000 м в диапазоне чисел М= 1,15-1,2 возникает незначительная тряска.
Чтобы избежать выхода самолета на су, близкие к су сваливания, необходимо с появлением тряски уменьшить отклонение ручки
управления на себя. Зависимость су от числа Мф полета показана на рис. 9.
Рис. 9. Зависимость су от числа Мф полета (для самолета без подвесок или с двумя Р-ЗС и ПГ)
На числах М = 1,4 и более (Vпр = 800 км/ч и более) усилия на педалях при отклонении руля направления значительны, что
затрудняет устранение скольжения самолета.
Вследствие повышенной эффективности элеронов самолет очень чувствителен к поперечному отклонению ручки, поэтому при
полете в сложных метеоусловиях, особенно на малых высотах и околозвуковых скоростях полета, требуется повышенное внимание
летчика при пилотировании самолета.
Энергичные перекладывания элеронов на числе М = 1,7 и более сопровождаются значительным скольжением, что требует
повышенного внимания летчика при выполнении эволюций на указанных числах М.
При включенном автопилоте, работающем в режиме «Стабилизация», пилотирование самолета в поперечном отношении
упрощается вследствие увеличения расходов ручки, потребных для создания крена.
Без подвесок и с ракетами Р-ЗС самолет обладает повышенной реакцией по крену на отклонение руля направления, особенно при
выходе на большие углы атаки. При полете с подвесным топливным баком реакция по крену на отклонение руля направления
возрастает. В этом случае при даче ноги и нейтральных элеронах самолет начинает энергично вращаться вокруг продольной оси.
Вращение сопровождается уменьшением скорости и увеличением перегрузки. При возникновении указанного вращения летчик
должен установить и зафиксировать педали в нейтральном положении.
При включенном автопилоте, работающем в режиме «Стабилизация», после энергичного отклонения руля направления самолет
входит в крен и начинает скользить или медленно вращаться.
Выполнение маневров самолета в трансзвуковом диапазоне скоростей полета (М = 0,8-1,2) характеризуется резким изменением
характеристик устойчивости и управляемости, а также изменением потребных отклонений ручки управления и усилий на ней на
единицу перегрузки (рис. 10—12). Такое изменение потребных отклонений ручки и усилий на единицу перегрузки в трансзвуковом
диапазоне скоростей полета при выполнении маневра с торможением с фиксированной ручкой управления в момент прохода М = 0,9-
0,87 может привести к самопроизвольному увеличению перегрузки («подхвату»), воспринимаемому летчиком как неустойчивость по
перегрузке.
Рис. 10. Зависимость перемещений ручки управления,
потребных для создания единичной перегрузки от
числа Мф полета (G = 7100 кГ; Хт = 33% САХ)
Рис. 11. Зависимость углов отклонения стабилизатора, потребных для создания единичной перегрузки, от числа Мф полета (G =
7100 кГ)
Темп самопроизвольного увеличения перегрузки зависит:
— от величины запаса устойчивости по перегрузке и характера ее изменения;
— от темпа торможения самолета в процессе выполнения маневра;
— от величины начальной перегрузки.
Рис. 12. Зависимость усилий на ручке управления, потребных_для создания единичной перегрузки от числа М полета (G = 7100
кГ; Хт =33% САХ): 1 — для Δny>2; 2 — для Δny=1; 3 — для Δny>1
Самопроизвольное увеличение перегрузки происходит в процессе торможения при Мпр = 0,9-0,87 независимо от высоты полета и
вида выполняемого маневра. Время, за которое самолет достигает максимальной эксплуатационной перегрузки в процессе «подхвата»
при выполнении маневров с рекомендованной перегрузкой (nу = 4,5-5,5) и фиксированной ручке управления, равно:
— 2 с при выполнении горок, петель и полупетель;
— 1,6 с при выполнении переворотов и выводов из пикирования;
— 1,2 с при выполнении торможения виражом (режим работы двигателя — «Малый газ», тормозные щитки выпущены).
В процессе выполнения маневров с торможением при входе самолета в трансзвуковую зону перегрузка несколько уменьшается.
Не рекомендуется поддерживать ее величину постоянной увеличением отклонения ручки на себя, так как это приводит к энергичному
«подхвату» после прохода трансзвуковой зоны при М = 0,87-0,90.
Вмешательство летчика в управление для гашения колебаний самолета после импульса или «дачи» стабилизатором, а также
энергичное парирование самопроизвольного увеличения перегрузки в трансзвуковой зоне на высотах от 100 до 7000 м к раскачке
самолета не приводят.
Диапазон максимальных располагаемых перегрузок показан на рис. 13.
Рис. 13. Зависимость максимальных располагаемых перегрузок от числа Мф (G = 7100 кГ):
1 — nу при сy макс; 2 — nу при су начала тряски; 3 — nу при ϕмакс
Устойчивость и управляемость самолета в продольном и боковом отношении при разгоне и полете на Vпр= 1200 км/ч и М = 2,05
удовлетворительные. Усилия на ручке управления при создании вертикальной перегрузки приемлемы для пилотирования.
Эффективность элеронов на предельных приборных скоростях и числах М достаточная.
В процессе разгона до скорости 1200 км/ч и М = 2,05 самолет в продольном отношении устойчив, усилия на ручке управления
изменяются незначительно и могут быть сняты механизмом триммерного эффекта.
Переход с дозвуковой скорости на сверхзвуковую происходит без заметного нарушения продольной балансировки.
В путевом отношении самолет устойчив. Усилия на педалях при скорости 800—1200 км/ч и М = 1,4-2,05 очень велики, поэтому
максимально возможные отклонения руля направления на данных режимах не превышают 4°.
При разгоне на скорости 1000—1200 км/ч может наблюдаться кренение самолета, которое необходимо устранять отклонением
ручки управления. Выпуск тормозных щитков на предельных приборных скоростях и числах М полета на устойчивость и
управляемость практически влияния не оказывает. При этом самолет незначительно кабрирует, появляется небольшой
«зуд»,
чувствуется энергичное торможение, особенно на малых высотах.
В процессе разгона (торможения) следует контролировать выход (уборку) конуса воздухозаборника на числе М = 1,5 по
высвечиванию (погасанию) на табло сигнала КОНУС ВЫПУЩЕН и изменению звука в воздухозаборнике на числе М = 1,9.
На предельных числах М полета возможно выполнение маневров с полностью взятой на себя ручкой управления, но при этом
происходит торможение самолета.
При выполнении виража с торможением (энергичным взятием ручки управления на себя с темпом 4—6 град/с до полного ее
отклонения) на высотах 11000—12000 м и числах М>1,6 возникает помпаж воздухозаборника с последующим самовыключением
двигателя.
На отдельных самолетах при вводе в горку на числах М = 2,0-2,05 с перегрузкой 1,5—2 на высотах 13000 м и более при
освобожденных педалях шарик непроизвольно уходит от балансировочного положения и возникают колебания по крену и курсу с
периодом около 3 с. Эти колебания продолжаются и при дальнейшем наборе высоты на числах М = 2,05-1,85. Более ощутимы для
летчика колебания по курсу
(«вождение» шарика при освобожденных педалях достигает
2,5 диаметра), колебания по крену
незначительны (до 5°). Колебания сопровождаются самопроизвольным «вождением» педалей.
При возникновении боковых колебаний самолета необходимо зажать педали в нейтральном положении, после чего колебания по
курсу уменьшаются. При уменьшении числа М полета до 1,85 колебания самолета прекращаются.
На горке при числе М=1,95 и последующем наборе высоты до потолка, а также при полете по профилям на перехват в диапазоне
чисел М = 1,85-1,95 боковые колебания не наблюдаются.
В горизонтальном полете и при снижении на скоростях, соответствующих предельному числу М = 2,05, боковые колебания не
возникают даже при наличии скольжения.
При разгоне нормально сбалансированного самолета на малых и средних высотах на скорости более 650— 850 км/ч появляются
давящие усилия на ручке управления. На скорости 850—950 км/ч усилия становятся близкими к нулевым. При дальнейшем
увеличении скорости до 1100—1200 км/ч снова появляются давящие усилия.
Примечание. Самолет при нейтральном положении механизма триммерного эффекта должен балансироваться на высоте 3000
м на приборной скорости 650—850 км/ч.
В полете необходимо периодически следить за правильностью работы автоматики АРУ-3В по характеру усилий на ручке и по
указателю АРУ-3В, кроме того, периодически контролировать: обороты двигателя, температуру газов за турбиной, давление масла,
сигнализацию на табло и остаток топлива.
При выключении форсажа на больших числах М полета может возникнуть скольжение (отклонение шарика до двух диаметров).
Указанное изменение путевой балансировки самолета пилотирования не усложняет.
Из-за наличия «зоны разрыва» в показаниях приборов летчик не имеет возможности контролировать приборную скорость полета
в диапазоне чисел М = 0,96-1,03.
В табл. 4 приведены диапазоны приборных скоростей для различных высот, не контролируемых летчиком из-за наличия «зоны
разрыва».
Торможение самолета разрешается производить выпуском тормозных щитков
(на всех скоростях и высотах полета),
дросселированием двигателя (с учетом ограничений) и созданием перегрузки (с учетом рекомендаций настоящего подраздела).
Таблица 4
Диапазоны приборных скоростей полета,
не контролируемые летчиком из-за наличия
Высота полета,
«зоны разрыва» в показаниях приборов (км/ч),
м
для самолета
с ПВД-7
с ПВД-18-5М
500
1120—1210
1130—1230
1000
1090—1180
1100—1200
1500
1070—1150
1080—1170
2000
1040—1120
1050—1140
2500
1010—1090
1020—1110
3000
990—1070
1000—1090
4000
930—1010
950—1030
5000
880—960
900—980
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Время, непрерывной работы двигателя в полете на всех режимах не ограничивается. В процессе полета, а также при изменении
режима работы двигателя, скорости и высоты полета контролировать обороты РНД и РВД, температуру газов за турбиной, давление
масла, положение конуса воздухозаборника и створок реактивного сопла по соответствующим указателям, сигнальным лампам и
сигналам на табло.
Давление масла в обеих кабинах контролируется по сигнальной лампе МАСЛО и манометру, расположенному на приборной
доске только в передней кабине. На самолете МиГ-21УС сигнальной лампы МАСЛО нет.
Сигнальная лампа МАСЛО горит при давлении масла в системе менее 1,3 кГ/см2. Загорание сигнальной лампы при давлении
более 1,3 кГ/см2 свидетельствует о наличии стружки в масле.
Положение конуса воздухозаборника зависит от числа М полета. В полете конус автоматически устанавливается в следующие
положения:
— при числах М от 0 до 1,5 конус убран;
— при числах М от 1,5 до 1,9 конус частично выдвинут;
— при числах М более 1,9 конус полностью выдвинут.
Контроль положений конуса осуществляется по высвечиванию на табло сигнала КОНУС ВЫПУЩЕН (при М>1,5) и изменению
звука в воздухозаборнике (при. М>1,9).
Положение створок реактивного сопла на самолете МиГ-21УМ контролируется по высвечиванию на табло сигнала СОПЛО
ОТКРЫТО (на самолете МиГ-21УС такого сигнала нет), а также косвенно по величине температуры газов за турбиной и разности
между оборотами РНД и РВД при работе двигателя на бесфорсажных режимах.
Сигнал СОПЛО ОТКРЫТО высвечивается при снижении оборотов РВД менее 65—68% и на форсажных режимах, а гаснет при
увеличении оборотов РВД более 65—68% или при выключении форсажа.
При нормальном положении створок реактивного сопла на максимальном и форсажных режимах работы двигателя температура
газов за турбиной должна быть более 450°С, при этом обороты РНД не должны превышать обороты РВД более чем на 8—10%. Для
включения форсажных режимов необходмо после выхода двигателя на максимальные обороты установить РУД сначала в положение
ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ, затем на требуемый режим форсажа, предварительно убедившись в надежном включении полного форсажа.
Примечание. При необходимости в полете на скорости не менее 550 км/ч разрешается включать форсаж установкой РУД на
упор ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ с любого исходного режима работы двигателя.
При включении форсажа на табло высвечивается сигнал ФОРСАЖ и происходит прирост тяги двигателя, ощущаемый по толчку.
Включение форсажа сопровождается:
— кратковременным (не более 5 с) забросом оборотов РНД, но не более чем до 106,5%;
— провалом оборотов РВД и РНД с последующим их восстановлением;
— кратковременным провалом температуры газов за турбиной на 20—120° С.
В случае нерозжига или самопроизвольного погасания форсажа температура газов за турбиной падает ниже 450° С, а разница
между оборотами РНД и РВД составляет более 8—10% (обороты РНД превышают обороты РВД).
При нерозжиге или погасании форсажа необходимо установить РУД на упор МАКСИМАЛ. Повторное включение форсажа
производить после восстановления максимальных оборотов двигателя, увеличив при этом скорость полета на 30—50 км/ч.
Выключать форсаж на высотах более 15000 м установкой РУД в положение МАКСИМАЛ.
На высотах от 6000 до 15000 м дросселирование двигателя с форсажных режимов разрешается производить до любого режима с
задержкой РУД на упоре МАКСИМАЛ не менее 3 с, а на высотах менее 6000 м задержки РУД на упоре МАКСИМАЛ не требуется.
Выключение форсажа в полете на высотах менее 15000 м допускается во всем эксплуатационном диапазоне скоростей полета
(вплоть до эволютивной). При выключении форсажа сигнал ФОРСАЖ на табло гаснет. Процесс выключения форсажа сопровождается
кратковременным забросом оборотов РНД и уменьшением оборотов РВД с последующим восстановлением их до заданного режима.
Для устранения неустойчивой работы форсажной камеры, характеризующейся продольной раскачкой (толчками) самолета и
колебаниями оборотов двигателя, необходимо:
— при работе двигателя на полном форсаже увеличить скорость полета за счет снижения самолета, оставив РУД на упоре
ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ до прекращения раскачки (толчков) самолета и колебаний оборотов двигателя;
— при работе двигателя на минимальном и частичном форсажных режимах переместить РУД в сторону упора ПОЛНЫЙ
ФОРСАЖ или увеличить скорость полета за счет снижения самолета до прекращения раскачки (толчков) самолета и колебаний
оборотов двигателя.
В процессе снижения с высот более 7000 м при РУД, установленном на упоре М. ГАЗ, летчик должен убедиться, что двигатель не
выключился и работает устойчиво. Для этого на высоте 5000—7000 м плавно перевести РУД в сторону упора МАКСИМАЛ, при этом
обороты и температура газов за турбиной должны возрасти, двигатель должен работать устойчиво.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ И КОНТРОЛЬ РАБОТЫ ТОПЛИВНОЙ СИСТЕМЫ
Контроль за выработкой топлива производится из обеих кабин по указателям расходомера и сигнальным лампам.
Последовательность срабатывания ламп сигна-лизации выработки топлива при нормальной работе топливной системы приведена в
табл. 5.
Таблица 5
Наименование
Остаток топлива
Высвечивается сигнал
контролируемой группы
по расходомеру
с подвесным
топливным
баком, л
Подвесной фюзеляжный
2100—2300
ВЫРАБ. ПОДВ. БАКА
бак
3-я группа баков
750—850
3 ГР. БАКОВ
Аварийный остаток
400—500
ОСТАЛОСЬ 500 Л
Если подкачки топлива нет, на табло высвечиваются сигналы РАСХОДН. БАК (красным светом) и 3 ГР. БАКОВ (зеленым
светом).
Световые сигналы выработки топлива из группы баков вначале мигают, а затем светятся постоянно.
Контроль за выработкой топлива из крыльевых баков-отсеков осуществляется косвенно по остатку топлива с началом
высвечивания сигнала 3 ГР. БАКОВ. Если в полете 3-я группа баков вырабатывается при остатке топлива 1300—1400 л, это
свидетельствует о невыработке топлива из крыльевых баков-отсеков. Фактический вырабатываемый остаток топлива при этом будет
составлять 750—850 л.
Во избежание выхода из строя перекачивающего насоса 3-й группы баков после устойчивого высвечивания сигнала З ГР. БАКОВ
необходимо выключить АЗС НАСОС 3 ГР. БАКОВ.
При заходе на посадку с остатком топлива 200 л и менее для перекачки возможного остатка топлива из баков 3-й группы в
расходный бак необходимо включить АЗС НАСОС 3 ГР. БАКОВ. Выключать указанный АЗС только после посадки.
На снижении или пикировании при работе двигателя на максимале возможно высвечивание сигнала 3 ГР. БАКОВ при остатке
топлива 1550 л и менее. В этом случае насос 3-й группы баков не выключать до остатка топлива 750—850 л. После перевода самолета
в горизонтальный полет с одновременным перемещением РУД на упор МАКСИМАЛ сигнал должен погаснуть. Если сигнал
продолжает высвечиваться, это значит, что топливо из крыльевых баков-отсеков не вырабатывается. В этом случае посадку
производить при остатке топлива по расходомеру не менее 900—1000 л.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ И КОНТРОЛЬ РАБОТЫ ГИДРОСИСТЕМ
Гидросистема самолета для большей надежности и живучести конструктивно выполнена из двух автономных систем — основной
и бустерной. В бустерной гидросистеме установлена насосная станция НП-27Т, которая включается автоматически при падении
давления в бустерной гидросистеме ниже 160—175 кГ/см2 и выключается при повышении давления в ней более 195 кГ/см2.
Основная гидросистема обеспечивает:
— уборку и выпуск шасси;
— управление противопомпажными створками;
— уборку и выпуск закрылков;
— управление тормозными щитками;
— управление створками реактивного сопла;
— работу одной камеры двухкамерного бустера стабилизатора;
— автоматическое торможение колес при уборке шасси;
— уборку и выпуск конуса воздухозаборника;
— управление обдувом радиостанции РСИУ-5 (Р-832М).
Бустерная гидросистема обеспечивает работу одной камеры двухкамерного бустера стабилизатора и двух бустеров элеронов.
Контроль работы гидросистем осуществляется по манометру и световой сигнализации в обеих кабинах.
При падении давления в гидросистемах до 160— 175 кГ/см2 на табло в обеих кабинах высвечиваются сигналы СЛЕДИ ДАВ.
БУСТ. СИСТ. и СЛЕДИ ДАВ. ОСН. СИСТ., которые гаснут при повышении давления до 195 кГ/см2.
Контроль работоспособности насосной станции НП-27Т осуществляется по манометру бустерной системы.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ АВТОПИЛОТА АП-155
Автопилот АП-155 в режиме стабилизации угловых положений самолета разрешается использовать на всех режимах полета,
включая взлет со всеми вариантами подвесок и посадку.
Готовность автопилота к работе обеспечивается включением АЗС АП (включать только при работающих курсовой системе и
авиагоризонте, включенном бустере элеронов и наличии давления в гидросистеме).
Включать режим «Стабилизация» разрешается на земле непосредственно перед взлетом (на исполнительном старте) и в полете
при любых положениях самолета в пространстве.
В полете перед включением автопилота в режим «Стабилизация» необходимо сбалансировать самолет и снять усилия с ручки
управления самолетом ползунком ТРИММЕР. ЭФФЕКТ, расположенным на ручке управления.
Включение режима «Стабилизация» производится из любой кабины нажатием кнопки-лампы СТАБИЛИЗ. АП на приборной
доске в каждой кабине. При нажатии кнопки-лампы в любой кабине лампы СТАБИЛИЗ. АП загораются в обеих кабинах, сигнализируя
о включении автопилота.
После включения автопилот стабилизирует то положение самолета в пространстве, которое самолет имел в момент освобождения
по усилиям ручек управления.
Примечание. Если в момент освобождения по усилиям ручек управления угол крена самолета был более 6°, автопилот
стабилизирует углы крена и тангажа самолета, а если угол крена был менее 6°, автопилот стабилизирует курс полета, угол тангажа и
нулевой угол крена.
Стабилизация автопилотом заданных углов крена, тангажа и курса полета обеспечивается при освобождении по усилиям ручек
управления летчиками передней и задней кабин. При приложении к одной из ручек управления усилий 1,7—1,9 кГ в продольном или
1,0—1,2 кГ в поперечном направлении стабилизация соответствующего углового положения самолета прекращается.
Автопилот при работе в режиме
«Стабилизация» обеспечивает стабилизацию заданных угловых положений самолета в
горизонтальном установившемся полете с точностью ± 1°.
При наборе высоты, снижении, в процессе разгона или торможения, а также при выполнении спиралей и виражей точность
стабилизации угловых положений самолета составляет ±3°.
Управление самолетом при работе автопилота в режиме
«Стабилизация» не отличается от управления самолетом при
выключенном автопилоте, за исключением того, что в этом случае расход ручки и усилия на ней для создания одной и той же
перегрузки несколько больше.
Изменение угла тангажа самолета при полете с включенным автопилотом (для выдерживания скорости полета в наборе высоты
или на снижении, для выдерживания высоты полета при выполнении разгона или торможения) можно производить кратковременным
нажатием кнопки ТРИММЕР. ЭФФЕКТ.
С автопилотом, работающим в режиме «Стабилизация», разрешается выполнять все фигуры простого и сложного пилотажа,
кроме штопора.
При выполнении пилотажа с включенным автопилотом, работающим в режиме «Стабилизация», необходимо помнить, что при
угле тангажа более ±40° курс полета не стабилизируется, а при углах тангажа ±80-100° крен автопилотом также не стабилизируется.
При полетах в сложных метеорологических условиях перед входом в облака необходимо проверить правильность работы
автопилота в режиме «Стабилизация» по показанию авиагоризонта и положению естественного горизонта.
Режим «Приведение» обязательно включать при потере летчиками пространственной ориентировки в целях облегчения вывода
самолета в прямолинейный горизонтальный полет. Рекомендуется также включать этот режим при длительном прямолинейном
горизонтальном полете с установившейся скоростью для облегчения выдерживания курса и высоты полета.
Включение режима «Приведение» производится из любой кабины нажатием кнопки ВКЛЮЧ. ПРИВ. ГОРИЗ., расположенной па
ручке управления самолетом в каждой кабине, и контролируется по загоранию сигнальных ламп ПРИВЕДЕНИЕ АП, размещенных на
приборных досках.
Примечание. При работе автопилота в режиме
«Приведение» и приложении к одной из ручек управления усилий,
превышающих 1,7—1,9 кГ в продольном или 1,0—1,2 кГ в поперечном направлении, сигнальные лампы ПРИВЕДЕНИЕ АП гаснут,
свидетельствуя о вмешательстве летчика в управление самолетом. При освобожденных по усилиям ручках управления сигнальные
лампы ПРИВЕДЕНИЕ АП вновь должны загореться.
Режим «Приведение» при выполнении маршрутного полета разрешается включать при постоянной скорости на высотах не менее
100 м над рельефом местности после выхода самолета на заданный курс и заданную высоту полета.
Автопилот, работающий в режиме «Приведение» в полете с установившейся скоростью на высотах до 10000 м, обеспечивает
стабилизацию барометрической высоты полета с точностью ±50 м. На высотах более 10000 м погрешность стабилизации высоты
увеличивается и достигает ±150-200 м. Если на высотах более 10000 м при включении режима «Приведение» после входа в зону углов
тангажа от +10 до —2° самолет не переходит в горизонтальный полет, а продолжает набор или снижение, рекомендуется отключить
автопилот красной кнопкой ВЫКЛЮЧ. АВТОПИЛ. (на ручке управления) и перейти на ручное управление.
Управление самолетом при работе автопилота в режиме «Приведение» осуществляется по положению ручки управления
самолетом и является необычным и затруднительным. В связи с этим включение режима «Приведение» в полете с длительными и
частыми маневрами не рекомендуется.
При использовании автопилота АП-155 для восстановления пространственной ориентировки необходимо:
— включить режим «Приведение», нажав кнопку ВКЛЮЧ. ПРИВ. ГОРИЗ. на одной из ручек управления самолетом;
— освободить ручки по усилиям и убедиться, что сигнальная лампа ПРИВЕДЕНИЕ АП горит;
— установить педали в нейтральное положение;
— выключить форсаж (если он был включен).
В дальнейшем следить за скоростью и высотой полета, в соответствии с которыми изменять режим работы двигателя. При
необходимости выпуском тормозных щитков не допускать выхода самолета за ограничение по максимально допустимой скорости
полета.
Если приведения самолета по углу крена не происходит (что соответствует строго перевернутому положению самолета или
нулевому углу крена), кратковременно отклонить ручку управления самолетом вправо или влево примерно на 1/5 полного хода и вновь
освободить ее по усилиям.
Примечание. Летчики передней и задней кабин должны иметь в виду, что при не освобожденных по усилиям ручках
управления автоматического приведения самолета к горизонту не обеспечивается (при этом сигнальные лампы ПРИВЕДЕНИЕ АП не
загораются).
Следует помнить, что за время приведения самолета к горизонту из положения с отрицательными углами тангажа потеря высоты
в зависимости от вертикальной скорости снижения составляет:
— при 50 м/с 250 м;
— при 100 м/с 500 м:
— при 150 м/с 1000 м;
— при 200 м/с 1500 м.
Зависимость потери высоты при автоматическом приведении самолета в режим горизонтального полета от вертикальной
скорости снижения при включении автопилота в режим «Приведение» показана на рис. 14.
Необходимо знать также следующее правило: безопасное автоматическое приведение самолета к горизонту обеспечивается, если
высота его полета в метрах в момент включения режима «Приведение» не менее десятикратного значения вертикальной скорости
снижения и приборная скорость полета находится в пределах эксплуатационных режимов.
Рис. 14. Зависимость потери высоты при автоматическом приведении самолета в режим горизонтального полета от вертикальной
скорости снижения в момент включения автопилота АП-155 в режим «Приведение»
Приведение к нулевому углу крена из перевернутого положения происходит за время не более 6 с как на дозвуковых, так и на
сверхзвуковых скоростях полета. При приведении из углов крена менее 180° время приведения уменьшается.
При приведении самолета к горизонту из положения с положительными углами тангажа возможны срабатывание сигнализации
выработки топлива по группам, сигнализация аварийного остатка топлива с одновременным миганием кнопки-лампы СОРЦ и
кратковременное падение давления масла до нуля.
Автопилот АП-155 с блоком БОВ-21 кроме перечисленных выше задач решает и задачу автоматического вывода самолета с
опасной высоты с заданным в блоке БОВ-21 углом тангажа 15—17° и последующим приведением самолета к горизонту.
При использовании АП-155 с блоком БОВ-21 в зависимости от задания и рельефа местности района полета необходимо перед
вылетом или в процессе полета установить переключателем ПСВ-УМ радиовысотомера РВ-УМ высоту на 50 м меньше заданной
высоты полета (кроме отметки 50). При включенном РВ-УМ и включенном в режим «Стабилизация» или «Приведение» АП-155
включить БОВ-21 выключателем УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ, расположенным на левом вертикальном пульте передней кабины.
При включении выключателя перед взлетом БОВ-21 вступает в работу через 30—80 с после уборки шасси, а при включении в полете с
убранным шасси — через 30—80 с после включения выключателя УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ.
В полете при снижении самолета до высоты, установленной переключателем ПСВ-УМ, по сигналу об опасной высоте от РВ-УМ
автопилот автоматически переключается в режим «Приведение» (если до этого он был включен в режим «Стабилизация»), при этом
загорается сигнальная лампа ПРИВЕДЕНИЕ АП. После включения режима «Приведение» самолет приводится к нулевому углу крена
и одновременно переходит в режим набора высоты с перегрузкой не более 3,5 ед. В процессе набора высоты в момент прохода опасной
высоты автопилот переводит самолет в режим горизонтального полета с околонулевыми и отрицательными перегрузками (до -1 ед.) с
последующей стабилизацией барометрической высоты полета, на 60—250 м превышающей заданную опасную высоту полета.
Момент начала автоматического увода с опасной высоты при неосвобожденных ручках управления ощущается летчиками по
толчку на ручках управления, энергичному росту положительной перегрузки и изменению угла тангажа на кабрирование.
Для исключения возможного выхода самолета на режим предупредительной тряски при снижении с большой вертикальной
скоростью при V<=600 км/ч в момент срабатывания БОВ-21 увеличением оборотов установить скорость полета не менее 600 км/ч, при
необходимости включения форсажа предварительно выключить АП-155.
В процессе автоматического увода с опасной высоты при Vпр <=600 км/ч происходит потеря скорости на 60— 70 км/ч, поэтому
необходимо контролировать скорость полета и своевременно увеличивать обороты двигателя.
Из условий допустимой потери высоты применение автоматического увода с опасной высоты (без вмешательства летчиков в
управление) может быть рекомендовано в эксплуатационном диапазоне скоростей на высотах, приведенных в табл. 6.
Таблица 6
Заданная высота,
Допустимое значение вертикальной скорости (м/с)
м
на самолете
без подвесок и с двумя Р-
с двумя Р-ЗС и
ЗС
подвесным баком
емкостью 490 л
50
15
10
150
25
15
400
40
25
Просадка самолета (потеря высоты в метрах) за время автоматического увода с опасной высоты достигает следующих величин:
— на скоростях полета 450—550 км/ч:
10—15м при Vу = 5—10 м/с;
20—40 м при Vу = 15—20 м/с;
70—100 м при Vу = 25—30 м/с;
— при скоростях полета, больших 550 км/ч, не более 60 м для Vу <= 30 м/с.
Выключение БОВ-21 производится вручную из передней кабины выключателем УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ или нажатием
кнопки ВЫКЛЮЧ. АВТОПИЛ., расположенной на ручке управления самолетом в каждой кабине, а также автоматически при выпуске
шасси.
Примечание. При включенном блоке БОВ-21 в случае посадки с убранным шасси выключатель УВОД С ОПАСНОЙ
ВЫСОТЫ выключить.
Автопилот обязательно выключать в следующих случаях:
— при срыве самолета в штопор;
— при обнаружении признаков начала инерционного вращения или попадании самолета в режим инерционного вращения;
— при остановке двигателя;
— при отказах обеих гидросистем;
— перед выключением бустеров элеронов;
— при отказе генератора постоянного тока;
— при пожаре на двигателе;
— при отказе автоматики АРУ-ЗВ;
— перед арретированием АГД-1;
— в конце пробега самолета (для повышения эксплуатационной надежности автопилота).
Выключение автопилота производится нажатием кнопки ВЫКЛЮЧ. АВТОПИЛ. При этом выключается режим автоматического
увода самолета с опасной высоты. Контроль за выключением автопилота осуществляется по погасанию сигнальных кнопок-ламп
СТАБИЛИЗ. АП и ламп ПРИВЕДЕНИЕ АП.
При отработке фигур пилотажа и ведении маневренного воздушного боя с включенным в режим «Стабилизация» автопилотом
АП-155 существенно возрастают усилия на ручке управления по продольному каналу, затрудняя пилотирование самолетом. В связи с
этим в электросхеме управления автопилотом АП-155 предусмотрено выключение продольного канала выключателем АП ТАНГАЖ.
При этом полностью сохраняется стабилизация по крену.
Независимо от положения выключателя АП ТАНГАЖ на режимах «Приведение» и автоматического увода самолета с опасной
высоты включаются оба канала.
ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ АВТОПИЛОТА КАП-2 (НА САМОЛЕТЕ МиГ-21УС)
Готовность автопилота к работе обеспечивается включением АЗС КАП (при работающем авиагоризонте АГД).
Включение режима демпфирования автопилота производится из любой кабины нажатием кнопки ДЕМПФ. на приборной доске в
передней и задней кабинах. При включении этого режима загораются сигнальные лампы на приборных досках над надписью ДЕМПФ.
(в передней и задней кабинах).
Автопилот КАП-2 с рулевым агрегатом РАУ, имеющим ход штока
±3° по элеронам, разрешается включать в режим
демпфирования на всех режимах полета самолета.
Автопилот КАП-2 с рулевым агрегатом РАУ, имеющим ход штока ±5,5° по элеронам, включать в режим демпфирования при
полете со скоростью более 650 км/ч на высотах менее 500 м запрещается.
Включение режима стабилизации производится из любой кабины нажатием черной кнопки ВКЛЮЧ. СТА-БИЛИЗ. на ручке
управления в передней и задней кабинах. При включении этого режима загораются сигнальные лампы ВКЛЮЧЕНО АП на приборных
досках передней и задней кабин.
Если в комплекте КАП-2 применен рулевой агрегат РАУ с ходом штока ±3°, то при включенном режиме стабилизации
разрешается выполнять горизонтальный полет, взлет, посадку, развороты, снижение и набор высоты с углами тангажа не более ±80° во
всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.
При применении в комплекте КАП-2 рулевого агрегата РАУ с ходом штока ±5,5° по элеронам полет самолета с включенным
КАП-2 в режиме стабилизации на высотах менее 500 м при скорости более 650 км/ч запрещается.
Примечания: 1. При пилотировании самолета с включенным режимом стабилизации для сохранения крена до ±36° ручку
управления необходимо удерживать с некоторым усилием в отклоненном положении.
2. Режим стабилизации целесообразно включать:
— перед взлетом;
— при выполнении полета днем в облаках или при ограниченной видимости;
— ночью в простых и сложных метеоусловиях.
При полете в сложных метеоусловиях перед входом в облака проверить работу автопилота в режиме стабилизации сравнением
показаний указателя авиагоризонта с положением самолета относительно естественного горизонта.
Для приведения самолета к нулевому углу крена необходимо включить режим стабилизации (если он не был включен) и
установить ручку управления самолетом в нейтральное положение по крену.
Приведение к нулевому углу крена при полете как на дозвуковых, так и на сверхзвуковых скоростях полета происходит за время
не более
4 с. Если приведение самолета к нулевому углу крена из перевернутого положения не происходит, необходимо
кратковременным отклонением ручки управления влево или вправо примерно на 1/3 хода создать начальное вращение самолета и
снова установить ручку управления в нейтральное положение.
В случае появления колебаний, затрудняющих пилотирование при включенном автопилоте, необходимо выключить режим
стабилизации и, если колебания не прекращаются, выключить режим демпфирования.
Автопилот КАП-2 обязательно выключать в следующих случаях:
— при выходе самолета на критические углы атаки;
— при срыве самолета в штопор;
— при обнаружении признаков начала инерционного вращения или при попадании в режим инерционного вращения;
— перед выключением бустеров элеронов;
— при отказе обеих гидросистем;
— при отказе генератора постоянного тока;
— при пожаре на самолете.
Выключение автопилота производится из любой кабины нажатием кнопки ВЫКЛЮЧ. АВТОПИЛ. на ручках управления
передней и задней кабин. После посадки выключить АЗС КАП.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Выключение АЗС КАП без предварительного отключения режимов стабилизации и демпфирования
запрещается, так как шток рулевого агрегата в этом случае может остаться в нейтральном положении, что приведет к кренению
самолета при нейтральном положении ручки управления и к некоторому усложнению пилотирования самолетом.
2. На самолете, сбалансированном в поперечном отношении, при выключении автопилота в воздухе возможно возникновение
кренений из-за установки штока РАУ в нейтральное положение с точностью до ±1,5 мм по ходу штока рулевого агрегата.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ПУЛЬТА ИМИТАЦИИ ОТКАЗОВ ПИО-155
Для обучения летного состава навыкам в распознавании и парировании отказов автопилота АП-155 и механизма триммерного
эффекта в кабине инструктора установлен пульт имитации отказов ПИО-155, который позволяет имитировать следующие отказы:
— уход штока рулевого агрегата автопилота в канале тангажа в крайнее положение на кабрирование (пикирование) с
подключением в работу электромеханизма триммерного эффекта соответственно на кабрирование (пикирование);
— уход штока электромеханизма триммерного эффекта на кабрирование (пикирование) при включенном в режим стабилизации
автопилоте;
— обрыв жестких обратных связей в автопилоте раздельно по каналам крена и тангажа;
— уход штока рулевого агрегата автопилота в канале крена в одно из крайних положений (влево или вправо) при работе
автопилота в режиме стабилизации.
Примечание. Уходы штоков рулевых агрегатов автопилота в крайние положения в каналах крена и тангажа, а также уход
штока электромеханизма на кабрирование или пикирование при работе автопилота в режиме «Приведение» пультом ПИО-155 не
обеспечиваются.
Имитация отказов автопилота или механизма триммерного эффекта в полете производится летчиком-инструктором при
включенном автопилоте установкой одного из переключателей или выключателей на пульте имитации отказов в соответствующее
положение.
При установке переключателя имитируемого отказа в исходное положение обеспечивается нормальная работа автопилота и
механизма триммерного эффекта.
Для имитации отказов автопилота в полете инструктору при включенном автопилоте необходимо открыть крышку пульта ПИО-
155, информировать летчика передней кабины о введении отказа и выполнить в соответст-вии с заданием на полет следующие
операции:
— установить переключатель ТАНГАЖ РАУ (КАБРИР.—НОРМ.—ПИКИР.) в положение КАБРИР. (ПИКИР.). При этом шток
рулевого агрегата автопилота в канале тангажа резко уходит в крайнее положение и подключает в работу электромеханизм
триммерного эффекта, что сопровождается броском самолета соответственно на кабрирование (пикирование). Летчик в передней
кабине должен распознать и парировать данный отказ отклонением ручки от себя (на себя), затем в процессе парирования отказа
выключить автопилот и сбалансировать самолет в горизонтальном полете, сняв усилия с ручки управления механизмом триммерного
эффекта, затем доложить инструктору об отказе и своих действиях. После вывода самолета в горизонтальный полет инструктор
устанавливает переключатель ТАНГАЖ РАУ (КАБРИР.—НОРМ.—ПИКИР.) в положение НОРМ. и принимает решение о дальнейшем
использовании автопилота и пульта имитации отказов ПИО-155;
— установить переключатель ТАНГАЖ МП (КАБРИР.—ПИКИР.) в положение КАБРИР.
(ПИКИР.). При этом шток
электромеханизма триммирования начинает уходить в крайнее положение, увеличивая давящие
(тянущие) усилия на ручках
управления. Летчик в передней кабине должен распознать и парировать данный отказ приложением усилий к ручке управления
(давящих или тянущих), затем в процессе парирования отказа выключить автопилот, сбалансировать самолет в горизонтальном полете,
сняв усилия с ручки управления ползунком триммерного эффекта, и доложить инструктору об отказе и своих действиях. После этого
инструктор устанавливает переключатель ТАНГАЖ МП (КАБРИР.— ПИКИР.) в нейтральное положение;
— установить выключатель ТАНГАЖ ОС ОТКАЗ — НОРМ. или КРЕН ОС ОТКАЗ — НОРМ, в положение ОТКАЗ. При этом
самолет начинает входить в незатухающие автоколебания по тангажу или крену. Летчик в передней кабине должен определить
характер отказа и выключить автопилот (при этом автоколебания самолета должны прекратиться), об отказе и своих действиях
доложить инструктору. Следует помнить, что парирование автоколебаний до выключения автопилота может привести к раскачке
самолета. После прекращения автоколебаний самолета инструктор устанавливает выключатель ТАНГАЖ ОС (КРЕН ОС) в положение
НОРМ.
Примечание. В установившемся по скорости режиме горизонтального полета при отсутствии угловых скоростей крена
(тангажа) после введения отказа жесткой обратной связи по крену или тангажу автоколебания самолета по крену (тангажу) могут не
возникать. В этом случае инструктору необходимо для возбуждения автоколебаний создать импульс элеронами (стабилизатором),
переместив ручку управления на 1/5 ее полного хода по крену (тангажу);
— установить переключатель КРЕН РАУ (ЛЕВ.— ПРАВ.) в положение ЛЕВ. (ПРАВ.). При этом шток рулевого агрегата
автопилота в канале крена резко уходит в крайнее положение, что приводит к броску самолета по крену влево (вправо). Летчик в
передней кабине должен распознать и немедленно парировать данный отказ отклонением ручки управления вправо (влево), удерживая
педали в нейтральном положении. В процессе парирования отказа выключить автопилот, об отказе и своих действиях доложить
инструктору. После вывода самолета в горизонтальный полет инструктор устанавливает переключатель КРЕН РАУ (ЛЕВ.—ПРАВ.) в
нейтральное положение.
Следует помнить, что при выключении автопилота после парирования отказов (уходы штоков рулевых агрегатов в крайние
положения в каналах крена и тангажа автопилота) штоки рулевых агрегатов в каналах крена или тангажа возвращаются в нейтральное
положение, вызывая кренение или изменение угла тангажа в сторону отклоненной ручки управления для парирования данного отказа.
Для предотвращения этого необходимо одновременно с выключением автопилота устанавливать ручку управления в нейтральное
положение.
При обучении летного состава распознаванию и парированию имитируемых с помощью пульта ПИО-155 отказов автопилота АП-
155 должен соблюдаться принцип постепенного подхода к следующим режимам:
— к режиму максимальной эффективности элеронов на высотах, меньших или равных 6000 м, и скоростях полета 600—1000
км/ч, где максимальное значение угловой скорости кренения самолета при имитации ухода в крайние положения штока рулевого
агрегата автопилота в канале крена составляет 60—90 град/с;
— к режиму максимальной эффективности стабилизатора на высотах, меньших или равных 3000 м, и скоростях полета, больших
или равных 800 км/ч, где максимальное значение прироста нормальной перегрузки достигает 2,0—3,5 ед. в секунду при имитации
ухода в крайнее положение штока рулевого агрегата автопилота в канале тангажа на кабрирование. В этом случае при вмешательстве
летчиков в управление не позже чем через 1,0—1,5 с после введения отказа в горизонтальном полете самолет не выходит на
перегрузку, большую nу = 4,0.
ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ПУЛЬТА ИМИТАЦИИ ОТКАЗОВ ПИО-2
Для обучения летного состава навыкам распознавания и парирования отказов автопилота КАП-2 на самолете МиГ-21УС в кабине
летчика-инструктора установлен пульт имитации отказов ПИО-2, который позволяет имитировать следующие отказы:
— выход штока РАУ на упор переключателем УПР. РАУ ЛЕВ. КРЕН — ПРАВ. КРЕН;
— обрыв жесткой обратной связи выключателем ЖОС. ОБРЫВ — ЗАМК.;
— изменение скорости хода штока РАУ реостатом УХОД РАУ.
Кроме того, возможно введение следующих отказов:
— увод механизма триммерного эффекта установкой выключателя ТРИММ. ЭФФЕКТ в положение II КАБИНА ИНСТРУКТОРА
и нажатие ползунка на ручке управления самолетом в кабине инструктора до перевода механизма триммерного эффекта в одно из
крайних положений;
— отказ автоматики АРУ установкой переключателя УПРАВЛЕНИЕ АРУ в положение РУЧНОЕ 2 КАБ. и переключателя
МАЛАЯ СКОР.—БОЛЬШ. СКОР, в одно из положений;
— отказ указателя температуры газов за турбиной установкой переключателя ТЕМПЕРАТ. ГАЗОВ в положение II КАБИНА
ИНСТРУКТОРА.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ПУЛЬТА ИМИТАЦИИ ОТКАЗОВ ИП-К
С пульта имитации отказов ИП-К можно вводить следующие виды отказов:
— отказ указателя скорости или одновременный отказ указателя скорости, высотомера и вариометра переключателем ВЫКЛ.
КУС —ГР. ПРИБ.—ВЫКЛ. ГР. ПРИБ.;
— отказ авиагоризонта выключателем АВИАГОР.—ВЫКЛ.;
— отказ КСИ выключателем КСИ—ВЫКЛ.;
— отказ АРК реостатом АРК ВКЛ.—ВЫКЛ.
ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ И ПОЛЕТ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ПУЛЬТОВ ИМИТАЦИИ ОТКАЗОВ
Перед полетом с использованием пультов имитации отказов должна быть проведена специальная предварительная подготовка,
при которой необходимо твердо усвоить порядок работы с пультами, разрешенные режимы, особенности поведения самолета при
введении отказов, порядок отображения их на приборах, парирования и способы снятия отказов, а также порядок взаимодействия
летчика и инструктора.
При всех случаях введения отказов инструктор не должен допускать опасных эволюций самолета. При необходимости
инструктор должен сам парировать отказ, вмешиваясь в управление самолетом и выключая имитацию отказа или автопилот.
В зависимости от реакции летчика на введенный отказ инструктор каждый раз принимает решение о дальнейшем использовании
автопилота и пульта имитации отказов.
Летчик должен распознать любой отказ, правильно отреагировать на его проявление и доложить инструктору.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:
1. Введение отказов в облаках и ночью запрещается.
2. Одновременное введение отказов авиагоризонта и дублирующих приборов, а также автопилота запрещается.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ УКАЗАТЕЛЯ УГЛА АТАКИ УУА-1 И СИГНАЛИЗАТОРА СУА-1
Установка на самолетах указателя угла атаки УУА-1 и сигнализатора предельно допустимых углов атаки СУА-1 обеспечивает:
— возможность контроля основного аэродинамического параметра, определяющего поведение самолета, угла атаки;
— своевременное предупреждение летчика о подходе к предельно допустимым углам атаки.
Указатель угла атаки УУА-1 индицирует текущее значение угла атаки. Градуировка шкалы указателя УУА-1 выполнена в
градусах местного угла атаки (в градусах, соответствующих углам отклонения флюгарки датчика ДУА-3) с ценой деления 1°,
оцифровка нанесена через 10°. На шкале указателя нанесены два сектора: желто-черный и красно-черный (типа «зебра»).
Желто-черный сектор в диапазоне углов от + 21 до + 28° предупреждает о подходе самолета к недопустимым по условиям
безопасности полета углам атаки. Пилотирование самолета на углах атаки, соответствующих положению стрелки в желто-черном
секторе, разрешено и соответствует максимальному использованию маневренных возможностей самолета, однако требует от летчика
постоянного контроля за величиной угла атаки.
Красно-черный сектор в диапазоне углов от +28 до + 35° определяет зону опасных для пилотирования углов атаки (из-за
возможности сваливания самолета).
Допустимый угол атаки по указателю УУА-1, равный + 28°, установлен из условия, что этому углу соответствует значение
коэффициента подъемной силы су = 0,85 сy св. Сваливанию самолета соответствуют углы атаки по указателю более +33°. Таким
образом, для обеспечения безопасности полета запас по углу атаки составляет не менее 5—8°.
Сигнализатор предельно допустимых углов атаки СУА-1 предупреждает летчика о подходе к предельному режиму полета по
углу атаки. При минимально возможном темпе изменения угла атаки (торможение в горизонтальном полете при плавном уменьшении
оборотов двигателя) сигнализатор СУА-1 срабатывает при α = +26°. С увеличением темпа изменения угла атаки сигнализатор
срабатывает на меньших углах атаки (с упреждением). При максимально возможном темпе изменения угла атаки сигнализатор
срабатывает при α = +22°. Таким образом, в случае энергичного увеличения угла атаки (при срабатывании СУА-1 на α = +22-23°)
предупреждение летчика о подходе к режиму сваливания обеспечивается не менее чем за 11—12° до границы сваливания.
Частота мигания сигнальных ламп сигнализатора СУА-1 увеличивается по мере приближения к предельно допустимому
значению угла атаки. В момент срабатывания сигнализатора СУА-1 частота мигания сигнальных ламп составляет 3—4 Гц, а при
дальнейшем увеличении угла атаки достигает 7—8 Гц.
Порядок пользования указателем угла атаки УУА-1 и сигнализатором СУА-1 в полете
Показания УУА-1 устойчивы во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета самолета.
Устойчивые показания УУА-1 на разбеге при выполнении взлета устанавливаются на Vпр = 200-230 км/ч после подъема
переднего колеса. При выдерживании в процессе взлета (после подъема переднего колеса) рекомендованного угла атаки по УУА-1
отрыв самолета происходит на необходимой скорости независимо от взлетного веса самолета и варианта подвесок. На взлете
необходимо выдерживать по УУА-1 угол атаки около 11 — 13°. После отрыва самолета колебания стрелки указателя угла атаки не
превышают ±1°, а при увеличении скорости полета до 400—500 км/ч практически прекращаются.
В горизонтальном полете на скорости
500 км/ч и более стрелка указателя УУА-1 находится в положении, близком к
горизонтальному.
При разгоне и торможении в горизонтальном полете независимо от высоты полета и варианта внешних подвесок в момент
прохода трансзвуковой области показания УУА-1 остаются постоянными, что повышает точность пилотирования.
В процессе пилотирования самолета на углах атаки, соответствующих су начала предупредительной тряски, показания УУА-1
находятся в пределах от +16 до +18° и сигнализатор СУА-1 не срабатывает.
Для выполнения снижения на наивыгоднейшей скорости, соответствующей максимальной дальности планирования, необходимо
выдерживать угол атаки по УУА-1 от +5 до +7°.
При выполнении захода на посадку для выдерживания рекомендованной скорости планирования на участке от четвертого
разворота до ДПРС угол атаки по УУА-1 должен быть в пределах от +6 до +7° независимо от посадочного веса самолета и варианта
подвесок. При этом вертикальную скорость снижения необходимо регулировать изменением тяги двигателя.
Для выдерживания необходимой скорости планирования после прохода ДПРС следует увеличивать угол атаки таким образом,
чтобы перед началом выравнивания независимо от вариантов подвесок угол атаки по УУА-1 находился в пределах 11—12° при
посадке с выключенной системой СПС и 9—10° с включенной системой СПС.
При включении системы СПС с сохранением заданного режима полета показания УУА-1 уменьшаются на 2—2,5°, что
свидетельствует о включении и правильной работе системы СПС. С включенной системой СПС имеют место колебания самолета в
продольном отношении в пределах 1—1,5° по УУА-1, которые отмечаются соответствующими колебаниями стрелки указателя углов
атаки.
При выполнении посадки с отказавшим указателем скорости необходимо выдерживать указанные выше углы атаки, что
обеспечит нормальное выполнение посадки.
В процессе пилотирования при достижении зоны предупредительной тряски (α>16-18°) летчик должен контролировать режим
полета по указателю угла атаки УУА-1. Пилотирование самолета на режиме тряски независимо от варианта подвесок разрешается в
диапазоне углов атаки до срабатывания сигнализатора СУА-1. При срабатывании сигнализатора СУА-1 необходимо уменьшить угол
атаки до погасания сигнальных ламп СУА-1.
Контроль допустимости маневра на скоростях до 650 км/ч необходимо производить по указателю угла атаки УУА-1 и
сигнализатору СУА-1, а при скоростях более 650 км/ч — по указателям угла атаки и перегрузки, не допуская превышения
установленных ограничений.
В случае попадания самолета в непонятное положение летчику следует ориентироваться по показаниям приборов АГД, ЭУП и по
указателю угла атаки УУА-1, выдерживая стрелку указателя в диапазоне углов от 0 до +10°.
При выполнении маневров с углами атаки по УУА-1 до +12° скольжение как влево, так и вправо (шарик на упоре) практически
не влияет на показания УУА-1, а при маневрах с углами атаки более 12° приводит к изменению показаний УУА-1 до 2—3°.
При отказе генератора постоянного тока пользоваться указателем угла атаки УУА-1 запрещается, так: как при уменьшении
напряжения с 28,5 до 22 В указатель работает с большими ошибками.
При отказе генератора постоянного тока сигнализатор СУА-1 срабатывает практически без значительных ошибок, при этом
сигнальные лампы вместо прерывистого мигания будут гореть непрерывно.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ КИСЛОРОДНОГО ОБОРУДОВАНИЯ И СПЕЦСНАРЯЖЕНИЯ ЛЕТЧИКА
Летчики должны пользоваться только индивидуальными комплектами спецснаряжения, которые подбираются по размерам и
подгоняются с помощью врача части и техника (механика) по высотному спецснаряжению.
Перед выполнением полета в спецснаряжении летчики должны уточнить у техника (механика) по спецснаряжению состояние
спецснаряжения, проверить работу радиосвязи и герметичность клапанов вдоха и выдоха. При обнаружении неисправностей
применять спецснаряжение запрещается.
Кислородная маска (смотровой щиток гермошлема) должна надеваться (закрываться) на земле перед выруливанием.
После надевания кислородной маски или закрытия смотрового щитка гермошлема необходимо рукоятку вентиляции шлема ВУШ
на ДУ-7 установить в положение ВКЛ. и не выключать ее на протяжении всего полета с надетой кислородной маской или с закрытым
щитком гермошлема.
В полете периодически контролировать запас кислорода в системе по манометру, а также подачу кислорода легочным автоматом
(кислородным прибором) по сегментам индикатора кислорода. При уменьшении давления в кислородной системе до 30 кГ/см2
снизиться до безопасной высоты (4000 м).
В случае ненормальной работы комплекта (ощущается недостаток кислорода, большое сопротивление при вдохе, не работают
сегменты индикатора ИК-52) при рукоятке крана 100% О2 — СМЕСЬ, установленной в положение 100% О2, или в случае ухудшения
самочувствия необходимо немедленно включить аварийную подачу кислорода, для чего рукоятку крана АВАР. на ДУ-7 перевести в
положение ВКЛ.
Примечания: 1. На высотах до 2000 м, если рукоятка крана 100% О2 — СМЕСЬ установлена в положение СМЕСЬ, кислород на
дыхание не подается и сегменты индикатора ИК-52 на вдох и выдох не реагируют.
2. При малых легочных вентиляциях и включенной вентиляции шлема сегменты индикатора могут не реагировать на вдох и
выдох и на высоте более 2000 м.
Чтобы убедиться в исправности кислородного оборудования, необходимо произвести два-три глубоких вдоха и выдоха или
рукоятку крана 100% О2 — СМЕСЬ установить в положение 100% О2, при этом сегменты индикатора при вдохе должны сходиться, а
при выдохе расходиться.
В полете следить за степенью нагрева смотрового стекла гермошлема и при необходимости пользоваться кнопкой быстрого
обогрева гермошлема.
При использовании вентилируемого снаряжения расход вентиляционного воздуха через снаряжение регулировать по
самочувствию.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ГЕРМЕТИЧЕСКОЙ КАБИНЫ
Все полеты на самолете независимо от высоты выполнять в загерметизированной кабине с включенным наддувом. После
опускания откидных частей фонарей закрыть и загерметизировать фонари обеих кабин, для чего ручки закрытия замков фонарей
повернуть до отказа вперед и ввести в вырезы в бортах кабин, затем гашетки герметизации фонарей дожать вперед вверх до отказа.
Убедиться по погасанию сигнальных ламп ЗАПРИ ФОНАРЬ в закрытии замков фонарей и герметизации кабин. Закрытие замков
фонарей контролируется в обеих кабинах по заходу штырей замков в подфонарную панель. При нормальной герметизации не должно
быть люфта в откидной части фонаря.
При закрытых замках фонарей и загерметизированных кабинах на самолете МиГ-21УС должны погаснуть на табло сигналы
ЗАПРИ ФОНАРЬ.
Открытие фонарей кабины после полета производится на земле только после полной остановки самолета.
Аварийный сброс фонарей производится аварийными ручками системы централизованного сброса, расположенными впереди на
правом борту каждой кабины.
Температурный режим в кабинах поддерживается в полете автоматически, для чего переключатель АВТОМ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД
должен быть установлен в положение АВТОМ. Ручное регулирование температуры воздуха в кабинах производить установкой
переключателя АВТОМ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД соответственно в положение ХОЛОД или ГОРЯЧ. Время полного переключения
заслонок смесителя из положения ХОЛОД в положение ГОРЯЧ. или обратно не превышает 40с.
При выполнении полета на высотах до 3000 м при положительных температурах и большой влажности наружного воздуха
(относительная влажность 70—80% и более) в герметических кабинах возможно появление тумана (дымки). Для предотвращения этого
явления при указанных выше условиях необходимо:
— перед взлетом установить на 25—30 с переключатель АВТОМ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД в положение ХОЛОД, затем на 10 с в
положение ГОРЯЧ., после чего установить его в среднее положение (нейтрально);
— после взлета переключатель АВТОМ.—ГОРЯЧ.— ХОЛОД установить в положение АВТОМ.;
— перед заходом на посадку переключатель АВТОМ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД установить на 10—15 с в положение ГОРЯЧ., а затем в
среднее положение. Если туман не проходит или ощущается запах дыма в кабине, действовать в соответствии с рекомендациями ст.
319.
В условиях отрицательных температур наружного воздуха рекомендуется перед взлетом установить переключатель АВТОМ.—
ГОРЯЧ.—ХОЛОД в положение ГОРЯЧ., а после взлета в положение АВТОМ.
При запотевании фонаря в полете переключатель АВТОМ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД рекомендуется устано-вить в положение ГОРЯЧ.
Если после этого запотевание не устранится, необходимо увеличить обороты двигателя.
Давление воздуха в кабинах в зависимости от высоты полета поддерживается автоматически. При нормальной работе системы
регулирования давления перепад давления в кабинах с высоты 2000 м начинает постепенно увеличиваться, на высотах 9000—12000 м
достигает максимума (0,27—0,33 кГ/см2) и на больших высотах (до практического потолка) поддерживается постоянным.
Если стрелка УВПД-20 находится на красном секторе (после взлета или в полете), проконтролировать положение гашетки
герметизации кабины. При правильном положении гашетки и отсутствии при этом на высотах более 2000 м избыточного давления в
кабинах выполнение задания запрещается.
Примечание. Максимальная «высота» в загерметизированных кабинах по УВПД-20 при нормальном режиме давления на
практическом потолке самолета не должна превышать 8000 м.
В полете периодически контролировать перепад давления воздуха в кабинах по УВПД-20.
При отказе системы регулирования давления воздуха: перепад в кабинах может быть заниженным или поддерживаться
предохранительным клапаном кабин на всех высотах постоянным в диапазоне 0,32—0,35 кГ/см2.
Полет в зоне, зараженной отравляющими,
радиоактивными веществами и бактериальными
средствами, и в зоне «облаков» дипольных отражателей
Перед входом в зараженную зону или «облако» дипольных отражателей перейти на питание чистым кислородом и выключить
наддув кабины, закрыв кран ПИТАНИЕ КАБИНЫ.
После выхода из зараженной зоны включить наддув, кабины и продолжать полет в соответствии с заданием. Питание чистым
кислородом продолжать до посадки самолета и заруливания на стоянку.
При быстром нарастании давления в кабинах после включения наддува возможно появление болей в ушах. Для уменьшения
скорости нарастания давления целесообразно до включения наддува переключатель АВ-ТОМ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД установить в
положение ХОЛОД. После повышения перепада в кабинах до нормального переключатель установить в положение АВТОМ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае увеличения «высоты» в кабине по УВПД-20 более 11000 м при полете с выключенным
наддувом действовать в соответствии с рекомендациями ст. 315.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ БАРОМЕТРИЧЕСКОГО ВЫСОТОМЕРА
В полете с посадкой на аэродром вылета положение шкалы давления высотомера, соответствующее давлению на уровне ВПП, не
изменять. Заданную высоту выдерживать по показаниям барометрического высотомера, рассчитанным старшим штурманом части
(КП) перед полетом.
При полетах по маршруту с посадкой на другом аэродроме после набора заданной высоты летчикам последовательно установить
барометрические шкалы высотомеров на давление 760 мм рт. ст. и следовать по маршруту, сохраняя барометрическую высоту,
рассчитанную старшим штурманом части (КП).
Примечание. Если невозможно получить расчетную высоту полета от старшего штурмана части (с КП), необходимо:
— при полете на скорости максимальной дальности выдерживать заданную высоту по барометрическому высотомеру в
соответствии с данными таблицы, имеющейся в кабине самолета;
— при полете на других скоростях выдерживать заданную высоту по барометрическому высотомеру с учетом суммарных
поправок к высоте, определенных по графикам рис. 15 или 16. Таблицу суммарных поправок к высоте для режимов полета в
соответствии с заданием необходимо иметь в наколенном планшете.
Рис. 15. График для определения суммарной аэродинамической и волновой поправки к высоте для самолета с приемником ПВД-
18-5М
Рис. 16. График для определения суммарной аэродинамической и волновой поправки к высоте для самолета с приемником ПВД-7
Перед заходом на посадку получить от руководителя полетов эшелон перехода и давление на уровне аэродрома посадки.
По достижении эшелона перехода летчикам последовательно установить на барометрических шкалах высотомеров давление на
уровне ВПП аэродрома посадки.
Перед вылетом с высокогорного аэродрома, имеющего превышение над уровнем моря 1000 м и более, летчикам необходимо
барометрические шкалы высотомеров установить на давление
760 мм рт. ст., запомнить
(записать в наколенном планшете)
показываемую высоту и принять ее за условный нуль высоты. После взлета высоту полета относительно аэродрома определять по
барометрическому высотомеру, принимая за нуль шкалы условный нуль.
Перед посадкой на высокогорный аэродром, имеющий превышение над уровнем моря 1000 м и более, получить от руководителя
полетов эшелон перехода, атмосферное давление на уровне ВПП, приведенное к уровню моря, запросить и записать в наколенный
планшет барометрическую высоту аэродрома (абсолютная высота аэродрома относительно уровня моря с учетом методической и
температурной ошибки высотомера).
По достижении эшелона перехода, указанного руководителем полетов, летчикам последовательно установить барометрические
шкалы высотомеров на давление на уровне ВПП, приведенное к уровню моря. В дальнейшем высоту полета относительно аэродрома
посадки определять по барометрическому высотомеру, принимая за нуль высоты барометрическую высоту аэродрома.
Высота полета в районе аэродрома выше эшелона перехода (кроме случая посадки на аэродром вылета) отсчитывается по
давлению 760 мм рт. ст.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ОПТИЧЕСКОГО ПРИЦЕЛА И РАДИОДАЛЬНОМЕРА
На самолете МиГ-21УМ (МиГ-21УС) может устанавливаться оптический прицел АСП-ПФМ-Б или АСП-ПФД (АСП-5НД).
Каждый из них рассчитан на прицельную стрельбу:
— по воздушным целям на дальностях 600—2000 м при пуске неуправляемых ракет и стрельбе из пулемета (400—2000 м при
пуске неуправляемых ракет и 200— 2000 м при стрельбе из пулемета) и на дальности 1000—9000 м при пуске управляемых ракет;
— по наземным целям на дальности до 2000 м при пуске неуправляемых ракет и стрельбе из пулемета, а также на прицельное
бомбометание с пикирования.
Примечание. Здесь и далее по тексту особенности, относящиеся к прицелу АСП-5НД, помещены в скобках.
Кроме того, прицелы АСП-ПФД и АСП-ПФМ-Б рассчитаны на прицельную стрельбу из пулемета по воздушным целям при
фиксированной дальности 300 м.
Режимы работы прицелов устанавливаются:
— переключателем стрельбы и бомбометания С—Б (положение Б — для бомбометания, положение С — для остальных режимов
работы);
— переключателем НО — РС (НР-30 — РС); положение НО (НР-30) —для пулемета, положение РС — для управляемых и
неуправляемых ракет;
— переключателем АВТ.—РУЧ. (РАДИО— ОПТ.); положение АВТ. (РАДИО)—для ввода дальности от радиодальномера или
блока наклонной дальности, положение РУЧ. (ОПТ.)—для ввода дальности от внешнебазового оптического дальномера, а также для
установки угловых поправок вручную;
— рукояткой БАЗА:
по внутренней шкале производится установка размеров цели в метрах при использовании внешнебазового дальномера или
установка радиуса дальномерного кольца в тысячных для режимов «ОС», «Воздух» и «Авт.» (без выполнения захвата цели),
соответствующих цифровому значению на шкале;
по внешней шкале производится установка размеров цели в режиме фиксированной дальности 300 м.
Переключатель ВОЗДУХ—БЕЗ. НОВ.—ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ — ЗЕМЛЯ) управляет работой взрывателя и прицела. При пуске
управляемых ракет по наземной цели он устанавливается в положение БЕЗ. НОВ. (ЗЕМЛЯ), при пуске управляемых и неуправляемых
ракет и стрельбы из пулемета по воздушной цели — в положение ВОЗДУХ, а при пуске неуправляемых ракет и стрельбе из пулемета
по наземной цели — в положение ЗЕМЛЯ.
Примечание. На прицеле АСП-5НД установлен переключатель отработки поправок стрельбы на углы атаки и скольжения Н —
ДУАС (при пуске неуправляемых ракет типа С-5М по воздушным целям используется положение ДУАС, если установлен
баллистический блочок С-5М, в остальных случаях переключатель не задействуется, а при отказе ДУАС устанавливается в положение
Н).
Прицелы АСП-ПФД, АСП-ПФМ-Б (АСП-5НД) обеспечивают:
— срабатывание электромагнитного ограничителя при отклонении сетки до 7° (13°);
— отработку текущей дальности на индикаторе прицела в режимах «Гиро» и «СС» при стрельбе по наземным и воздушным
целям в диапазоне 600—2000 м (в режиме «Гиро» — в диапазоне 200—2000 м);
— отработку текущей дальности на индикаторе прицела в режимах «СС», «РС», «Авт.» и «Воздух» при стрельбе по воздушным
целям в диапазоне 1000—9000 м;
— сигнализацию ПУСК и ВЫХОД в режимах «Гиро» и «СС» при стрельбе по воздушным и наземным целям (ВЫХОД — в
режимах «Гиро» и «Непод.» при стрельбе по воздушным целям);
— сигнализацию захвата цели (при захвате цели загорается зеленый глазок с левой стороны шкалы дальности).
Прицел АСП-ПФД, кроме того, имеет дополнительную неподвижную сетку типа ПКИ. При прицеливании с использованием
прицела АСП-ПФД летчик имеет возможность наблюдать в поле зрения одновременно подвижную и неподвижную сетки или любую
из них. Неподвижная сетка включается специальным реостатом подсвета сетки.
При стрельбе по воздушным целям прицел АСП-ПФД обеспечивает возможность прицеливания:
— в режиме «Гиро» при атаке неманеврирующих или маневрирующих с небольшой перегрузкой целей при стрельбе из пулемета
и пуске неуправляемых ракет с вводом дальности в прицел от радиодальномера (РД) или от внешнебазового оптического дальномера;
если переключатель АВТ. — РУЧ. установлен в положение АВТ. при отсутствии или срыве сигнала ЗАХВАТ, в прицел автоматически
вводится фиксированная дальность около 600 м, при этом лампа ВЫХОД не загорается;
— в режиме «Гиро» при атаке маневрирующих целей с ведением стрельбы из пулемета и работе прицела в режиме
фиксированной дальности 300 м (база цели в этом режиме устанавливается по внешней шкале на рукоятке БАЗА, а кнопка
демпфирования отключена);
— в режиме «СС» с использованием основной или дополнительной неподвижной сетки, если отработаны навыки прицеливания
применительно к сопроводительно-заградительной стрельбе.
Сопроводительно-заградительной называется стрельба с переменным упреждением, при которой огонь открывается при
большей и прекращается при меньшей относительно потребной суммарной угловой поправке для данных условий атаки (или
наоборот). Цель в процессе очереди перемещается в сетке прицела от максимальной суммарной поправки ψΣ макс) до минимальной (ψΣ
мин), или наоборот.
Максимальная суммарная угловая поправка при стрельбе из пулемета зависит главным образом от скорости полета и ракурса
цели и численно равна (в тысячных дистанции) половине произведения истинной скорости полета цели в десятках километров в час на
числитель видимого летчиком ракурса цели в восьмых долях единицы.
Минимальная суммарная угловая поправка для секундной очереди должна быть в два раза меньше максимальной. Например, при
ракурсе 1/8 и истинных скоростях полета цели 600, 800 и 1000 км/ч максимальная суммарная угловая поправка стрельбы равна 30, 40 и
50 т. д., а минимальная — 15, 20 и 25 т. д. соответственно. Значения суммарных угловых поправок для других значений и ракурсов
цели приведены в табл. 7, зоны ведения огня показаны на рис. 17 и 18, вид целей при различных ракурсах — на рис. 19.
Таблица 7
Ракурс
Диапазон
Диапазон
Суммарные угловые поправки
Приблизительные положения зон стрельбы
цели
курсовых углов
истинных
стрельбы, тыс.
цели, отнесенных
скоростей
к данному
полета цели,
ракурсу, град
км/ч
Максимальная
Минимальная
в неподвижной сетке
в
прицелов (в режиме «СС»
дополнительной
при базе 35 м в масштабе R
сетке прицела
и R1)
АСП-ПФД
0/8
0-3
500—700
15
0
Между 1/2 R и центральной
Между 1-й
точкой
риской и
центром сетки
700—900
20
0
Между 1/2 R и центральной
Между 2-й
точкой
риской и
центром сетки
900—1100
25
0
Между R—2 длины
Между 3-й
ромбика и центральной
риской и
точкой
центром сетки
1/8
3—11
500—700
30
15
Между R и 1/2 R
Между 3-й и 1-й
рисками
700-900
40
20
Между R1 и
Между 4-й и 2-й
1/2 R1.
рисками
900—1100
50
25
Между R1 + 2 длины
Между 5-й и 2-й
ромбика и R — 2 длины
рисками
ромбика
2/8
11—18
500—700
60
30
Между 1,5 R1 и R
Между малым
кольцом и, 3-й
риской
700—900
80
40
Между 2 R и R1
±2 деления
относительно
малого кольца
900—1100
100
50
Между 2,5 R1 и R1
Между малым и
большим
кольцом
Примечание. R — радиус окружности по внутренним вершинам ромбиков; R1 — радиус окружности по внешним вершинам
ромбиков.
Рис. 17. Зоны ведения огня при сопроводительно-заградительной стрельбе: а — с использованием дополнительной неподвижной
сетки прицела; 6 —с использованием основной сетки прицела типа АСП-ПФ в режиме «СС»
При сопроводительно-заградительном методе стрельбу необходимо вести очередями длительностью 1—1,5 с на дальностях
200—400 м.
Для прицеливания при сопроводительно-заградительной стрельбе целесообразно использовать дополнительную неподвижную
сетку. Методы определения дальностей при использовании дополнительной неподвижной сетки для некоторых целей показаны на рис.
20—22.
Рис. 18. Зоны ведения огня при сопроводительно-заградительной стрельбе с использованием основной сетки прицела АСП-5НД в
режиме «Непод»
Ракурс
Тип цели
„Фантом"
„Мираж"
„Скайхок"
0/8
1/8
2/8
3/8
Рис. 19. Вид целей под различными ракурсами
Рис. 20. Определение дальностей 1000—100 м до целей типа «Мираж» и «Скайхок» с помощью дополнительной неподвижной
сетки прицела
Рис. 21. Определение дальностей 1000—100 м до целей типа «Фантом» с помощью дополнительной неподвижной сетки прицела
Рис. 22. Определение дальностей 1000—100 м до целей типа «Вотур» с помощью дополнительной неподвижной сетки прицела
При стрельбе по наземным целям оптические прицелы обеспечивают возможность прицеливания:
а) в режиме «Гиро» с автоматическим вводом дальности от блока наклонной дальности (при углах пикирования более 20°) или от
внешнебазового дальномера.
Прицеливание по наземной цели необходимо производить в такой последовательности:
— перед вводом самолета в пикирование или маневр нажать кнопку ДЕМПФИРОВАНИЕ СЕТКИ ПФ, расположенную на ручке
управления;
— после ввода в пикирование наложить центральную марку на цель и устранить скольжение;
— отпустить кнопку ДЕМПФИРОВАНИЕ СЕТКИ ПФ и произвести синхронизацию визирного луча и цели в течение 2—3 с;
— определить момент открытия огня по шкале индикатора дальности на головке прицела.
Если не работает блок наклонной дальности прицела, дальность в прицел вводить от внешнебазового дальномера, для чего
переключатель АВТ.—РУЧ. установить в положение РУЧ. При этом дальность определять глазомерно или по показаниям высотомера
с учетом соответствующих поправок;
б) в режиме «СС» с автоматической отработкой поправок стрельбы в условиях, приближенных к расчетным (угол пикирования
35° для истинной скорости 800 км/ч и 20° для истинной скорости 900 км/ч), при дальности стрельбы для пулемета или дальности пуска
ракет типа С-5К и С-5М — 1300 м, а для ракет С-24 — 1700 м;
в) в режиме «СС» и «Руч.» при установке рукояткой УГЛЫ вручную суммарной угловой поправки стрельбы для данного типа
оружия, когда условия стрельбы (пуска) значительно отличаются от расчетных, при параметрах, указанных в табл. 8.
Стрельбу по наземным целям в режиме «СС» рекомендуется выполнять при отсутствии навыков стрельбы в режиме «Гиро» в
условиях крайне ограниченного времени на прицеливание и при отказе автоматики прицела. Для прицеливания в режиме «СС»
целесообразно пользоваться дополнительной неподвижной сеткой. При прицеливании в режиме «СС» необходимо учитывать поправку
на скорость ветра и цели. При стрельбе из пулемета эта поправка примерно равна двукратному значению суммарной скорости ветра и
цели, отсчитываемой в метрах в секунду, или полуторакратному в тысячных дистанции на рекомендованных дальностях стрельбы (при
пуске неуправляемых ракет — соответственно трехкратному значению в метрах в секунду или двукратному в тысячных дистанции).
Таблица 8
Наименование параметра
Варианты условий атаки
атаки
1-й
2-й
3-й
Угол пикирования, град
10
20
40
Приборная высота ввода в
450
1200
2500
пикирование, м
Истинная скорость полета
800
800
650
при вводе в пикирование,
км/ч
Дальность начала стрельбы,
1600 (1800
1500 (1800
1600 (1900
м
ракетами С-24)
ракетами С-24)
ракетами С-24)
Дальность
прекращения
Не менее 1000 м при стрельбе
Не менее 1300 м
стрельбы *, м
из пулемета, 1200 м — при
при стрельбе из
пуске ракет С-5К и С-5М и
пулемета, пуске
1600 м — ракет С-24
ракет С-5К и С-
5М и 1700 м —
ракет С-24
Угол
прицеливания,
устанавливаемый
на
прицеле:
для стрельбы из пулемета
0°50'
0°50'
для пуска ракет:
С-5М
1°30'
1°40'
С-5К
2°15'
1°40'
2°0'
С-24
2°50'
2°30'
2°15'
* В случае меньших дальностей прекращения стрельбы самолет при выводе из пикирования будет проходить через область
разлета осколков ракет или пуль.
Оптические прицелы обеспечивают определение дальности с помощью внешнебазового дальномера при атаке наземных целей,
имеющих угловой размер на дальности открытия огня не менее 22 т.д.
При атаке малоразмерных целей определение дальности производить глазомерно, пользуясь размером сетки как масштабом
(минимальный диаметр кольца составляет 22 т.д., а диаметр центральной марки — 2 т.д.).
Прицел АСП-ПФМ-Б обеспечивает то же, что и прицел АСП-ПФД, и отличается от него:
— отсутствием дополнительной неподвижной сетки типа ПКИ;
— необходимостью ручного введения дальности 600 м реостатом на РУД в режимах «Гиро», «Воздух» и «Авт.» в случае
отсутствия или срыва сигнала ЗАХВАТ.
Рис. 23. Общий вид прицела типа АСП-ПФ
Прицел АСП-5НД обеспечивает то же, что и прицел АСП-ПФМ-Б, и отличается от него следующим:
— отсутствует блок наклонной дальности;
— отсутствует режим фиксированной дальности 300 м, в связи с чем рукоятка БАЗА имеет одну шкалу;
— отсутствует сигнализация ПУСК;
— не обеспечивается сигнализация ВЫХОД при стрельбе по наземной цели.
Общий вид прицелов типа АСП-ПФ и АСП-5НД показан на рис. 23 и 24.
Примечания: 1. В прицел АСП-5НД при пуске по наземной цели всех типов неуправляемых ракет, кроме ракет С-5М и
стрельбы из пулемета, вводятся фактическая дальность пуска и фактический размер (база) цели.
2. Для устранения систематического перелета при пуске ракет типа С-5М и стрельбе из пулемета в прицеле АСП-5НД
устанавливается база, равная 0,7 фактической, и вводится дальность, равная 0,7 дальности открытия огня. Так, при дальности стрельбы
(пуска) 1300 м и размере цели 40 м в прицел необходимо ввести дальность 910 м и установить базу, равную 28 м.
Риг. 24. Общий вид прицела АСП-5НД
Порядок проверки оптического прицела и радиодальномера
Для проверки оптического прицела и радиодальномера необходимо:
— подключить к самолету наземные источники постоянного и переменного тока;
— включить АЗС АККУМ. БОРТ. АЭРОДР., ГЕНЕРАТ., ПРИЦЕЛ, ОБОГР. ПРИЦЕЛА, РАДИОДАЛЬН. ВРД;
— внешним осмотром проверить чистоту отражателя и светофильтра;
— установить переключатели ГИРО — СС (ГИРО — НЕПОД), ВОЗДУХ — БЕЗ. НОВ. — ЗЕМЛЯ АВТ.— РУЧ. (РАДИО —
ОПТ.), Б — С и НО — РС (НР-30 — РС) в положения ГИРО, ВОЗДУХ, РУЧ. (ОПТ.), С и НО (НР-30);
— убедиться в плавности изменения подсвета сеток (сетки) прицела при вращении реостатов;
— вращением рукоятки БАЗА убедиться в изменении кольца сетки;
— убедиться в отклонении сетки прицела по вертикали, движении стрелки дальности в диапазоне 600—2000 м при вращении
рукоятки на РУД, а также загорании лампы ПУСК в диапазоне дальностей 600—1950 м и лампы ВЫХОД на дальностях менее 600 м
(для прицела АСП-5НД — на дальности 600 м только лампы ВЫХОД);
— убедиться, что при повороте рукоятки РУД в сторону минимальной дальности до упора наблюдается резкое смещение
центральной марки прицела вверх и загорание лампы ВЫХОД, подтверждающие переход прицела в режим фиксированной дальности
300 м;
— установить переключатель ВОЗДУХ — БЕЗ. НОВ — ЗЕМЛЯ в положение ЗЕМЛЯ. Вращая рукоятку РУД, убедиться в
загорании лампы ПУСК на дальности 1950 м, лампы ВЫХОД на дальности 1600 м для ракет С-24 и на дальности 1200 м для ракет типа
С-5 и пулемета;
— установить переключатели в положения АВТ. и ВОЗДУХ, при этом должна загореться желтая лампа
ВЫСОКОЕ СРД (при наличии впереди самолета отражающих поверхностей загорается зеленая лампа ЗАХВАТ, устанавливается
размер кольца в соответствии с дальностью до захваченной цели и отрабатывается дальность до цели на индикаторе дальности,
вращение рукоятки дальности на РУД не должно изменять показаний индикатора дальности);
— при переключении переключателя НО — РС из положения НО в положение РС убедиться в смещении центральной марки
прицела вниз;
— нажать кнопку СБРОС ЦЕЛИ, при этом зеленая лампа ЗАХВАТ должна погаснуть;
— переключатель АВТ. — РУЧ. установить в положение РУЧ.;
— переключатель НО — РС установить в положение РС и при отклонении техником самолета флюгеров ДУА и ДУС убедиться в
перемещениях сетки прицела по вертикали и горизонтали.
После проверки оптического прицела и радиодальномера установить переключатель ГИРО — СС в положение СС, выключить
АЗС РАДИОДАЛЬНОМЕР; ПРИЦЕЛ, ОБОГР. ПРИЦЕЛА, все остальные переключатели установить в положения, необходимые для
выполнения задания.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Взлет и посадку производить только при положении переключателя ГИРО — СС (ГИРО — НЕПОД) на
СС (НЕПОД).
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ ЦЕНТРАЛИЗОВАННОЙ СИГНАЛИЗАЦИИ ОПАСНЫХ РЕЖИМОВ (СОРЦ-1)
Система СОРЦ-1 предназначена для предупреждения летчиков о возникновении опасного режима работы систем и агрегатов.
Сигнализация выполняется с помощью вспышек лампы-кнопки СОРЦ в передней и задней кабинах.
Система СОРЦ-1 выдает сигналы в следующих случаях:
— при отключении генератора, при остановке двигателя или выходе из строя генератора (на табло высвечивается сигнал
ГЕНЕРАТ. ВЫКЛЮЧ.);
— при возникновении пожара в зоне двигателя (на; табло высвечивается сигнал ПОЖАР);
— при выработке топлива из расходного бака или выключении его насоса (на табло высвечивается сигнал РАСХОДН. БАК);
— при аварийном остатке топлива 500 л (на табло высвечивается сигнал ОСТАЛОСЬ 500 ЛИТР.);
— при падении давления в основной гидросистеме до 160—175 кГ/см2 (на табло высвечивается сигнал СЛЕДИ ДАВ. ОСН.
СИСТ.);
— при падении давления в бустерной гидросистеме до 160—175 кГ/см2 (на табло высвечивается сигнал СЛЕДИ ДАВ. БУСТ.
СИСТ.);
— при открытых замках откидных частей фонаря и незагерметизированных кабинах (загорается лампа ЗАПРИ ФОНАРЬ, на
табло высвечивается сигнал ЗАПРИ ФОНАРЬ);
— при падении давления масла или при наличии стружки в масле (загорается лампа МАСЛО).
Примечание. На самолете МиГ-21УС система СОРЦ-1 не установлена.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ ПЕРИСКОПА
В процессе подготовки летчика передней кабины к выруливанию инструктору необходимо:
— выпустить перископ, для чего включить АЗС ИМ. ПОВРЕЖ. ПЕР. ЛАМПА ШТОРКА, ПЕРИСК. ВЕНТ. (ИМИТ. ПОВРЕЖ.
ШТОРКА ПЕРИСК.) и установить переключатель перископа на правом борту задней кабины в положение АВТОМ.;
— проверить правильность регулировки внутреннего зеркала перископа (совпадение линии горизонта, проектируемой в зеркале,
с линией естественного горизонта), отсутствие люфтов, чистоту зеркала перископа.
После взлета по окончании уборки шасси проконтролировать уборку перископа. Если перископ не убрался, необходимо убрать
его установкой переключателя перископа в положение УБОРКА. Время уборки перископа равно при взлете на максимале 28—30 с,
при взлете на форсаже оно достигает 35 с.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. До полной уборки перископа не превышать скорости 900 км/ч.
2. Летчикам в обеих кабинах в полете на скорости более 900 км/ч пользоваться кнопкой контроля ламп на ППС-2МК
запрещается, так как при нажатии этой кнопки происходит выпуск перископа (если переключатель перископа установлен в
положение АВТОМ.).
После выпуска шасси проконтролировать выпуск перископа. Заход, расчет на посадку и посадку из задней кабины выполнять с
выпущенным перископом.
Выполнение посадки из задней кабины с убранным перископом производить только при невыпуске перископа.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМЫ АВАРИЙНОЙ РЕГИСТРАЦИИ ПАРАМЕТРОВ ПОЛЕТА САРПП-12Г
Система САРПП-12Г служит для регистрации на 35-мм фотопленку шести плавно меняющихся параметров:
— приборной высоты полета (Hпр);
— приборной скорости полета (Vпр);
— вертикальной перегрузки (nу);
— оборотов РНД двигателя;
— продольной перегрузки (nх);
— угла отклонения стабилизатора (ϕст).
Кроме того, система регистрирует следующие разовые команды:
— падение давления в основной гидросистеме;
— падение давления в бустерной гидросистеме;
— контроль включения автопилота;
— контроль работы режимов двигателя МАКСИ-МАЛ — ФОРСАЖ;
— включение боевой кнопки.
Записанная информация сохраняется в случае механического удара.
Система включается в работу автоматически при разбеге и отключается на пробеге при V = 100 км/ч. Предусмотрено ручное
включение системы от выключателя САРПП, расположенного на правом пульте передней кабины. Ручное включение системы
производить после запуска двигателя, выключение — после заруливания на стоянку.
БУКСИРОВКА САМОЛЕТА
Буксировать самолет по аэродрому только с закрытыми фонарями. Скорость буксировки по бетону должна быть не более 15 км/ч,
по грунту — не более 10 км/ч.
Во время буксировки летчик или техник должен сидеть в передней кабине и быть готовым к торможению (особенно в момент
остановки буксировщика). Ночью буксировать самолет с включенными АНО.
РАЗДЕЛ II
ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ
1. Командиром экипажа является летчик-инструктор, который на всех этапах подготовки и выполнения полета обязан
контролировать правильность действий летчика, особенно при возникновении аварийной ситуации и при необходимости обеспечить
безопасность полета или спасение экипажа.
2. При подготовке к полету на земле летчики должны строго распределить обязанности по управлению самолетом в целях
исключения полета самолета с освобожденной ручкой управления.
Во всех полетах самолетом управляет один летчик. Управление триммерным эффектом должно быть обязательно переключено
на кабину летчика.
О любом вмешательстве в управление инструктор должен информировать проверяемого летчика по СПУ. Летчик, воспринимая
поправки, продолжает управлять самолетом и ручку управления не бросает. О взятии управления на себя на продолжительное время
инструктор предупреждает летчика по СПУ и переключает управление триммерным эффектом на себя.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во избежание случаев выхода самолета на большие перегрузки при непроизвольном уводе механизма
триммерного эффекта не допускать полета самолета с освобожденными ручками управления.
3. В случае необходимости инструктор может переключить управление двигателем на себя (отключить РУД передней кабины),
предупредив об этом проверяемого летчика по СПУ.
4. Перед полетом летчик обязан принять доклад от авиационного техника о готовности самолета к полету, количестве
заправленного топлива, кислорода, спирта, зарядке пулемета, подвешенных ракетах, бомбах, а также о последних проделанных на
самолете работах.
ОСМОТР САМОЛЕТА
5. Внешний осмотр самолета производится летчиком и контролируется инструктором. При внешнем осмотре необходимо
проверить:
— снятие всех заглушек и чехлов, а также струбцины с руля направления;
— состояние и положение конуса воздухозаборника, который должен быть закреплен и убран, состояние про-тивопомпажных
створок;
— нет ли посторонних предметов и трещин обшивки во входном канале;
— обжатие пневматиков колес по отсутствию «подушки» в месте контакта пневматика с покрытием;
— состояние планера, органов управления, целость обтекателей и антенн;
— нет ли подтекания масла, гидросмеси и топлива;
— подвеску топливного бака или пулеметной гондолы в соответствии с заданием;
— соответствие заданию на полет подвешенных и снаряженных боеприпасов и отсутствие у них внешних повреждений;
— надежность установки колодок под основные колеса шасси.
6. Непосредственно перед посадкой в кабину дать команду технику самолета:
— подогнать подвесную систему парашюта по росту (летчикам необходимо знать, на какие номера следует устанавливать
плечевые и ножные обхваты подвесной системы);
— снять наземные стопоры, за исключением наземных стопоров затворов пиромеханизмов отстрела штанг первых
стабилизирующих парашютов и ручек аварийного сброса фонарей.
ОСМОТР КАБИН
7. Осмотр передней кабины производит летчик, осмотр задней кабины — инструктор.
Перед посадкой в кабины самолета летчики, соблюдая меры предосторожности, должны убедиться в том, что:
— наземные стопоры установлены в ручку аварийного сброса фонарей и в затвор пиромеханизма отстрела штанги
стабилизирующего парашюта;
— клапаны контейнеров со вторым и первым стабилизирующими парашютами зачекованы;
— блокировочный фал фонаря подсоединен к креслу и уложен в карманчик;
— сдвоенная ручка управления катапультированием погнутостей не имеет и не примята;
— фал блокировочного узла системы централизованного сброса фонарей в передней кабине подсоединен к фонарю и уложен в
карманчик;
— при установленных катапультных установках КМ-1УМ и КМ-1ИМ боудены мягких захватов ног отбортованы в клапаны на
приборной доске;
— шланги статической и динамической проводок прибора КПА-4 подсоединены;
— гашетка боевой кнопки на ручке управления самолетом находится в предохранительном положении;
— выключатель АККУМ. БОРТ. АЭРОДР. в передней кабине выключен;
— все АЗС на правом заднем электрощитке (под стеклом) в передней кабине включены;
— головка автомата АД-6Е и его предохранительный клапан при полете в костюме ВКК-ЗМ или ППК-1 в положении МИН., при
полете в костюме ВКК-6М (ВКК-4П) или ППК-2 в положении МАК.;
— переключатели на усилителях УК-2М установлены при полете в гермошлеме типа ГШ-4 в положения ГШ и М, а при полете с
кислородной маской или с гермошлемом типа ГШ-6 — в положения КМ и Л;
— рукоятка термостата ТРТВК-45М установлена на 10° С в летнее и 20° С в зимнее время года;
— давление кислорода в системе подпитки двигателя равно 9—10,5 кГ/см2;
— давление кислорода в кислородной системе питания летчиков равно 130—150 кГ/см2;
— переключатели крана шасси находятся в нейтральном положении и зафиксированы защелками;
— стрелки указателей расходомера показывают запас вырабатываемого топлива в соответствии с заправкой: при полной заправке
без подвесных баков — 2350 л, с подвесным фюзеляжным баком емкостью 490 л — 2850л;
— давление в основной и аварийной воздушных системах — 110—130 кГ/см2;
— педали установлены по длине ног;
— в кабинах нет посторонних предметов.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Укладка в чашки катапультных кресел подушек, чехлов, различных прокладок и других предметов
запрещается.
ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПОСЛЕ ПОСАДКИ В ПЕРЕДНЮЮ КАБИНУ
8. После посадки в переднюю кабину летчик должен самостоятельно или с помощью техника самолета:
— подсоединить карабин фала НАЗ к полетному обмундированию;
— надеть подвесную систему парашюта (подвесная система парашюта должна быть плотно подогнана);
— подсоединить шланг натяжного устройства костюма к прибору КП-52М;
— надеть пряжку натяжного устройства гермошлема и тесьму крепления гофрированного шланга ГШ (КМ) на скобу левого
ножного обхвата перед замыканием ее с замком;
— закрыть замок подвесной системы;
— подсоединить шланги вентиляции одежды и ППУ к верхней колодке ОРК-11А;
— закрепить прибор КП-52М на замке, установленном на левом ножном обхвате подвесной системы парашюта ниже большой
полупетли;
— подсоединить шланги ГШ (КМ) к прибору КП-52М и убедиться, что трубка подпора клапана выдоха не перегнута и не
перекручена;
— соединить электроразъемы обогрева стекла ГШ и радио со жгутом на ОРК-11А, предварительно протянув этот жгут под
подвесную систему;
— отрегулировать кресло по росту переключателем СИДЕНЬЕ ВВЕРХ —ВНИЗ;
— проверить работу плечевого притяга;
— плотно притянуться с помощью ручки поясного притяга.
9. Произвести осмотр кабины в последовательности слева направо. При этом положения рычагов, выключателей и показания
приборов должны быть следующими:
— на дистанционном управлении ДУ-7 рукоятка 100% О2 — СМЕСЬ — в положении СМЕСЬ, рукоятка аварийной подачи
кислорода — в положении ВЫКЛ., рукоятка вентиляции шлема (ВУШ) — в положении ВЫКЛ.;
— кнопка СБРОС ПАРАШЮТА закрыта колпачком;
— переключатель обогрева смотрового стекла гермошлема — в положении АВТОМ.;
— переключатель АНО — в нейтральном положении;
— переключатель управления противопомпажными створками законтрен в положении СТВОРКИ АВТОМ.;
— переключатель рода работ конуса законтрен в положении АВТОМ.;
— переключатель ручного управления конусом — в положении УБРАНО;
— выключатель АВАР. УПР. СОПЛОМ ДВИГАТ.— в выключенном (нижнем) положении;
— переключатели вариантов стрельбы — соответственно варианту применения вооружения;
— переключатель АВТОМ. — ГОРЯЧ. — ХОЛОД — в положении АВТОМ.;
— выключатель УВОД С ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ законтрен в нижнем положении (на самолете МиГ-21УС не установлен);
— переключатель ШТОРКА — в положении ОТКР.;
— рукоятка крана ВЕНТИЛЯЦИЯ КОСТЮМА повернута по часовой стрелке до отказа (на самолете МиГ-21УС рукоятка крана
должна быть установлена в положение ЗАКР.);
— выключатель АВТОМ. ТОРМОЖ. КОЛЕС включен;
— АЗС ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ выключен и законтрен;
— АЗС ФОРС. МАКС., АГРЕГАТ ЗАПУСКА и ПОЖАР. ОБОРУД. включены;
— РУД переключен на переднюю кабину и установлен в положение СТОП; при осмотре проверить легкость хода РУД и
надежность его фиксации в положениях М. ГАЗ, СПС, МАКСИМАЛ, МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ и ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ (если
управление двигателем будет производиться из передней кабины, фиксация РУД на упорах М. ГАЗ, МАКСИМАЛ, МИНИМАЛЬНЫЙ
ФОРСАЖ и ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ во второй кабине должна быть отключена, а красная рукоятка механизма отключения РУД должна
находиться в переднем положении);
— переключатель ЗАПУСК ДВИГАТ. — ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА —в положении ЗАПУСК ДВИГАТ.;
— кнопка ОГНЕТУШИТЕЛЬ закрыта колпачком, колпачок законтрен;
— переключатель ФАРЫ РУЛЕЖ. — в положении УБОРКА;
— переключатель ПРИВОДНЫЕ —в положении ДАЛЬ.;
— выключатель БУСТЕР ЭЛЕРОНА включен и законтрен;
— рукоятка аварийного торможения колес АВАР. ТОРМОЖ. утоплена и законтрена;
— рычаг АВАР. ПВД ТЯНИ утоплен и законтрен (рычаг ПВД законтрен в положении РАБОЧ.);
— переключатель СКОРОСТЬ БОЛЬШ. — МАЛАЯ законтрен в нейтральном положении;
— переключатель рода работ АРУ законтрен в положении АВТОМ.;
— рычаг ТОРМОЗ ПЕРЕДНЕГО КОЛЕСА — в положении ВЫК.;
— переключатель АП ТАНГАЖ — в положении ВЫК. (на самолете МиГ-21УС не установлен);
— рукоятка арретира ГИРО — СС на прицеле — в положении СС (ГИРО — НЕПОД — в положении НЕПОД);
— переключатели оптического прицела и систем вооружения установлены в положения, соответствующие заданию на полет;
— колпачок кнопки АВАР. СБРОС ПОДВЕСОК закрыт и законтрен;
— выключатель ВЕНТИЛЯТОР — в выключенном положении;
— переключатель ИЗДЕЛИЕ 81 — на заданном номере кода;
— переключатель КОД СТ. СРО — в положении РАБОЧИЙ;
— переключатель рода работ СОД-57М — в положении ПОСАДКА — ОДИН, переключатель волн — на заданном номере
волны;
— часы должны показывать точное время и быть подготовлены к полету;
— колпачок кнопки АВАР. ПУСК СС закрыт и законтрен;
— выключатель ТАКТИЧ. СБРОС выключен и законтрен;
— АЗС ОБОГРЕВ ДУАС ДУА, ПВД-7 (ПВД, ПВД-5) выключен;
— переключатель сигнализируемой высоты ПСВ-УМ — в положении ВЫКЛ.;
— таблица показаний высотомера ВД-28К при эшелонировании установлена справа на откидной части фонаря;
— на пульте управления АРК-10 переключатель рода работ — в положении ВЫКЛ., кнопка ДПРС аэродрома посадки нажата, на
трафарете для АРК-10 записаны радиоданные предварительно настроенных приводных и широковещательных радиостанций;
переключатели ТЛГ — ТЛФ и УЗК. — ШИР. установлены соответственно в положения ТЛФ и ШИР., регулятор РЕГ. ГРОМК.
повернут по часовой стрелке до упора, фиксаторы на ручках ДИАПАЗОН и НАСТРОЙКА ГРУБАЯ закрыты;
— диапазонный переключатель волн ДПВ АРК в положении, соответствующем выбранному номеру кнопки БПРС;
— выключатель БЕДСТВИЕ выключен, кнопка ВЗРЫВ закрыта колпачком и законтрена;
— выключатель СОД — в выключенном положении;
— на пульте управления РСИУ-5 (Р-832М) — рабочий канал связи, выключатель ПШ — ВЫКЛ. — в положении ПШ.
Примечание. При установке на самолете связной радиостанции УКВ и ДЦВ диапазонов Р-832М действия летчика при работе с
ней такие же, как и при работе с радиостанцией РСИУ-5;
— переключатель кодов СРО-2М — на заданном номере кода;
— регуляторы громкости СПУ и РАДИО повернуты по часовой стрелке до отказа, переключатель РЕЗЕРВ — ВЫКЛ. — в
положении ВЫКЛ., переключатель АРК — ВЫКЛ. — в положении ВЫКЛ.;
— рукоятка крана ПИТАНИЕ КАБИНЫ — в положении ОТКРЫТ;
— все остальные АЗС и выключатели на вертикальной и горизонтальной частях правого пульта должны быть выключены.
Размещение приборов, переключателей и рычагов в передней кабине самолетов МиГ-21УМ и МиГ-21УС показано на рис. 25—
30.
ДЕЙСТВИЯ ИНСТРУКТОРА ПОСЛЕ ПОСАДКИ В ЗАДНЮЮ КАБИНУ
10. После посадки в заднюю кабину инструктор должен выполнить действия, изложенные в ст. 8, и произвести осмотр кабины в
последовательности слева направо. При этом положения рычагов, переключателей и показания приборов должны быть следующими:
— на дистанционном управлении ДУ-7 рукоятки должны быть установлены в положения СМЕСЬ и ВЫКЛ.;
— выключатель ВКЛЮЧ. СПУ ПОСТОЯННО выключен;
— выключатель РЕЗЕРВ — ВЫК. — в положении ВЫК.;
— выключатель АРК — ВЫК. — в положении ВЫК.;
— выключатель АВАР. УПР. СОПЛОМ ДВИГАТ. выключен;
— переключатель ОБОГРЕВ ГШ АВТОМ. —20° — в положении ОБОГРЕВ ГШ АВТОМ. (ОБОГРЕВ ГШ АВТОМ.—РУЧН. в
положении ОБОГРЕВ ГШ АВТОМ.);
— кнопка СБРОС ПАРАШЮТА закрыта колпачком;
— переключатель УПРАВЛЕНИЕ АРУ — в положении 1 КАБ;
— переключатель МАЛАЯ СКОР.—БОЛЬШ. СКОР. — в нейтральном положении;
— АЗС ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ выключен и законтрен;
— РУД подключен на переднюю кабину и установлен в положение СТОП, красная рукоятка механизма отключения РУД
передней кабины находится в переднем положении, гашетки-защелки для фиксации РУД во второй кабине на упорах СТОП, М. ГАЗ,
МАКСИМА.Л, МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ и ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ зафиксированы в поднятом положении.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При необходимости взятия управления двигателем на себя в полете с отключением РУД в передней
кабине инструктор обязан:
— нажать вниз красную рукоятку на секторе РУД, перевести ее полностью на себя и, отпустив, зафиксировать в заднем
положении;
— до начала изменения режима работы двигателя для того, чтобы не произошло самовыключения двигателя при
дросселировании до малого газа, включить фиксацию РУД на упорах СТОП и М. ГАЗ, для чего фиксатор гашетки на секторе РУД
отвести от себя, а гашетку перевести на себя до упора;
— при необходимости использования форсажных режимов включить фиксацию РУД на упорах МАКСИМАЛ,
МИНИМАЛЬНЫЙ ФОРСАЖ, ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ, для чего нажать одновременно на гашетку и защелку на РУД и отклонить их
относительно рычага до выхода защелки из зацепления со штифтом;
— переключатель ПРИВОДНЫЕ — в положении ДАЛЬН.;
— рукоятка АВАР. ТОРМОЖ. утоплена и законтрена;
— лицевая панель пульта имитации отказов ПИО-155 закрыта плексигласовой крышкой, выключа- . тель ПИО-155 находится в
положении ВЫКЛ. и законтрен, а переключатели пульта установлены в положения НОРМ. (на МиГ-21УС пульт не установлен);
— на щитке инструктора переключатели ШАССИ ЗАКРЫЛК., ТОРМОЗ. ЩИТКИ, ТРИМ. ЭФФЕКТ., АВТОМ. ТОРМОЖ.
КОЛЕС, ТЕМПЕРАТ. ГАЗОВ установлены в положения I КАБИНА УЧЛЕТА;
— выключатель БУСТЕР ЭЛЕРОНА включен и законтрен;
— выключатели ВЕНТИЛЯТОР, ШТОРКА ВЫПУЩ. выключены;
— выключатель СПС включен;
— на пульте имитации отказов ИП-К переключатели установлены в положения ГР. ПРИБ., АВИАГОР., КСИ, а реостат АРК — в
положение ВКЛ.;
— часы должны показывать точное время и быть подготовлены к полету;
— колпачки кнопок АВАР. СБРОС БОМБ РС АПУ СС; АВАР. ПУСК СС закрыты и законтрены;
— на пульте управления АРК-10 включена кнопка ДПРС аэродрома вылета;
— переключатель ПЕРИСКОП АВТОМ.—УБОРКА установлен в положении АВТОМ.;
— выключатель ПШ — ВЫКЛ. на пульте управления РСИУ-5 (Р-832М) — в положении ПШ;
— рукоятка крана ПИТАНИЕ КАБИНЫ — в положении ОТКРЫТ;
— все остальные АЗС и выключатели на вертикальной части правого пульта должны быть выключены.
Размещение приборов, переключателей и рычагов в задней кабине самолетов МиГ-21УС и МиГ-21УМ показано на рис. 31—36.
ПРОВЕРКА ИСПРАВНОСТИ СИСТЕМ, ПРИБОРОВ, АГРЕГАТОВ И ОБОРУДОВАНИЯ САМОЛЕТА
11. Летчикам установить на барометрических высотомерах:
— стрелки на нуль при вылете с аэродромов, имеющих превышение над уровнем моря менее 1000 м, при этом давление по шкале
прибора не должно отличаться от давления по данным метеостанции на уровне аэродрома более чем на 2 мм рт. ст.;
— давление 760 мм рт. ст. при вылете с аэродромов, имеющих превышение над уровнем моря 1000 м и более, при этом высота по
шкале прибора не должна отличаться от барометрической высоты аэродрома (по давлению 760 мм рт. ст.) по данным метеостанции
более чем на 25 м.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Когда рассогласование между показаниями давления (высоты) на приборах и давлением (высотой) по
данным метеостанции превышает 2 мм рт. ст. (25 м), вылет самолета и устранение рассогласования отворачиванием гайки кремальеры
прибора запрещаются.
12. Проверить напряжение и емкость бортовых аккумуляторов под нагрузкой, для чего включить выключатель АККУМ. БОРТ.
АЭРОДР. и АЗС АГД БЕЛЫЙ СВЕТ ДА-200 СИГН. ПОЖ. (АГД ДИ-1А ЗАЛИВ. СВЕТ ЭУП СИГН. ПОЖ.), НАСОС РАСХОД. БАКА
и НАСОС 3 ГР. БАКОВ (на правом горизонтальном пульте кабины). Напряжение по вольтметру должно быть не менее 22,5 В, а
емкость аккумуляторных батарей по счетчику ИСА — не менее 40 А•ч.
Выключение произвести в обратном порядке.
13. Проверку приборов и агрегатов производить только от наземных источников электроэнергии постоянного тока, для чего дать
команду на их подключение.
После подключения наземных источников электроэнергии включить выключатель АККУМ. БОРТ. АЭРОДР. Напряжение при
этом должно быть 28—29 В при, работающем генераторе АПА (24—25 В при неработающем генераторе АПА). После включения
выключателя АККУМ. БОРТ. АЭРОДР. на приборной доске начинает мигать лампа-кнопка СОРЦ системы сигнализации опасных
режимов. Нажав на кнопку-лампу, выключить ее.
14. Убедиться в том, что при нажатии на кнопки проверок ламп на табло приборной доски высвечиваются все сигналы (сигнал 3
ГР. БАКОВ высвечивается только при включенном АЗС НАСОС 3 ГР. БАКОВ). При высвечивании надписи СТАБИЛИЗ. НА
ПОСАДКУ стрелка указателя АРУ-ЗВ должна находиться в крайнем левом положении. Лампы ПОДВЕШЕНЫ СС ЛЕВ.—ПРАВ, и
ПОДВЕСКА БОМБ РС (сигналы на табло ПОДВЕШЕН СС ЛЕВ., ПОДВЕШЕН СС ПРАВ., ПОДВ. ЛЕВ. БОМБ РС и ПОДВ. ПРАВ.
БОМБ РС в задней кабине) загораются (высвечиваются) в зависимости от имеющихся на самолете подвесок.
15. Проверить исправность тормозной системы с включенным и выключенным тормозом переднего колеса в такой
последовательности:
— нажать полностью тормозной рычаг в передней кабине, при этом манометр должен показывать давление 9—10 кГ/см2 (при
нажатии кнопки манометр должен показать давление в тормозной системе 9—10 кГ/см2 при включенном тормозе переднего колеса);
— поочередно, полностью отклоняя педали, убедиться, что давление в тормозах растормаживаемого колеса падает до нуля;
— при нажатом тормозном рычаге в передней кабине плавно нажать рычаг в задней кабине (момент переключения тормозов
ощущается по слабому толчку);
— летчику передней кабины убедиться в невозможности торможения из передней кабины при нажатом рычаге в задней кабине и
в переключении торможения на переднюю кабину после отпускания тормозного рычага в задней кабине с последующим нажатием
тормозного рычага в передней кабине.
16. Летчикам для проверки исправности обогрева смотрового стекла ГШ через 2—3 мин после включения электропитания
подышать на стекло ГШ и убедиться, что оно не запотевает.
17. Проверить работу комплекта кислородного оборудования:
а) без избыточного давления, для чего:
— закрыть смотровой щиток гермошлема (надеть маску) и подтянуть натяжное устройство гермошлема;
— при рукоятке 100% О2 — СМЕСЬ, установленной в положение СМЕСЬ, произвести два-три глубоких вдоха и выдоха, при
этом дыхание должно быть свободным, а сегменты указателя кислорода ИК-52 не должны двигаться;
— установить рукоятку 100% О2 — СМЕСЬ в положение 100% О2 и произвести два-три глубоких вдоха и выдоха (если сегменты
указателя кислорода ИК-52 при вдохе сходятся, а при выдохе расходятся, комплект работает исправно), после чего установить
рукоятку в положение СМЕСЬ;
— установить красную рукоятку аварийной подачи кислорода в положение ВКЛ. (если при этом будет ощущаться обдув лица
постоянным потоком, аварийная подача кислорода исправна), затем перевести рукоятку в положение ВЫКЛ. — обдув лица должен
прекратиться;
— установить рукоятку крана вентиляции шлема ВУШ в положение ВКЛ. (если будет ощущаться обдув лица постоянным
потоком, ВУШ-6 работает исправно), перевести рукоятку в положение ВЫКЛ. — обдув лица должен прекратиться;
б) при избыточном давлении, для чего:
— установить рукоятку 100% О2 — СМЕСЬ в положение 100% О2, а рукоятку аварийной подачи кислорода в положение ВКЛ.;
— в течение 15—20 с убедиться в том, что нет нарастания избыточного давления кислорода в гермошлеме (маске) по манометру
М-2000;
— нажать кнопку ручного включения непрерывной подачи кислорода на РПК-52 и удерживать ее в таком положении на
протяжении всей проверки;
— после прохождения большой подачи кислорода (давление костюма на тело начинает уменьшаться), прикрывая пальцем
отверстие на регуляторе КП-52М, создать избыточное давление в гермошлеме до 1000 мм вод. ст. (в маске — до 500 мм вод. ст.);
— сделать несколько вдохов и выдохов (если стрелка манометра М-2000 при вдохе отклоняется влево, а при выдохе
возвращается в исходное положение и компенсирующий костюм плотно обжимает тело, комплект работает исправно);
— отпустить кнопку непрерывной подачи кислорода на РПК-52, открыть отверстие на регуляторе КП-52М и рукоятки аварийной
подачи и 100% О2 — СМЕСЬ установить соответственно в положения ВЫКЛ. и СМЕСЬ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Во избежание травмирования легких проверка комплекта под избыточным давлением без
компенсирующего костюма запрещается.
2. Нарастание избыточного давления в гермошлеме (маске) при открытом отверстии регулятора КП-52М, отсутствие давления в
компенсирующем костюме при наличии давления в гермошлеме (маске), а также невозможность создания избыточного давления в
гермошлеме 1000 мм вод. ст. (500 мм вод. ст. — в маске) свидетельствует о неисправности комплекта, при этом выполнение полета
запрещается.
Примечание. Проверка под избыточным давлением производится перед полетом на высоту более 11000 м или на боевое
задание.
18. Для комплексной проверки ДА-200 (ЭУП-53), АГД-1, УУА-1 и СУА-1 необходимо:
— включить АЗС АГД БЕЛЫЙ СВЕТ ДА-200 СИГН. ПОЖ. (АГД ДИ-1А ЗАЛИВ. СВЕТ ЭУП СИГН. ПОЖ.), в задней кабине
включить АЗС БЕЛЫЙ СВЕТ АГД ДА-200 (ЗАЛИВ. СВЕТ АГД ЭУП);
— убедиться, что на указателе АГД-1 горит сигнальная лампа;
— летчикам в обеих кабинах включить АЗС АГД и убедиться в погасании сигнальной лампы на указателе АГД-1 не более чем
через 15 с;
— в обеих кабинах рукояткой поправки на указателе АГД-1 совместить индекс поправки тангажа (слева на лицевой стороне
указателя) с нулевыми делениями крена;
— летчику в передней кабине включить АЗС УУА КСИ;
— через 1—2,5 мин после включения общих АЗС, разворачивая на амортизаторах (относительно вертикальной оси) приборную
доску в обеих кабинах, наблюдать за поведением стрелки указателя поворота: при нажатии на правую часть приборной доски стрелка
указателя поворота должна отклоняться влево, при нажатии на левую часть — вправо; в момент остановки движения приборной доски
стрелка должна возвращаться к нулевому положению;
— убедиться, что указатель АГД-1 в обеих кабинах показывает углы тангажа и крена, соответствующие стояночному положению
самолета;
— нажать кнопку СОГЛАСОВ. КСИ и удерживать ее до тех пор, пока не прекратится движение шкалы указателя;
— после согласования сравнить показания указателей КСИ в обеих кабинах; они должны показывать стояночный курс самолета;
— проверить напряжение питания бортсети самолета, которое должно находиться в пределах 27,5—29,5 В; если напряжение
больше или меньше 27,5—29,5 В, летчик должен дать команду отрегулировать напряжение в указанных выше пределах;
— после отклонения техником флюгарки датчика ДУА-3 вниз до упора указатель УУА-1 должен показывать угол атаки от —5 до
—9°;
— при нажатой кнопке контроля на ППС и медленном отклонении техником флюгарки датчика ДУА-3 вверх до упора в
диапазоне углов атаки по УУА-1 от + 24 до +28° должен сработать сигнализатор СУА-1.
Частота мигания сигнальных ламп в момент срабатывания сигнализатора СУА-1 должна быть в пределах 3—4 Гц. При
дальнейшем отклонении флюгарки датчика до верхнего упора частота мигания сигнальных ламп должна увеличиваться до 7—8 Гц.
При отклоненной флюгарке датчика вверх до упора угол атаки по УУА-1 должен быть в пределах от + 31 до +35°.
В процессе проверки работы указателя УУА-1 и сигнализатора СУА-1 техник самолета проверяет, нет ли заедания флюгарки
датчика ДУА-3.
Примечание. В случае необходимости проверки работы указателя УУА-1 и сигнализатора СУА-1 от бортовых аккумуляторов
необходимо иметь в виду, что при уменьшении напряжения с 28,5 до 22 В указатель УУА-1 работает с большими ошибками (занижает
показания). При этом сигнальные лампы при срабатывании СУА-1 вместо прерывистого мигания могут гореть непрерывно.
19. Для комплексной проверки работы РСИУ-5 (Р-832М), СПУ-9, АРК-10, РВ-УМ, МРП, СРО-2М, СОД-57М необходимо
включить АЗС РАДИО СПУ, АРК, РВ-УМ МРП, СОД и СРО.
Для проверки радиостанции и СПУ-9 необходимо:
— по наличию подсвета номера канала убедиться в том, что управление радиостанцией осуществляется с пульта передней
кабины;
— проверить правильность установки микрофона при полете в ГШ (микрофон должен устанавливаться на расстоянии 1—1,5 см
от губ летчика);
— через 1,5—2 мин после включения питания проверить связь с наземной радиостанцией на необходимых каналах, регулятором
РАДИО на абонентском щитке СПУ-9 подобрать необходимую громкость;
— проверить работу подавителя шумов (при установке выключателя ПШ— ВЫКЛ. в положение ВЫКЛ. должны прослушиваться
шумы);
— после проверки работы РСИУ-5 (Р-832М) на пульте управления переключателем КАНАЛ установить рабочий канал связи,
выключатель ПШ—ВЫКЛ. установить в положение ПШ;
— инструктору взять управление радиостанцией на себя и проверить радиосвязь на необходимых каналах, после чего передать
управление радиостанцией летчику;
— проверить совместно с летчиком задней кабины внутрисамолетную связь как при нажатой кнопке СПУ, так и при включенном
выключателе ВКЛЮЧ. СПУ ПОСТОЯННО (включается инструктором в задней кабине). После проверки инструктор должен
выключить выключатель ВКЛЮЧ. СПУ ПОСТОЯННО.
Примечания: 1. Время перехода радиостанции РСИУ-5 (Р-832М) на любой канал связи не превышает 4 с.
2. В полете при ухудшении радиоприема на больших удалениях от наземной радиостанции выключатель подавителя шумов ПШ
— ВЫК.Л. установить в положение ВЫКЛ.
3. При нажатии кнопки передатчика в любой кабине передача будет происходить только на канале связи, установленном на
пульте, с которого осуществляется управление радиостанцией.
4. При нажатой кнопке в задней кабине ларингофоны летчика передней кабины отключаются.
5. При нажатых кнопках СПУ в телефонах должны прослушиваться команды по внешней радиосвязи.
Для проверки радиокомпаса АРК-10 необходимо:
— установить переключатель рода работ на пульте управления АРК-10 в положение КОМП.;
— убедиться, что управление радиокомпасом осуществляется с пульта передней кабины, для чего нажать кнопку ПЕРЕКЛ.
ПУЛЬТ.;
— через 3—5 мин после включения убедиться в том, что стрелка радиокомпаса в УГР-4УК устанавливается в направлении
ДПРС, а стрелка индикатора настройки отклоняется от нулевого положения;
— для прослушивания позывных приводных радиостанций установить выключатель АРК—ВЫКЛ. на абонентском щитке СПУ-9
в положение АРК, а переключатель рода работ на пульте управления АРК-10 — в положение АНТ. и убедиться в удовлетворительном
прослушивании позывных сигналов ДПРС;
— установить переключатель ПРИВОДНЫЕ ДАЛЬ. — БЛИЖ. в положение БЛИЖ. и убедиться в удовлетворительном
прослушивании позывных сигналов БПРС, после чего выключатель АРК — ВЫКЛ. установить в положение ВЫКЛ.;
— инструктору взять управление радиокомпасом на себя, нажав кнопку ПЕРЕКЛ. ПУЛЬТ., и нажать кнопку БПРС своего
аэродрома; по показанию стрелки радиокомпаса и прослушиванию позывных убедиться в перестройке АРК на БПРС
(для
прослушивания позывных приводной радиостанции необходимо выключатель. АРК — ВЫК. на щитке СПУ-9 установить в положение
АРК); нажать кнопку ДПРС своего аэродрома, по показанию стрелки радиокомпаса и прослушиванию позывных убедиться в
перестройке АРК на ДПРС и дать команду летчику перевести управление АРК на переднюю кабину;
— установить переключатель рода работ на пульте управления АРК-10 в положение КОМП. и убедиться, что стрелка
радиокомпаса устанавливается в направлении БПРС;
— установить переключатель ПРИВОДНЫЕ. ДАЛЬ. — БЛИЖ. в положение ДАЛЬ. и убедиться и перестройке радиокомпаса на
частоту ДПРС;
— при необходимости произвести аналогичную проверку радиокомпаса на других фиксированных каналах (частотах);
— установить переключатель рода работ на пульте управления АРК-10 в положение ВЫКЛ.
Примечания: 1. При расположении самолета в укрытии показания стрелки радиокомпаса в УГР-4УК могут не соответствовать
направлению на пеленгуемую станцию.
2. Переключение радиокомпаса с частоты ДПРС на частоту БПРС в полете осуществляется автоматически с помощью УАП-1 при
выпущенном шасси и срабатывании МРП-56П при пролете над маркерным маяком (в момент срабатывания МРП-56П автоматически
переключается на БПРС АРК-10 и загорается сигнальная лампа АРК БПРС).
3. Определение расстояния (наклонной дальности) до привод-ной радиостанции, на которую настроен АРК, независимо от
направления полета и изменений маршрута (без учета ветра) осущсствляет-ся с помощью счетчика дальности, входящего в комплект
АРК-10.
При проверке радиовысотомера необходимо:
— убедиться, что через 2—3 мин после включения, стрелка указателя высоты УВ-57 в обеих кабинах установилась на нулевой
риске шкалы с точностью ±5 м;
— установить переключатель ПСВ-УМ в положение К, а затем в любое другое, кроме ВЫКЛ., при этом должна «отработать» в
течение 3—10 с звуковая сигнализация и гореть сигнальная лампа ОПАСНАЯ ВЫСОТА в обеих кабинах;
— установить переключатель ПСВ-УМ на требуемую высоту сигнализации в соответствии с заданием.
После включения питания СРО-2М убедиться, что горит лампа КОД ВКЛЮЧ. и при ответе на запросные сигналы наземного
запросчика (НРЗ) мигает лампа ОТВЕТ, сигнализирующая об исправности СРО-2М.
Для проверки исправности СОД-57М необходимо:
— установить переключатель рода работ СОД-57М в положение ПОСАДКА ОДИН;
— нажать поочередно кнопки ПВУ-1, ПВУ-2, при этом должна загораться лампа ОТВЕТ. СОД.
Примечание. Если до нажатия кнопок неоновая лампа ОТВЕТ. СОД горит (мигает), при нажатии кнопок яркость свечения ее
увеличивается и мигание прекращается;
— кратковременно нажать кнопку ОПОЗНАВ. СОД, при этом лампа ОТВЕТ. СОД должна загореться и гореть с постепенным
увеличением яркости.
Примечание. Кратковременное нажатие кнопки ОПОЗНАВ. в полете производится по команде с наземной РЛС, при этом
сигнальная лампа ОТВЕТ. СОД должна ярко гореть в течение 6—10 с после отпускания кнопки;
— установить переключатель рода работ СОД-57М в положение НАВЕДЕНИЕ ГРУБО.
20. После проверки оборудования все АЗС и выключатели должны быть выключены, за исключением АЗС РАДИО СПУ (для
связи с руководителем полетов).
Особенности проверки исправности систем, приборов, агрегатов и оборудования самолета инструктором из задней кабины
21. Для проверки из задней кабины работы цепей питания шасси, закрылков, тормозных щитков, триммер-ного эффекта,
автоматического растормаживания колес, а также температуры выходящих газов соответствующие переключатели на щитке
инструктора необходимо устанавливать в положение II КАБИНА ИНСТРУКТОРА, а после окончания проверок — в положение I
КАБИНА УЧЛЕТА.
22. Инструктору проверить обогрев смотрового щитка гермошлема, работу кислородного оборудования, пило-тажно-
навигационных приборов и возможность управления из задней кабины согласованием КСИ, самолетным переговорным устройством
СПУ-9, радиостанцией РСИУ-5 (Р-832М) и радиокомпасом АРК-10 одновременно с их проверкой летчиком передней кабины.
ПОДГОТОВКА К ЗАПУСКУ ДВИГАТЕЛЯ
23. Непосредственно перед запуском двигателя дать команду технику на снятие наземных стопоров с ручек аварийного сброса
фонарей и с затворов пиромеханиз-мов отстрела штанг первого стабилизирующего парашюта.
24. Запуск двигателя производить от наземного источника электроэнергии и только из передней кабины. Перед запуском
двигателя необходимо:
— проверить плавность хода РУД от положения СТОП до положения ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ и установить его в положение СТОП;
— запросить у руководителя полетов разрешение на запуск двигателя.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При запуске и опробовании двигателя, а также при проверке самолетных систем летчики должны
координировать свои действия с техником самолета.
25. Получив разрешение на запуск двигателя, дать команду технику «К запуску» и, получив ответ об исполнении команды,
включить на правом пульте АЗС и выключатели АККУМ. БОРТ. АЭРОДР., НАСОС РАСХОД. БАКА, НАСОС 3 ГР. БАКОВ, АГД
БЕЛЫЙ СВЕТ ДА-200 СПГН. ПОЖ. (АГД ДИ-1А ЗАЛИВ. СВЕТ ЭУП СИГН. ПОЖ.), при этом на табло (в передней и задней кабинах)
высветятся и погаснут сигналы РАСХОДН. БАК, 3 ГР. БАКОВ, высветятся сигналы СЛЕДИ ДАВ. БУСТ. СИСТ., СЛЕДИ ДАВ. ОСН.
СИСТ., а также мигающий сигнал ГЕНЕРАТ. ВЫКЛЮЧ.
При наличии на самолете подвесного бака на среднем щитке передней кабины загораются лампы ПОДВЕСКА БАКА и ВЫРАБ.
ПОДВ. БАКА (в задней кабине на табло высвечиваются сигналы ПОДВЕСКА БАКА и ВЫРАБ. ПОДВ. БАКА). После запуска
двигателя и создания поддавливания в подвесном баке лампа ВЫРАБ. ПОДВ. БАКА (в передней кабине) и сигнал ВЫРАБ. ПОДВ.
БАКА (в задней кабине) должны погаснуть.
ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЯ
26. Перед запуском дать команду технику «От двигателя». Получив ответ «Есть от двигателя», необходимо:
— перевести рычаг управления двигателем на упор М. ГАЗ, при этом проверить, чтобы РУД не был установлен на упор СПС;
— на 2—3 с нажать кнопку ЗАПУСК НА ЗЕМЛЕ, при этом на табло высвечивается сигнал ЗАЖИГАН. ВЫКЛЮЧ.
После этого двигатель должен автоматически выйти на малый газ.
В процессе запуска температура газов за турбиной не должна превышать 710° С. Если температура газов за турбиной быстро
нарастает с тенденцией превысить 710° С, происходит зависание оборотов или нет давления масла, запуск двигателя немедленно
прекратить переводом РУД в положение СТОП и выключить АЗС АГРЕГАТ. ЗАПУСКА.
Если запуск был прекращен до погасания сигнала ЗАЖИГАН. ВЫКЛЮЧ., после остановки ротора включить на 40 с АЗС
АГРЕГАТ. ЗАПУСКА для доработки прерванного цикла пусковой панели, после чего выключить АЗС.
При наличии догорания топлива в реактивной трубе произвести холодную прокрутку двигателя в такой последовательности:
— установить РУД в положение СТОП;
— установить переключатель ЗАПУСК ДВИГАТ.— ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА в положение ХОЛОДНАЯ ПРОКРУТКА.
Повторный запуск производить после выявления и устранения причины неудавшегося запуска.
После выхода двигателя на малый газ обороты РНД должны быть 30—36%, температура газов за турбиной — не более 420° С,
давление масла — не менее 1 кГ/см2 (при увеличении оборотов сигнальная лампа МАСЛО не горит).
Сигнал ЗАЖИГАН. ВЫКЛЮЧ. на табло не должен высвечиваться.
ПРОГРЕВ И ОПРОБОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТЧИКОМ, ПРОВЕРКА САМОЛЕТНЫХ СИСТЕМ
27. Взмахом руки дать команду технику на отключение наземных источников электроэнергии, после чего проверить включение в
бортовую сеть генератора постоянного тока (по погасанию на табло сигнала ГЕНЕРАТ. ВЫКЛЮЧ. и по вольтметру, который должен
показывать напряжение 28—29 В).
28. Установить соответствующие выключатели на правом переднем электрощитке в положения НАСОСН. СТАНЦ., ТРИМ.
ЭФФЕКТ, САРПП ВКЛ. АП (КАП), АРК, РВУ—УМ МРП, СОД, АГД, УУА КСИ, СРО ВКЛ., а переключатель рода работ на пульте
управления АРК-10 — в положение КОМП.
Инструктору в задней кабине включить пять выключателей на правом борту, установив их в положения ИМ. ПОВРЕЖ. ПЕР.
ЛАМПА ШТОРКА ПЕРИСК. ВЕНТ., АГД, ККО, БЕЛЫЙ СВЕТ АГД ДА-200 (ЗАЛИВ. СВЕТ АГД ЭУП) и ГИДРО.
В процесссе прогрева и опробования двигателя на всех режимах выше малого газа тормозной рычаг должен быть нажат
полностью.
При работе двигателя на малом газе проверить:
а) работу механизма триммерного эффекта, нажав ползунок на ручке управления на себя и от себя (освобожденная ручка должна
следовать в сторону перемещения ползунка); после проверки установить механизм триммерного эффекта в нейтральное положение,
проконтролировав это положение по высвечиванию на табло сигнала ТРИММЕР. ЭФФЕКТ СТ.;
б) работу системы управления самолетом при включенных бустерах элеронов, для чего:
— три-четыре раза плавно отклонить ручку управления в крайние положения (вправо, влево, от себя и на себя), ручка должна
отклоняться без «вождений» и толчков, а сигнал ТРИММЕР. ЭФФЕКТ СТ. при перемещении ручки от себя и на себя не должен
гаснуть;
— убедиться в наличии на ручке управления усилий от загрузочных механизмов; при отпускании ручки из какого-либо крайнего
положения она должна возвращаться в нейтральное положение;
— убедиться в полном отклонении педалей;
в) работу гидросистем, для чего:
— проверить давление в гидросистемах; при неподвижной ручке управления давление в основной и бу-стерной гидросистемах
должно быть не менее 185 кГ/см2;
— произвести несколько отклонений ручки управления по диагонали с максимально возможной скоростью, при этом давление в
гидросистемах не должно падать ниже 165 кГ/см2 (допускается кратковременное высвечивание сигналов СЛЕДИ ДАВ. ОСН. СИСТ. и
СЛЕДИ ДАВ. БУСТ. СИСТ.);
— произвести выпуск и уборку тормозных щитков перемещением ползунка на РУД; выпущенное и убранное положение
тормозных щитков контролировать по высвечиванию и погасанию на ППС сигнала ЩИТКИ ВЫПУЩЕНЫ (синхронность выпуска и
уборки тормозных щитков контролирует техник самолета);
— произвести выпуск и уборку закрылков; выпущенное и убранное положение закрылков контролировать по высвечиванию и
погасанию на ППС сигнала ЗАКРЫЛКИ ВЫПУЩЕНЫ (выпуск закрылков во взлетное и посадочное положение проверить нажатием
кнопок ЗАКРЫЛКИ ПОСАДКА и ВЗЛЕТ и проконтролировать по ответным сигналам техника самолета); после проверки выпустить
закрылки в положение ВЗЛЕТ.
29. Если двигатель не опробован техником и не прогрет, произвести опробование двигателя в такой последовательности:
— плавным перемещением РУД увеличить обороты РНД до 88—90%, прогреть двигатель на этом режиме в течение минуты,
давление масла должно быть 3,5— 4,5 кГ/см2 (лампа МАСЛО не горит), при этом вольтметр показывает напряжение 28—29 В;
— плавно перевести РУД на упор МАКСИМАЛ, выдержать двигатель на этом режиме 10—15 с и проверить максимальное число
оборотов и максимальную температуру газов за турбиной;
— уменьшить обороты двигателя до малого газа;
— в течение 1,5—2 с перевести РУД из положения М. ГАЗ в положение МАКСИМАЛ и проверить заброс оборотов РНД (не
более 106,5% на время не более 5 с) и заброс температуры газов за турбиной (не более 750° С на время не более 5 с).
Примечание. Если сигнальная лампа МАСЛО при увеличении оборотов продолжает гореть, необходимо выключить двигатель
и выяснить причину.
30. После опробования двигателя для проверки работы автопилота АП-155 необходимо:
— согласовать КСИ и проверить показания компаса;
— установить ручку управления в нейтральное положение; технику самолета по команде летчика убедиться, что элероны и
стабилизатор находятся в нейтральном положении;
— включить в режим стабилизации автопилот и проконтролировать его включение по загоранию сигнальных кнопок-ламп
СТАБИЛИЗ. АП в передней и задней кабинах. Включение автопилота не должно сопровождаться рывками ручек управления; технику
самолета по команде летчика убедиться, что элероны и стабилизатор находятся в нейтральном положении;
— включить режим приведения и проконтролировать его включение по загоранию сигнальных ламп ПРИВЕДЕНИЕ АП в
передней и задней кабинах; через 1—2 с ручки управления самолетом в передней и задней кабинах могут пойти в положения «на себя»
или «от себя»;
— выключить автопилот кнопкой на ручке управления и проконтролировать его выключение по погасанию сигнальных ламп
ПРИВЕДЕНИЕ АП в передней и задней кабинах; установить ручку управления в нейтральное положение ползунком механизма
триммерного эффекта.
Попросить инструктора включить в задней кабине сначала режим стабилизации (проконтролировать его включение по загоранию
сигнальных кнопок-ламп СТАБИЛИЗ. АП в передней и задней кабинах) затем режим приведения (проконтролировать его включение
по загоранию сигнальных ламп ПРИВЕДЕНИЕ АП в передней и задней кабинах, а также по перемещению ручек управления
самолетом в положения «на себя» или «от себя»). Затем инструктор должен выключить автопилот кнопкой на ручке управления в
задней кабине, проконт ролировать его выключение по погасанию сигнальных ламп ПРИВЕДЕНИЕ АП в передней и задней кабинах и
установить ручку управления в нейтральное положение ползунком механизма триммерного эффекта.
31. Перед полетом на имитацию отказов автопилота АП-155 инструктор в задней кабине для проверки работоспособности пульта
ПИО-155 должен:
— включить автопилот в режим стабилизации;
— открыть крышку на пульте ПИО-155;
— убедиться, что при установке переключателя ТАНГАЖ РАУ в положение КАБРИР. (ПИКИР.) ручка управления самолетом
перемещается на себя (от себя), а при установке этого переключателя в нейтральное положение (НОРМ.) прекращает перемещаться;
— убедиться, что при установке переключателя ТАН-ГАЖ МП и положение КАБРИР. (ПИКИР.) ручка управления самолетом
перемещается на себя (от себя), а при установке этого переключателя в нейтральное положение прекращает перемещаться;
— с помощью техника самолета убедиться, что при установке переключателя КРЕН РАУ в положение ЛЕВ. (ПРАВ.) элероны
отклоняются на создание левого (правого) крена, а при установке этого переключателя в нейтральное положение устанавливаются в
нейтральное положение;
— выключить автопилот и проконтролировать его выключение;
— убедиться, что положение переключателей и выключателей па пульте ПИО-155 соответствует нормальной работе автопилота,
и закрыть крышку пульта;
— установить ручку управления ползунком триммер-ного эффекта в нейтральное положение.
32. Летчику передней кабины проверить работу блока опасной высоты БОВ-21 в такой последовательности:
— включить автопилот в режим стабилизации;
— установить переключатель ПСВ-УМ па любое значение сигнализируемой высоты и включить выключатель УВОД С
ОПАСНОЙ ВЫСОТЫ;
— нажать кнопку проверки сигнальных ламп на ППС и удерживать ее в нажатом состоянии;
— через 30—80 с после нажатия кнопки в передней и задней кабинах должны погаснуть сигнальные кнопки-лампы СТАБИЛИЗ.
АП и загореться лампы ПРИВЕДЕНИЕ АП;
— с помощью техника самолета убедиться, что стабилизатор отклоняется на кабрирование;
— отпустить кнопку проверки ламп (при этом лампа ПРИВЕДЕНИЕ АП должна гореть) и с помощью техника самолета
убедиться, что стабилизатор перестал отклоняться (при этом флюгер датчика ДУА-3 должен находиться в нейтральном положении);
— выключить автопилот нажатием красной кнопки ВЫКЛЮЧ. АВТОПИЛ. на ручке управления и установить стабилизатор в
нейтральное положение нажатием кнопки ТРИММЕР. ЭФФЕКТ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. После окончания проверки автопилота, ПИО и блока опасной высоты по докладу техника убедиться, что
стабилизатор и элероны находятся в нейтральном положении.
33. При выполнении полета в ВКК или ППК летчикам необходимо плавно нажать кнопки головки автомата АД-6Е (через
резиновый колпачок). При этом проти-воперегрузочное устройство костюма должно равномерно облегать нижние конечности и
брюшную полость. При уменьшении давления на кнопку автомата обжатие ППУ должно уменьшиться, а после отпускания кнопки
воздух из ППУ должен полностью стравиться.
34. Летчику передней кабины поочередно установить переключатель регулировки температуры в кабине в положения ХОЛОД и
ГОРЯЧ. на время не менее 30 с. На ощупь проверить подачу холодного и теплого воздуха на остекление фонаря. После проверки
системы переключатель установить в положение АВТОМ.
Обоим летчикам плавно открыть кран вентиляции одежды и проверить подачу кондиционированного воздуха в вентилирующий
костюм.
35. В чрезвычайных случаях (при необходимости немедленного взлета) разрешается сразу же после выхода двигателя на режим
малого газа выводить двигатель на форсажный режим, для чего:
— переместить РУД за 1,5—2 с до упора МАКСИМАЛ;
— выдержать двигатель на максимальном режиме в течение 5 с и включить форсаж. При этом температура газов за турбиной
должна быть не более 740° С.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При температуре наружного воздуха от +2 до —10°С с высокой влажностью воздуха (туман, моросящий
дождь или мокрый снег) в процессе запуска и опробования
двигателя необходимо контролировать, нет ли обледенения острых кромок воздухозаборника. При появлении льда немедленно
выключить двигатель.
ОСОБЕННОСТИ ПОДГОТОВКИ САМОЛЕТА
ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПОЛЕТА (ПЕРЕЛЕТА) ОДНИМ
ЛЕТЧИКОМ
36. Полет (перелет) одним летчиком выполняется только из передней кабины.
В задней кабине привязные ремни инструктора и коммуникации комплекта кислородного оборудования должны быть
закреплены таким образом, чтобы не ограничивались движения ручки управления самолетом и рычагом управления двигателя при их
полном ходе.
Положения рычагов, выключателей и переключателей в задней кабине должны быть следующими:
— выключатель ВКЛЮЧ. СПУ ПОСТОЯННО выключен;
— рычаг управления двигателем подключен на переднюю кабину, гашетки МАЛЫЙ ГАЗ и ФОРСАЖ должны быть подняты,
поставлены на защелки и дополнительно законтрены в поднятом положении;
— переключатель УПРАВЛЕНИЕ АРУ установлен в положение 1 КАБ.;
— АЗС ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ выключен и законтрен;
— переключатель БУСТЕР ЭЛЕРОНА переключен на первую кабину;
— кран шасси стоит в нейтральном положении;
— на верхнем щитке приборной доски переключатели ШАССИ, ЗАКРЫЛКИ, ТОРМОЗ. ЩИТКИ, ТРИММ. ЭФФЕКТ, АВТОМ.
ТОРМОЖ. КОЛЕС и ТЕМПЕРАТ. ГАЗОВ включены на переднюю кабину;
— рычаг аварийного торможения колес АВАР. ТОРМОЖ. утоплен и законтрен;
— ручка аварийного сброса фонаря законтрена;
— АЗС ИМ. ПОВРЕЖ. ПЕР. ЛАМПА ШТОРКА ПЕРИСК. ВЕНТ. (ИМИТ. ПОВРЕЖ. ШТОРКА ПЕ-РИСК.), АВАР. ПЕРЕКЛ.
ПРЕОБР., КРАСН. СВЕТ, ККО (КРАСН. СВЕТ, ВЕНТИЛЯТ. ККО ПЕРЕНОС. ЛАМПА), ГИДРО на правом электрощитке
выключены;
АЗС БЕЛЫЙ СВЕТ АГД ДА-200 (ЗАЛИВ. СВЕТ АГД ЭУП) и АГД включены;
— выключатели и переключатели на пульте ПИО-155 находятся в положениях, соответствующих нормальной работе автопилота,
и крышка пульта закрыта;
— на пульте имитации отказов переключатели в верхних положениях, а реостат АРК повернут вправо до отказа;
— рукоятка управления краном питания кабины в положении ОТКРЫТ;
— на щитке ДУ-7 переключатели установлены в положения ВЫКЛ. и СМЕСЬ.
До посадки в переднюю кабину летчик должен убедиться, что наземные стопоры с катапультного сиденья задней кабины сняты,
фонарь задней кабины закрыт и загерметизирован.
37. При выполнении полета (перелета) одним летчиком посадку с использованием системы СПС не производить, так как летчик
перед посадкой не может проверить включение переключателя СПС (переключатель находится в задней кабине), поэтому АЗС
УПРАВЛЕНИЕ СПС, расположенный в передней кабине на правом борту, и переключатель СПС ВКЛ. на щитке инструктора в задней
кабине должны быть выключены.
РАЗДЕЛ III
ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА
ПОЛЕТ ПО КРУГУ ДНЕМ
Руление
38. Убедившись в нормальной работе двигателя, приборов и систем, проверить положение ручки аварийного торможения колес,
которая должна быть утоплена и законтрена, отключение тормоза переднего колеса и выпуск во взлетное положение закрылков.
Закрыть и загерметизировать фонари обеих кабин, для чего ручки закрытия замков фонарей перевести до отказа вперед и ввести
в вырезы в бортах кабины, а гашетки герметизации фонарей повернуть на себя и вверх до отказа. Убедиться в нормальном закрытии и
герметизации фонарей по погасанию сигнальных ламп (сигналов на табло) ЗАПРИ ФОНАРЬ, при этом УВПД-20 должен показывать
перепад давления не более 0,05 кГ/см2, после чего нажать кнопку-лампу СОРЦ.
39. Перед выруливанием необходимо:
— обоим летчикам включить вентиляцию гермошлемов, надеть кислородные маски (закрыть смотровые щитки гермошлемов) и
убедиться, что кислород поступает непрерывным потоком;
— летчику передней кабины затормозить колеса и дать команду технику самолета убрать колодки из-под колес (по этой команде
перед уборкой колодок снимаются защитные сетки со взлетных створок и чеки с АПУ при подвеске ракет Р-ЗС);
— доложить о закрытии фонарей кабин по радио и запросить разрешение на выруливание у руководителя полетов, затем у
техника самолета (поднятием руки вверх);
— получив разрешение на выруливание и убедившись (по сигналу техника), что впереди нет препятствий, отпустить рычаг
тормозов и начать руление.
40. Разворот самолета при выруливании со стоянки выполнять плавно, с радиусом по внутреннему колесу не. менее 5 м. Скорость
руления не должна превышать, 30 км/ч. При выполнении разворотов на рулении не допускать резкого затормаживания одного из
колес.
41. Скорость руления перед выполнением разворота самолета без подвесок должна быть не более 15 км/ч,, при наличии подвесок
— не более 5 км/ч. При рулении обратить внимание на правильность работы АРК-10 и КСИ.
Подрулив к взлетной полосе и убедившись, что она свободна, запросить разрешение на выруливание для; взлета.
42. На взлетной полосе прорулить по прямой 20— 30 м для установки переднего колеса по оси симметрии: самолета и
затормозить колеса, нажав тормозную гашетку до отказа.
После остановки самолета необходимо:
— включить тормоз переднего колеса и застопорить привязную систему;
— расстопорить рукоятку крана шасси;
— проверить соответствие показаний навигационно-пилотажных приборов положению самолета на ВПП; (курс, КУР, крен,
тангаж, высота и т. д.);
— при атмосферных условиях, способствующих обледенению, включить обогрев основного и аварийного ПВД.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Обогрев ПВД включать, только перед взлетом и выключать сразу же после посадки.
Убедившись в правильности включения и нормальной работе оборудования, запросить разрешение на взлет.
Взлет
43. Взлет производить с закрылками, выпущенными во взлетное положение, как правило, на минимальном форсаже. Разрешается
производить взлет на полном форсаже, а на самолете без подвесок — на максимальном режиме. Взлет на форсаже и на максимальном
режиме выполняется одинаково.
После получения команды «Взлет разрешен» включить секундомер и счетчик времени полета. Удерживая: самолет на тормозах,
плавно перевести РУД в положение МАКСИМАЛ и при достижении оборотов РНД, равных 100%, отпустить тормоза и начать разбег.
44. Если при выполнении взлета на максимале реактивное сопло не перешло в положение МАКСИМАЛ, что определяется по
высвечиванию на табло сигнала СОПЛО ОТКРЫТО, падению температуры газов за турбиной ниже 450° С и превышению оборотов
РНД над оборотами РВД на 8—10%, взлет прекратить. На пробеге использовать все средства торможения для остановки самолета, при
необходимости выключить двигатель.
45. При взлете на форсаже, удерживая самолет на тормозах, при достижении оборотов РНД, равных 100%, установить РУД на
упор ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ.
Убедившись во включении форсажа (по характерному толчку, падению и восстановлению температуры газов за турбиной),
установить необходимый режим форсажа, отпустить тормозной рычаг и начать разбег.
Примечание. При установке РУД в форсажное положение на табло высвечивается сигнал ФОРСАЖ, а после открытия створок
реактивного сопла сигнал СОПЛО ОТКРЫТО.
Если включения форсажа не произошло (не было характерного толчка, температура газов за турбиной ниже + 450° С, обороты
РНД превышают обороты РВД на 8— 10%), взлет не производить, зарулить на стоянку и выяснить причину невключения форсажа.
46. В начале разбега направление выдерживать с помощью тормозов, а по мере увеличения скорости — отклонением руля
направления.
По достижении скорости 100—150 км/ч ручку управления взять на себя на 3/4 хода и удерживать ее в этом положении до начала
подъема переднего колеса.
По достижении скорости 180—200 км/ч переднее колесо плавно (без подхвата) отделяется от земли. В процессе подъема
переднего колеса плавным уменьшением отклонения ручки на себя установить заданный угол подъема носа самолета.
При нормальном подъеме носа самолета линия горизонта проецируется у основания переднего стекла неподвижной части фонаря
кабины.
47. Техника взлета с подвесным баком и двумя ракетами Р-ЗС или двумя блоками УБ-16-57УМ особенностей не имеет.
При взлете с ракетами С-24 или авиабомбами и другими подвесками подъем переднего колеса и отрыв самолета происходит на
большей скорости, а длина разбега увеличивается.
48. После отрыва самолет устойчив, тенденций к взмыванию или сваливанию на крыло не имеет.
Скорость отрыва при взлете с нормальным взлетным весом равна 330 км/ч (угол атаки при отрыве по УУА-1 около 12°).
Зависимость скорости отрыва и длины разбега от взлетного веса и внешних условий показана на рис. 6 и 7.
49. После отрыва, сохраняя угол тангажа, примерно равный углу отрыва, плавно отойти от земли, на высоте 10—15 м установить
рукоятку крана шасси на уборку. При скорости до 550 км/ч время уборки шасси равно 7—8 с. На повышенной скорости время уборки
увеличивается, и шасси может полностью не убраться.
При уборке шасси на ППС высвечивается сигнал ВЫПУСТИ ШАССИ, который гаснет после уборки закрылков.
Убедившись в полной уборке шасси по сигнальным лампам и нарастанию давления в гидросистеме до 210 кГ/см2, установить
кран шасси в нейтральное положение.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если при уборке шасси на повышенной скорости не будет гореть одна из ламп сигнализации убранного
положения шасси, кран шасси оставить в положении УБРАНО и уменьшить скорость до 550 км/ч. Шасси при этом должно убраться.
После уборки установить кран шасси в нейтральное положение.
Примечания: 1. На самолете с приемником ПВД-7 после отрыва до набора высоты 50—100 м высотомер показывает высоту до
минус 50 м, вариометр — снижение до 5 м/с.
2. На самолете с ПВД-18-5М после отрыва показания высотомера и вариометра практически соответствуют фактическим
значениям высоты и вертикальной скорости набора.
50. На высоте 100—200 м убрать закрылки. После взлета выключать форсаж разрешается на скорости не менее 600 км/ч как в
простых, так и в сложных метеоусловиях.
51. При увеличении скорости полета от 390 до 600 км/ч проконтролировать работу АРУ. Стрелка на приборе должна отклониться
вправо, а на табло должен погаснуть сигнал СТАБИЛИЗ. НА ПОСАДКУ. Полет с АРУ на большом плече на скорости более 600 км/ч
не производить.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Полет с АРУ на большом плече при Vпр >= 800 км/ч и Н <= 7000 м может привести к опасной
продольной раскачке самолета.
52. Полет по кругу с убранным шасси выполнять на скорости 600 км/ч, а с выпущенным шасси и убранными закрылками — на
скорости 500 км/ч.
Построение маршрута
53. При полете по малому визуальному кругу первый и второй развороты выполнять слитно с креном 30—45°, а третий и
четвертый развороты — раздельно.
Третий разворот выполнять с креном не более 45°, четвертый разворот — с креном не более 40°.
При наличии букового ветра на прямой от второго к третьему развороту необходимо взять поправку на угол сноса.
После второго разворота проверить давление в гидросистемах и воздушных системах (в основной давление должно быть не
менее 90 кГ/см2, в аварийной — 110 кГ/см2), включение автомата растормаживания колес и тормоза переднего колеса, уменьшить
скорость и установить кран шасси на выпуск. В процессе выпуска шасси увеличить обороты двигателя для предотвращения
уменьшения скорости полета менее 500 км/ч. Скольжения самолета при этом не допускать. Выпуск шасси проконтролировать по
загоранию сигнальных ламп и восстановлению давления в гидросистеме до 210 кГ/см2.
54. После выпуска шасси проверить по двухстрелочному манометру, что давления в тормозах нет. При наличии давления в
тормозах колес стравить его до нуля рычагом тормозов. После приземления самолета на пробеге действовать в соответствии с
указаниями ст. 63 и 64.
Застопорить подвесную систему и снять нагрузку с ручки управления механизмом триммерного эффекта.
Расчет на посадку
55. Перед третьим разворотом доложить о выпуске шасси и запросить разрешение на посадку. Третий разворот начинать на
траверзе ДПРС и выполнять без снижения на угол 100—110°. После третьего разворота перевести самолет на снижение с вертикальной
скоростью 3—5 м/с.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В процессе выполнения третьего разворота не допускать уменьшения скорости менее 500 км/ч.
56. На снижении перед четвертым разворотом на скорости 500 км/ч выпустить во взлетное положение закрылки (выход
закрылков проконтролировать по загоранию сигнальной лампы на ППС) и установить скорость 450 км/ч. При выпуске закрылков
появляется незначительный момент на кабрирование, который легко парируется отклонением ручки управления.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. В случае энергичного кренения самолета в момент выпуска закрылков необходимо немедленно их
убрать и посадку производить с убранными закрылками.
2. Если после выпуска закрылков на ППС высвечивается сигнал ВЫПУСТИ ШАССИ, значит, шасси не вышло или вышло не
полностью. В этом случае необходимо уйти на второй круг, после чего выпустить шасси полностью и произвести посадку.
Примечание. На самолете возможна посадка с несимметрично выпущенными во взлетное положение закрылками. Кренение
самолета в этом случае следует устранять отклонением элеронов и руля направления. Руль направления при этом должен быть
отклонен настолько, чтобы перед выравниванием на скорости 360 км/ч элероны были отклонены против крена не более чем на
половину их хода. Планирование и посадку производить на скорости, большей нормальной на 20—30 км/ч.
57. Четвертый разворот выполнять на скорости 450 км/ч. После окончания четвертого разворота устано-
вить скорость 400—420 км/ч. Вывод из четвертого разворота должен быть закончен на высоте не менее 200 м. При высоте вывода
из четвертого разворота 250— 300 м и удалении от начала ВПП на 5—6 км обеспечивается планирование на посадку с нормальной
глиссадой. При пролете ДПРС на высоте, большей 200 м, и скорости, большей 450 км/ч, РУД не убирать ниже упора СПС, так как это
может привести к резкому уменьшению скорости и большой потере высоты.
58. После четвертого разворота планирование производить с постоянным углом, чтобы пройти ДПРС на высоте 200 м и скорости
400—420 км/ч и БПРС — на высоте 50—70 м и скорости 350—360 км/ч. После пролета БПРС уменьшать скорость с таким расчетом,
чтобы к началу выравнивания она была 330—340 км/ч (в зависимости от остатка топлива). Планировать на посадку необходимо с
расчетом на незначительное подтягивание, уточнение расчета производить изменением оборотов двигателя (или выпуском тормозных
щитков).
При нормальном расчете на посадку после прохода БПРС самолет должен снижаться в точку, удаленную от начала ВПП на 200—
250 м.
59. Скорость планирования и начала выравнивания с бомбами, ракетами С-24 и другими подвесками должна быть на 10—15 км/ч
больше, чем с двумя ракетами Р-ЗС.
Посадка
60. На планировании с высоты 20—30 м перевести взгляд на землю так, чтобы он был направлен через левую переднюю часть
фонаря вперед влево под углом 10—15° и вниз под углом 15—20°. Убедившись в точности расчета и проверив скорость, с высоты 8—
10 м плавным отклонением ручки управления на себя начать выравнивание с таким расчетом, чтобы подвести самолет к земле на
высоте не более 1 м. В процессе выравнивания и на выдерживании по мере приближения самолета к земле плавно уменьшать обороты
двигателя перемещением РУД не ниже фиксированного упора, соответствующего оборотам РНД
50—52%, и только после
выравнивания убрать РУД на упор малого газа.
Выдерживание производить с постепенным снижением, увеличивая угол атаки самолета плавным и соразмерным отклонением
ручки управления на себя так, чтобы приземление произошло без парашютирования на два основных колеса.
61. В случае высокого выравнивания (на высоте более 1 м) прекратить отклонение ручки на себя, а затем по мере приближения
самолета к земле произвести нормальную посадку.
При нормальном профиле посадки с закрылками, выпущенными во взлетное положение, и нормальном посадочном весе (G =
6500 кГ) посадочная скорость равна 300 км/ч. Зависимость посадочной скорости и длины пробега от посадочного веса и внешних
условий показана на рис. 8.
При посадке с недостаточно добранной ручкой самолет приземляется на повышенной скорости и длина пробега увеличивается.
62. Если на выдерживании или при приземлении из-за ошибки в технике пилотирования допущено взмывание или отделение
самолета от земли, в зависимости от характера взмывания или отделения исправлять их необходимо одним из следующих способов:
— на выдерживании или при приземлении на повышенной скорости в момент взмывания или отделения самолета от земли
прекратить дальнейший отход от земли, затем по мере приближения самолета к земле произвести нормальную посадку на основные
колеса;
— на выдерживании или при приземлении на нормальной или пониженной скорости в момент взмывания или отделения
самолета от земли необходимо задержать ручку управления в том положении, в котором она оказалась в момент взмывания или
отделения от земли; по мере приближения самолета к земле плавным, но энергичным взятием ручки на себя произвести посадку на
основные колеса.
63. После приземления ручку удерживать в том положении, в котором она была в момент касания ВПП колесами, направление
взгляда остается таким же, как и при выдерживании.
С началом устойчивого пробега плавно опустить переднее колесо, перевести взгляд вперед и начать торможение плавным
нажатием на рычаг тормозов с постепенным увеличением давления в зависимости от уменьшения скорости пробега и расстояния до
конца ВПП.
При необходимости на скорости не более 320 км/ч выпустить тормозной парашют, который сбросить после сру-ливания с ВПП.
Для сокращения пробега рычаг тормозов может быть выбран полностью с момента начала торможения.
64. При посадке на аэродром малых размеров, а также при большом полетном весе или ошибке в расчете (перелет) для
сокращения длины пробега необходимо после приземления на основные колеса выпустить тормозной парашют, плавно (за 1—2 с)
опустить нос самолета, полностью нажать на рычаг тормозов и убрать закрылки. Выпуск тормозного парашюта производить на
скорости не более 320 км/ч. Целесообразно также на планировании выпустить тормозные щитки.
65. После пробега выключить тормоз переднего колеса, убрать закрылки и срулить с посадочной полосы. После заруливания на
стоянку и выключения двигателя установить кран шасси в нейтральное положение.
Расчет на посадку и посадка с включенной системой СПС
66. Перед посадкой проверить, включены ли АЗС УПРАВЛЕНИЕ СПС на правом борту в передней кабине и переключатель СПС
на щитке инструктора в задней кабине.
67. Третий разворот начинать при КУР = 260° (100°) и выполнять его без снижения на угол 100—-110°. После окончания третьего
разворота перевести самолет на снижение с вертикальной скоростью 3—5 м/с, выпустить закрылки и установить скорость 450 км/ч.
Четвертый разворот выполнять на скорости 450 км/ч. После окончания четвертого разворота установить скорость 400—420 км/ч
и нажать кнопку выпуска закрылков в посадочное положение. Вывод из четвертого разворота должен быть закончен на высоте не
менее 300 м.
Плавно уменьшить скорость с таким расчетом, чтобы пройти ДПРС на высоте 200 м и скорости 360— 380 км/ч.
После достижения скорости 360—380 км/ч убедиться в нормальной работе системы СПС (при нормально работающей системе
СПС угол атаки по УУА-1 уменьшается на 2—2,5° по сравнению с углом атаки без СПС при тех же скоростях полета).
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Каждый раз при контроле включения системы СПС убедиться, что на табло не высвечивается сигнал
СОПЛО ОТКРЫТО. Если сигнал СОПЛО ОТКРЫТО высвечивается, немедленно выключить АЗС ФОРС. МАКС. и плавно увеличить
обороты двигателя до максимальных. В зависимости от развиваемой двигателем тяги установить режим его работы (не выше
максимального), обеспечивающий нормальную посадку на ВПП. 2. В случае энергичного кренения самолета в момент включения
системы СПС (при скорости 360— 380 км/ч) необходимо, парируя крен отклонением ручки и педалей, плавно увеличить обороты
двигателя до максимальных. После достижения скорости 340—350 км/ч плавно перевести самолет в горизонтальный полет, затем в
набор высоты и уйти на второй круг. Посадку производить с закрылками, выпущенными во взлетное положение. После прохода ДПРС
планировать с таким расчетом, чтобы пройти БПРС на высоте 60—80 м и скорости 330— 340 км/ч.
После прохода БПРС при нормальном расчете на посадку самолет должен снижаться в точку, удаленную на 150—200 м от начала
ВПП. До начала выравнивания сохранять скорость 330 км/ч.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. До установки на самолете сигнализации о нормальном включении системы СПС скорость планирования
и начала выравнивания должна быть не менее 330 км/ч.
68. С высоты 10—12 м начать выравнивание с таким расчетом, чтобы закончить его на высоте около 1 м, в процессе
выравнивания плавно убирать РУД до фиксированного упора СПС. Выравнивание производить плавным отклонением ручки, не
допуская взмывания самолета.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. До приземления самолета убирать РУД за фиксированный упор СПС запрещается.
По мере снижения самолета на выдерживании ручка выбирается на себя вначале плавно, а перед приземлением более энергично
(соразмерно с вертикальной скоростью снижения), так как за 1,5—2 с до касания земли самолет начинает интенсивно опускать нос.
69. Приземление с нормальным посадочным весом происходит на скорости 270 км/ч практически при полностью взятой на себя
ручке управления.
70. После приземления убрать РУД на упор малого газа и выпустить парашют. После опускания носа самолета убрать закрылки и
начать торможение.
В исключительных случаях (при большом перелете) для сокращения длины пробега выпуск верхнего тормозного парашюта
можно производить на высоте не более 1 м (при достаточной тренировке в полетах с системой СПС) с последующим осмотром органов
приземления. В этом случае приземление происходит на скорости 250 км/ч (при посадочном весе самолета 6250 кГ). После наполнения
купола парашюта ощущается незначительный рывок с последующим энергичным снижением самолета.
Взлет и посадка с боковым ветром
71. Боковая составляющая ветра до 10 м/с практически не влияет на выполнение взлета. Самолет устойчиво сохраняет
направление на разбеге и тенденций к разворотам не имеет.
При взлете с боковой составляющей ветра более 10 м/с на разбеге у самолета появляются тенденции к развороту и кренению по
ветру, которые легко устраняются отклонением элеронов и руля направления. Для выдерживания направления в начале разбега
необходимо пользоваться тормозами. По мере увеличения скорости тенденции самолета к кренению и развороту ослабевают.
Подъем переднего колеса производить так же, как и при взлете без бокового ветра, а отрыв самолета — на скорости, увеличенной
на 10—15 км/ч. После отрыва не допускать кренения самолета и отклонения его от направления взлета.
В процессе уборки шасси и закрылков плавным до-воротом самолета против ветра взять поправку на угол сноса.
72. Посадка с боковой составляющей ветра до 10 м/с сложности не представляет. Бороться со сносом самолета следует подбором
курса или скольжением.
При боковой составляющей ветра 10—15 м/с посадка требует повышенного внимания. Бороться со сносом необходимо подбором
курса или сочетанием скольжения с подбором курса. К концу выдерживания скольжение или угол отворота постепенно уменьшать с
таким расчетом, чтобы приземление произвести на два основных колеса без юза и крена при нейтральном положении педалей. После
приземления для увеличения путевой устойчивости плавно опустить нос самолета и начать торможение.
В процессе пробега для уменьшения разворачивающего и кренящего моментов целесообразно отклонять ручку по элеронам
против ветра.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. После выпуска тормозного парашюта на пробеге ощущается рывок в сторону ветра, который
необходимо парировать тормозами и элеронами.
2. При боковом ветре в случае необходимости выпуска тормозного парашюта в воздухе посадку производить только с
автопилотом, включенным в режим стабилизации.
При боковой составляющей ветра более 10 м/с выпуск тормозного парашюта в воздухе запрещается.
3. Летчик должен помнить, что при посадке с боковой составляющей ветра 10—15 м/с длина пробега увеличивается на 15—20%.
Посадка с убранными закрылками
73. Посадку с убранными закрылками разрешается производить лишь в том случае, если по каким-либо причинам их выпустить
нельзя (отказ гидравлики, кренение при выпуске и т. п.).
Третий разворот в этом случае выполнять при КУР = 260° (100°), на планировании установить скорость 470 км/ч и выполнить на
этой скорости четвертый разворот. После четвертого разворота установить скорость 430—450 км/ч. Планирование после четвертого
разворота и выравнивание производить на скорости, на 20 км/ч большей, чем при посадке с закрылками, выпущенными во взлетное
положение.
Планирование после четвертого разворота производить по более пологой глиссаде, высота прохода ДПРС —
180 м, БПРС — 40—60 м. После прохода БПРС самолет должен снижаться в точку, удаленную от начала ВПП на 250—300 м.
На планировании с убранными закрылками углы атаки самолета заметно больше, что ухудшает обзор из кабины.
После выравнивания пронос самолета с убранными закрылками заметно больше, чем при посадке с выпущенными закрылками. В
процессе выдерживания над ВПП задросселировать двигатель до оборотов малого газа.
Посадочная скорость с убранными закрылками равна 330 км/ч, поэтому посадку с убранными закрылками целесообразно
производить с минимальным остатком топлива.
Уход на второй круг
74. Уход на второй круг возможен с любой высоты (вплоть до высоты начала выравнивания). Приняв решение об уходе на второй
круг, необходимо, не изменяя угла планирования самолета, вывести двигатель на максимальный режим. При достижении скорости
350—370 км/ч плавно перевести самолет в горизонтальный полет (при скорости 400 км/ч — в набор высоты) и убрать шасси, на высоте
150—200 м убрать закрылки.
75. Уход на второй круг с включенной системой СПС возможен до высоты начала выравнивания. Однако в целях безопасности
решение об уходе на второй круг принимать до высоты 50 м.
Приняв решение об уходе на второй круг с включенной системой СПС, необходимо:
— не изменяя угла планирования, вывести двигатель на максимальный режим;
— после увеличения скорости до 340—350 км/ч перевести самолет в горизонтальный полет, затем в набор высоты (необходимо
помнить, что время разгона самолета с включенной системой СПС значительно больше из-за уменьшения тяги двигателя и большого
угла отклонения закрылков);
— после перевода самолета в набор высоты убрать шасси;
— дальнейший набор высоты производить на скорости 340—350 км/ч.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Увеличение скорости до 360 км/ч на малой высоте недопустимо, так как при этом происходит
отключение системы СПС и просадка самолета на 25—30 м;
— на высоте не менее 150 м за счет уменьшения угла набора увеличить скорость до 380—400 км/ч и убрать закрылки.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При уходе на второй круг с включенной системой СПС более внимательно следить за скоростью.
Если решение об уходе на второй круг принято поздно, следует, увеличивая обороты двигателя до максимальных продолжать
выполнение посадки (вплоть до касания о ВПП) с последующим отходом от земли после набора скорости.
Выключение двигателя на стоянке
76. После заруливания на стоянку выключить двигатель. Если руление самолета производилось при оборотах РНД 60% и ниже,
перевести РУД в положение СТОП и, не дожидаясь остановки роторов двигателя, выключить аккумулятор и все потребители.
Если работа двигателя производилась на оборотах РНД выше 60%, перед выключением двигателя необходимо проработать 2—3
мин на оборотах малого газа.
Полет с неполной заправкой самолета топливом
77. Разрешается выполнять три последовательных полета по кругу (взлет — посадка) без дозаправки самолета топливом и
воздухом при следующих условиях:
— полеты выполнять на самолете без подвесок;
— заправка самолета топливом перед первым взлетом должна быть не менее 1700 л;
— перед первой посадкой остаток топлива должен быть не более 1400 л;
— после второго и третьего взлета шасси не убирать (для охлаждения колес);
— взлет разрешается выполнять при остатке топлива не менее 800 л и давлении в основной воздушной системе не менее 70
кГ/см2;
— тормозной парашют, если нет крайней необходимости, рекомендуется выпускать после третьей посадки.
Контроль за количеством заправленного топлива на земле осуществлять до запуска двигателя путем включения на 2—3 мин АЗС
НАСОС РАСХОД. БАКА и НАСОС 3ГР. БАКОВ, при этом на табло не должны высвечиваться сигналы 3ГР. БАКОВ и ОСТАЛОСЬ
500 Л.
В полете сигнализация о выработке топлива по группам баков срабатывает при тех же остатках топлива, что и при полной
заправке. После высвечивания на табло сигнала ОСТАЛОСЬ 500 Л. включить АЗС НАСОС 3ГР. БАКОВ для перекачки возможного
остатка топлива.
Неполную заправку топливом разрешается производить не более четырех раз подряд, после чего необходима полная заправка.
Полет с подвесным топливным баком
78. Полет с подвесным топливным баком до предельных режимов по скорости и числу М имеет некоторые особенности.
Сигналом полной выработки топлива из подвесного бака служит загорание лампы ВЫРАБ. ПОДВ. БАКА в передней кабине и
высвечивание на табло сигнала ВЫРАБОТ. ПОДВ. БАКА в задней кабине.
Сбрасывание топливного бака разрешается производить во всем диапазоне скоростей и высот полета с подвесным баком только в
прямолинейном полете без скольжения.
Для сбрасывания топливного бака необходимо в передней или задней кабине нажать кнопку СБРОС БАКА на ручке управления
самолетом. Сбрасывание бака контролировать по погасанию сигнальной лампы ПОДВЕСКА БАКА в передней кабине и сигнала
ПОДВЕСКА БАКА на табло в задней кабине.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. После сбрасывания подвесного бака с топливом показания расходомера будут завышенными на то
количество топлива, которое осталось в сброшенном баке. В этом случае остаток топлива контролировать по световой сигнализации.
Полет с металлической, грунтовой, заснеженной ВПП и грунтовой ВПП со старто-финишными площадками
79. Полет с грунтовой ВПП и грунтовой ВПП со старто-финишными площадками разрешается при прочности грунта не менее 8
кГ/см2 (без луж и грязи на поверхности).
Полет с заснеженной ВПП разрешается после расчистки и укатки полосы при толщине снегового покрова не более 15 см с
плотностью не менее 0,5 г/см3.
Полет с грунтовой, заснеженной и металлической ВПП производить при боковой составляющей ветра не более 10 м/с.
Примечание. Разрешается выполнение отдельных взлетов и посадок с сухой грунтовой ВПП при прочности грунта 7 кГ/см2 и
нормальном взлетном весе.
Руление
80. Руление производить на скорости не более 30 км/ч с выключенным тормозом переднего колеса и включенным автоматом
растормаживания колес.
При маневрировании на рулении глубина колеи от заторможенного колеса увеличивается, поэтому в целях сохранения
поверхности аэродрома развороты производить с увеличенными радиусами (более 15 м), не допуская остановки самолета.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выруливании группой принять меры, исключающие попадание пыли или частиц грунта в
воздухозаборник двигателя.
Руление по МВПП производить так же, как и на грунте. При маневрировании не допускать резких разворотов во избежание
повреждения шины заторможенного колеса о металлические плиты.
Если поверхность металлических плит влажная или забрызгана грязью, при разворотах и торможении самолета возможен юз.
В случае выкатывания самолета на грунт необходимо уменьшить скорость уборкой газа, избегая резкого торможения, и зарулить
на полосу под углом 20—30° к ее оси.
Взлет
81. Взлет с грунтовой, металлической или заснеженной ВПП производить на полном форсаже с выпущенными во взлетное
положение закрылками и выключенным тормозом переднего колеса.
Перед взлетом затормозить самолет полным нажатием тормозного рычага, плавно переместить РУД в положение МАКСИМАЛ и
при достижении оборотов РНД 100% включить полный форсаж.
На сухой грунтовой или металлической ВПП само-лет удерживается на тормозах до максимальных оборотов двигателя, а на
заснеженной, влажной или забрызганной грязью металлической ВПП — до оборотов РНД 70—85%.
В момент страгивания самолета
(не допуская юза) отпустить рычаг тормозов, одновременно увеличивая обороты до
максимальных. Убедившись в выходе двигателя на максимал, включить полный форсаж и продолжать разбег. В процессе разбега
убедиться, что полный форсаж включился.
При достижении скорости 100—150 км/ч ручку управления самолетом взять примерно на 2/3 хода на себя и удерживать до
начала подъема переднего колеса.
При подъеме носа самолета до взлетного угла уменьшением отклонения ручки на себя выдерживать заданный взлетный угол.
При взлете с грунта прочностью менее 10 кГ/см2 на скорости 100—150 км/ч ручку управления самолетом взять полностью на
себя и удерживать до начала подъема переднего колеса.
Раскачку самолета, возникающую на разбеге и при взлете с грунтовой, заснеженной и металлической ВПП, не следует
парировать ручкой управления.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае невключения форсажа на взлете немедленно прекратить взлет.
При выполнении разбега на ГВПП со старто-финишными площадками в момент перехода с металлического покрытия на грунт
самолет делает небольшой клевок носовой частью, который не затрудняет дальнейшего разбега.
Посадка
82. Перед посадкой проверить выключение тормоза переднего колеса.
После приземления не допускать резкого опускания носового колеса, так как при посадке на грунт самолет имеет тенденцию
более энергично опускать нос.
После опускания переднего колеса плавно нажать тормозной рычаг и при необходимости выпустить тормозной парашют.
В случае рыскания самолета по курсу во второй половине пробега, сообразуясь с длиной оставшейся ВПП, уменьшить давление в
тормозах. Сруливание с ВПП после пробега производить без остановки (в целях сохранения поверхности аэродрома). Посадку на
заснеженную ВПП производить с обязательным выпуском тормозного парашюта из-за малой эффективности тормозов на пробеге.
Посадка и пробег по МВПП особенностей не имеют Посадку на влажную или забрызганную грязью МВПП производить с
обязательным выпуском тормозного парашюта в целях исключения порезов колес при возникновении юза во второй половине пробега.
При выполнении пробега по ГВПП со старто-финишными площадками в момент перехода с металлического. покрытия на грунт
эффективность торможения возрастает.
Особенности выполнения полета с узкой металлической
ВПП, грунтовой ВПП и грунтовой ВПП
со старто-финишными площадками
Условия эксплуатации самолета
83. Разрешается выполнять полет с узкой металлической ВПП шириной 21 м, выложенной на грунтовое основание, при
прочности грунта более 6 кГ/см2 и сухой поверхности полосы.
К полетам с узкой металлической ВПП могут быть допущены только летчики, прошедшие предварительную тренировку в
заходах и посадках на бетонированную-ВПП с размеченной полосой шириной
21 м и последующую тренировку на сухой
металлической ВПП при повышенной прочности грунта (более 10 кГ/см2).
Полет с узкой металлической ВПП производить при боковой составляющей ветра не более 8 м/с.
Взлет
84. Перед взлетом необходимо установить самолет по центру ВПП так, чтобы его продольная ось и переднее колесо были
расположены в направлении взлета.
Взлет со всеми разрешенными вариантами подвесок выполнять на режиме полного форсажа с выпущенными во взлетное
положение закрылками.
Перед взлетом затормозить колеса плавным и полным нажатием рычага тормозов. Тормоза колес на сухой металлической ВПП
достаточно эффективны и удерживают самолет до включения форсажа.
В процессе разбега особое внимание должно быть обращено на выдерживание направления по оси ВПП. Тормозами для
выдерживания направления пользоваться осторожно, не допускать резкого торможения при парировании отклонений, так как это
может привести к рысканию самолета по полосе и выкатыванию за ее пределы, особенно при боковом ветре.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае выкатывания самолета на грунт в первой половине разбега прекратить взлет, при выкатывании
во второй полови-не разбега продолжать разбег по грунту параллельно оси ВПП. Повторный выход самолета на металлическую ВПП
затруднен и небезопасен, так как использование тормозов для изменения направления движения приводит к резким броскам самолета
из стороны в сторону.
До подъема переднего колеса выдерживать направление рекомендуется по осевой линии, нанесенной на ВПП, а после подъема
колеса — по осевой линии и боковым ориентирам (ограничителям).
Для улучшения обзора металлической ВПП взлет необходимо выполнять при меньших взлетных углах, вследствие чего скорость
отрыва увеличивается на 10—20 км/ч по сравнению со скоростью отрыва при взлете с нормальным взлетным углом.
Примечание. При полете с узкой металлической ВПП не рекомендуется допускать низкую посадку летчика в кабине самолета,
так как при этом сильно ограничивается обзор впереди лежащей ВПП.
Посадка
85. Хорошо маркированная узкая металлическая ВПП просматривается с дальности не более 8—10 км.
Планирование после четвертого разворота производить по нормальной глиссаде, выдерживая скорость на 10—15 км/ч больше,
чем на планировании при посадке на ВПП обычной ширины, что улучшает просмотр узкой ВПП до момента приземления самолета.
Примечание. Планирование на меньшей скорости из-за увеличенного угла тангажа не обеспечивает просмотра узкой
металлической ВПП на выравнивании и выдерживании.
В процессе планирования необходимо уточнить заход по направлению ВПП выполнением небольших доворотов.
Наличие бокового ветра усложняет заход по направлению ВПП и требует от летчика своевременных действий по устранению
сноса.
После выравнивания создать угол тангажа, несколько меньший нормального посадочного угла, для облегчения выдерживания
направления по оси полосы, при этом скорость приземления увеличивается на 15—20 км/ч.
После приземления плавно за 1—2 с опустить нос самолета, чтобы видеть полосу, и начать торможение плавным нажатием на
тормозной рычаг.
Для уменьшения нагрузок на переднюю стойку шасси тормоз переднего колеса не включать.
На скорости не более 320 км/ч выпустить тормозной парашют. Направление на пробеге выдерживать рулем направления и
тормозами. Перед остановкой самолета тормозной парашют необходимо сбросить, так как руление с несброшенным парашютом
приводит к его повреждениям о поверхность МВПП.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Выпуск тормозного парашюта при боковой составляющей ветра более 8 м/с запрещается.
2. В случае выкатывания с МВПП на грунт необходимо заканчивать пробег по грунту, выдерживая направление параллельно
ВПП.
86. Выполнение взлетов и посадок на узкую МВПП при переувлажненном верхнем слое грунта допускается в исключительных
случаях из-за возможности попадания грязи на жизненно важные элементы конструкции самолета и выкатывание с полосы на грунт.
При этом необходимо учитывать следующие особенности:
— самолет на влажной МВПП удерживается на тормозах до оборотов РНД двигателя 80—85%, вследствие этого выход двигателя
на максимальный режим, включение форсажа и выход на форсажный режим происходят в процессе разбега;
— при движении самолета по МВПП грязь выдавливается из отверстий плит и значительно снижает эффективность торможения
и маневренные возможности самолета, что затрудняет выполнение прямолинейного разбега и пробега.
87. Выполнение полета с узкой грунтовой ВПП, заснеженной ВПП и грунтовой ВПП со старто-финишными площадками
особенностей не имеет по сравнению с выполнением полета с узкой металлической ВПП.
ПИЛОТАЖ
Общие указания
88. В настоящем разделе рассматривается пилотаж самолета без подвесок, а также с различными вариантами подвесок.
В целях более энергичного маневрирования целесообразно пилотировать самолет на углах атаки, соответствующих зоне тряски,
не превышая угла атаки по УУА, равного +28°, или перегрузок, приведенных в табл. 9.
Таблица 9
Vпр, км/ч
400
450
500
600
700
800
nу, ед.
2,0
2,5
3,0
4,5
6,0
7,0
89. Фигуры простого и сложного пилотажа на самолете МиГ-21УМ разрешается выполнять также и с включенным автопилотом
АП-155 при работе его в режиме «Стабилизация».
Перед выполнением фигур сложного пилотажа на приборной скорости 800—900 км/ч необходимо сбалансировать самолет и
притянуться привязными ремнями.
90. При раздельном выполнении восходящих фигур пилотажа форсаж включать за 4—6 с до ввода в фигуру, а выключать после
прохода верхней точки фигуры на скорости 500—550 км/ч.
91. При выполнении маневров, связанных с большой угловой скоростью вращения относительно продольной оси (скорость
изменения крена 70—90 град/с), особое внимание обращать на координированные отклонения рулей (при перекладывании самолета из
крена в крен, при выполнении переворотов, полупетель, бочек, резких выводов из атаки и т. п.). При этом не допускать отклонения
педалей против вращения, резких отклонений ручки управления в продольном отношении и скольжения.
92. Выполнение маневров в вертикальной плоскости на числах М > 1 требует повышенного расхода ручки управления и больших
тянущих усилий, а на высотах 4000—5000 м для создания нормальной перегрузки более 5 ручка управления выбирается практически
полностью на себя.
93. При пилотировании самолета на дозвуковых скоростях и больших углах атаки появляется тряска, интенсивность которой
постепенно уменьшается до появления покачивания самолета с крыла на крыло. При этом необходимо немедленно уменьшить
отклонение ручки управления на себя.
94. Для предотвращения сваливания в процессе пилотирования в зоне тряски на всех высотах при остатке топлива 1900 л и менее
не превышать перегрузок, приведенных в табл. 9.
95. Выполнение боевых маневров, включая сложные виды (петля, полупетля, боевой разворот, переворот) на самолете с двумя
ракетами Р-ЗС и без подвесок на малых и средних высотах с рекомендованной перегрузкой nу = 4,5—5,5 ед. возможно во всем
разрешенном диапазоне скоростей полета, включая трансзвуковую зону. При этом необходимо обязательно контролировать число М,
перегрузку и своевременно парировать самопроизвольное увеличение перегрузки при М = 0,9—0,87 уменьшением отклонения ручки
управления на себя.
При наличии на самолете УУА-1 не допускать превышения углов атаки, указанных в подразделе «Эксплуатация указателя угла
атаки УУА-1 и сигнализатора СУА-1».
96. При выполнении нисходящих маневров необходимо помнить, что допущенная на вводе ошибка (увеличенная скорость ввода,
увеличенный режим работы двигателя и уменьшенная высота ввода, а также растянутый по времени ввод и выполнение маневра с
перегрузкой меньше рекомендованной) не всегда может быть исправлена из-за недостатка высоты. Если подобная ошибка допущена
необходимо немедленно убрать РУД на упор малого газа с одновременным выпуском тормозных щитков и, добрав ручку на себя,
создать максимально допустимую перегрузку.
97. Для контроля правильности выполнения фигур пилотажа летчик должен использовать указатель угла атаки УУА-1,
авиагоризонт и ДА-200 (ЭУП), которые позволяют:
— выдерживать и контролировать допустимые значения угла атаки;
— точно устанавливать заданные величины крена, углов пикирования, кабрирования и контролировать их при пилотаже;
— контролировать координацию при отклонении рулей в процессе выполнения фигуры;
— определять положение самолета в пространстве (кроме положения самолета с углами тангажа 85—95°).
Вираж
98. Вираж разрешается выполнять на бесфорсажных и форсажных режимах работы двигателя во всем эксплуатационном
диапазоне высот и скоростей полета. Отличий в выполнении левого и правого виража нет. Наличие внешних подвесок не оказывает
существенного влияния на технику выполнения виража.
Правильность выполнения виража контролировать по естественному горизонту, авиагоризонту, указателю скоростей, вариометру
и высотомеру. В процессе выполнения виража при фиксированном положении РУД заданную скорость выдерживать изменением
крена (перегрузки) или изменением тяги двигателя при заданном крене (перегрузке).
99. Перед вводом в установившийся вираж установить заданную скорость, а затем координированным отклонением ручки
управления и педалей ввести самолет в фигуру, одновременно увеличивая тягу двигателя до необходимой.
При выполнении установившегося виража с креном более 65—70° правильность его выполнения (заданный режим) удобно
контролировать по величине перегрузки, уточнив перед полетом ее значение по графику (рис. 37).
Вывод из виража производить координированным отклонением ручки управления и педалей, одновременно уменьшая тягу
двигателя с таким расчетом, чтобы выйти в режим горизонтального полета без изменения скорости.
Рис. 37. Перегрузка установившегося виража для самолета с пулеметной гондолой и двумя блоками УБ-16-57УМ
100. Неустановившийся вираж на дозвуковых скоростях полета можно выполнять с любой перегрузкой в зоне тряски, не
превышая значений, приведенных в табл. 9, а на больших приборных скоростях — максимальной эксплуатационной перегрузки (не
превышая угла атаки + 28° по УУА-1).
Интенсивность разгона (торможения) самолета при выполнении неустановившегося виража зависит от перегрузки, режима
работы двигателя и положения тормозных щитков.
При выполнении неустановившегося виража с ny<= 5,5—5 ед. на скорости 900—1000 км/ч и высоте менее 1000 м при работе
двигателя на полном форсаже необходимо следить за скоростью полета.
Неустановившийся вираж на сверхзвуковых скоростях с перегрузкой более 5—6 ед. выполняется практически с полностью
взятой на себя ручкой управления, при этом самолет на режим тряски не выходит. Однако следует иметь в виду, что при торможении в
диапазоне чисел Мпр=0,87—0,9 самолет с полностью добранной ручкой управления самопроизвольно энергично увеличивает
перегрузку. Увеличение перегрузки легко парируется своевременным уменьшением отклонения ручки управления па себя.
Боевой разворот
101. Боевой разворот разрешается выполнять на максимальном и форсажном режимах работы двигателя.
Перед вводом в боевой разворот установить требуемый режим работы двигателя, разогнать самолет на заданной скорости, после
чего плавным отклонением ручки управления па себя и в сторону боевого разворота с одновременным незначительным нажатием на
педаль в ту же сторону перевести самолет в набор высоты по восходящей спирали с начальным креном 10—15° (создав за 3—5 с
перегрузку ny=3,5—4,5 ед.), не превышая в конце второй трети боевого разворота крена 65—70°.
После разворота самолета на 110—120° угол крена и угол тангажа постепенно уменьшать одновременным отклонением ручки
управления по диагонали от себя и в сторону, противоположную развороту, координируя отклонение рулей управления так, чтобы
вывести самолет в горизонтальный полет после разворота на 180° на скорости не менее 400 км/ч.
Набираемая самолетом за боевой разворот высота существенно зависит от манеры пилотирования и составляет при вводе с высот
0—1000 м и скорости ввода 1000 км/ч:
— на максимальном режиме работы двигателя 2800—3100 м;
— на режиме полного форсажа 4800—5500 м.
При выполнении боевого разворота с перегрузкой, равной 3,5—4 ед., и при выводе из него на скорости 400 км/ч скорость ввода в
боевой разворот должна быть не менее 1000 км/ч при работе двигателя на максимальном режиме и не менее 800 км/ч при работе
двигателя на полном форсаже.
На полном форсаже при вводе с малых и средних высот боевой разворот целесообразно выполнять методом косой полупетли, так
как обычный боевой разворот при этих условиях ввода получается в виде восходящей спирали с выводом на повышенной скорости.
Переворот
102. Ввод в переворот разрешается выполнять в диапазоне высот и скоростей, показанных на рис. 38 для самолетов с ПВД-7 и с
ПВД-18-5М.
Освоение техники выполнения переворота целесообразно начинать с высоты 5000—6000 м при скорости ввода 500—600 км/ч.
103. Перед вводом самолета в переворот в горизонтальном полете установить заданную скорость, высоту и необходимый режим
работы двигателя, затем плавным отклонением ручки управления на себя придать самолету угол кабрирования 10—15°, после чего
координированными отклонениями ручки и педалей за 3—4 с повернуть самолет вокруг продольной оси на 180°.
Не фиксируя угол тангажа самолета в перевернутом положении, плавно выбрать ручку управления на себя так, чтобы за 3—4 с
создать перегрузку, соответствующую режиму тряски. В дальнейшем вывод производить с перегрузкой, соответствующей режиму
тряски, не превышая угла атаки по УУА-1, равного +28°, или значений перегрузок, приведенных в табл. 9, а на больших приборных
скоростях, не превышая nуэмакс.
Рис. 38. Область выполнимости переворотов через крыло на самолете со всеми вариантами вооружения:
а—максимальная приборная скорость ввода в переворот с убранными тормозными щитками при работе двигателя на режиме
малого газа; б — максимальная приборная скорость ввода в переворот с убранными тор-мозными щитками при работе двигателя на
максимальном режиме; в — максимальная приборная скорость ввода в переворот с выпущенными тормозными щитками при работе
двигателя на режиме малого газа; г — самолет со всеми вариантами подвесок, имеющими ограничения по Vпр =1000 км/ч; д — самолет
со всеми вариантами подвесок, имеющими ограничения по Vпр =1200 км/ч
На рис. 39 показаны потеря высот за переворот и скорость вывода из переворота (при выполнении его с минимально возможной
высоты, показанной на рис. 38). При этом пилотирование самолета выполняется в зоне тряски без превышения значений перегрузок,
приведенных в табл. 9, а на больших приборных скоростях — максимальной эксплуатационной перегрузки.
Выпуск тормозных щитков перед поворотом самолета вокруг продольной оси уменьшает потерю высоты за переворот на 500—
600 м при вводе на скорости 700— 800 км/ч. Выпуск тормозных щитков в процессе переворота практически не уменьшает потерю
высоты.
Рис. 39. Потеря высоты за переворот (ΔH) и приборная скорость вывода из переворота (Vпр вывода) при вводе в переворот с
минимально возможной высоты, указанной на рис. 38:
1 — режим работы двигателя «Максимал>, тормозные щитки убраны; 2 — режим работы двигателя «Малый газ», тормозные
щитки убраны; 3 — режим работы двигателя «Малый газ», тормозные щитки выпущены
Ввод в переворот на скорости 550 км/ч и менее целесообразно выполнять с убранными тормозными щитками, так как выпуск
тормозных щитков на этих скоростях ввода на потерю высоты за переворот не влияет, но заметно снижает запасы продольной
устойчивости самолета.
При вводе в переворот на больших приборных скоростях (более 700 км/ч) и минимально разрешенных высотах на максимальном
режиме работы двигателя (число М<=0,8) необходимо сразу после поворота самолета на 180° в течение 3—4 с создать nу=5,0—5,5 ед. и
сохранить ее в процессе всего переворота. В этом случае гарантируется безопасная высота вывода из переворота и исключается
попадание самолета в трансзвуковую зону (число М не более 0,87) при выполнении переворота как с выпущенными, так и с
убранными тормозными щитками.
Если при выполнении переворота на этих режимах время создания перегрузки будет больше, а величина перегрузки меньше
рекомендованных данной Инструкцией, вследствие нарастания скорости возможен вход самолета в трансзвуковую зону. При этом
располагаемые отклонения стабилизатора уменьшаются, а потребные отклонения ручки управления и усилия на ней увеличиваются.
Все это значительно увеличивает потерю высоты и усложняет вывод самолета из переворота.
104. Обучение выполнению переворота при вводе со сверхзвуковой скоростью осуществлять на самолете без подвесок с высот не
менее 7000 м только с выпущенными тормозными щитками. В процессе поворота самолета на 180° убрать РУД на МАЛЫЙ ГАЗ, а
после поворота сразу взять ручку управления полностью на себя. При этих условиях в процессе переворота происходит торможение
самолета с проходом трансзвуковой зоны при углах пикирования 60—70°. При проходе трансзвуковой зоны (чисел Мпр = 0,9—0,87)
необходимо своевременно уменьшением отклонения ручки управления на себя парировать заброс перегрузки. После прохода
трансзвуковой зоны сохранять перегрузку 5—6 ед.
105. При выполнении переворота с вводом на больших высотах и сверхзвуковой скорости полета даже при выпущенных
тормозных щитках происходит большая потеря высоты. При вводе в переворот на высоте 18 000 м и скорости 550—600 км/ч потеря
высоты составляет 10000—11000 м.
Петля Нестерова
106. Петлю Нестерова разрешается выполнять на максимальном и форсажном режимах работы двигателя в диапазоне высот и
скоростей, показанных на рис. 40 и 41 для самолетов с ПВД-7 или с ПВД-18-5М из условия получения в верхней точке скорости не
менее 400 км/ч.
При первоначальном освоении пилотажа на самолете без подвесок или с двумя ракетами Р-ЗС ввод в петлю целесообразно
выполнять при работе двигателя на полном форсаже при скорости 950 км/ч и на высоте 2500 м, а на максимале — при скорости 1040
км/ч на высоте 500 м.
Перед вводом в петлю установить заданную скорость и, создав за 3—4 с перегрузку nу=4,5—5,5 ед., перевести самолет в набор
высоты.
Рис. 40. Область выполнимости петли и полупетли Нестерова на самолете без подвесок, или с пулеметной гондолой, или с двумя
ракетами Р-ЗС, или пулеметной гондолой и двумя ракетами Р-ЗС (приборная скорость в верхней точке петли при работе двигателя на
режимах «Полный форсаж» и «Максимал» — 400 км/ч)
Темп выбора ручки управления на восходящей части петли должен быть таким, чтобы сохранять заданную перегрузку (4,5—5,5)
до режима тряски, далее перегрузку выдерживать по режиму тряски, не превышая угла атаки по УУА-1, равного +28°, или перегрузок,
приведенных в табл. 9.
При вводе в петлю на скоростях, соответствующих приборным числам М > 0,9, в процессе торможения на числах М=0,9—0,87
уменьшением отклонения ручки на себя парировать самопроизвольное увеличение перегрузки.
Замедленное (несоразмерное) выбирание ручки управления на восходящей части петли может привести к потере скорости менее
400 км/ч. В этом случае зафиксировать ручку и педали в нейтральном положении. После опускания носа самолета ниже горизонта и
увеличения скорости до 450 км/ч продолжить выполнение нисходящей части петли.
Рис. 41. Область выполнимости петли и полупетли Нестерова на самолете с двумя блоками УБ-16-57УМ или пулеметной
гондолой и двумя блоками УБ-16-57УМ (приборная скорость в верхней точке фигуры — 400 км/ч)
В верхней точке петли скорость должна быть не менее 400 км/ч, а перегрузка около 1,5—2 ед. Когда нос самолета опустится
ниже горизонта, а скорость увеличится до 550 км/ч, плавно установить необходимый режим работы двигателя.
Дальнейшее пилотирование осуществлять так, как при выполнении переворота.
При выполнении петли на максимальном режиме работы двигателя самолет быстро теряет скорость при подходе к верхней точке,
что требует точных и соразмерных движений рулями.
Набор высоты на восходящей части петли (в зависимости от высоты и скорости ввода в петлю и режима работы двигателя)
составляет 2000—4000 м.
Потеря высоты на нисходящей части петли меньше набора высоты на восходящей части.
Если в верхней точке петли высота менее 2200— 2500 м, фигуру закончить полупетлей.
Полупетля Нестерова
107. Полупетлю Нестерова разрешается выполнять на форсажном и максимальном режимах работы двигателя в диапазоне высот
и скоростей, показанных на рис. 40 и 41 для самолетов с ПВД-7 или с ПВД-18-5М.
При первоначальном освоении полупетли на самолете без подвесок или с двумя ракетами Р-ЗС ввод в полупетлю целесообразно
выполнять на скоростях и высотах, указанных в ст. 106.
Техника выполнения первой части полупетли такая же, как первой половины петли Нестерова, и имеет те же особенности. В
верхней точке полупетли (при скорости не менее 400 км/ч) координированным отклонением ручки управления и педалей в сторону
желаемого поворота за 3—4 с выполнить полубочку (повернуть самолет вокруг продольной оси на 180°).
После поворота самолета вокруг продольной оси на 90° одновременно с отклонением ручки управления в сторону поворота
отдать ее несколько от себя для выдерживания направления и уменьшения угла атаки (во избежание потери скорости).
В момент выхода самолета в горизонтальный полет прекратить вращение вокруг продольной оси и установить необходимый
режим работы двигателя.
Если скорость в верхней точке полупетли менее 400 км/ч, опустить нос самолета ниже горизонта и после увеличения скорости до
400—450 км/ч выполнить полубочку или закончить фигуру петлей Нестерова.
Косая петля и косая полупетля
108. Косую петлю и косую полупетлю выполнять по траектории в наклонной плоскости к горизонту при вводе на тех же высотах
и скоростях полета, что и петлю Нестерова.
В первых полетах косые петли выполнять с креном не более 20°.
Перед вводом в косую петлю наметить ориентир и установить заданную скорость, затем создать крен 15— 45°, с этим креном
выполнять ввод, как и в нормальную петлю. Крен на траектории сохранять по естественному горизонту и авиагоризонту. Основной
трудностью при выполнении косой петли является сохранение установленного крена при подходе к верхней точке и особенно после
прохода верхней точки. После того, как самолет перейдет в пикирование, необходимо незначительным отклонением противоположной
крену педали сохранять направление при выводе. При выходе в горизонтальный полет вывести самолет из крена и установить педали в
нейтральное положение.
Техника выполнения косой полупетли (боевого разворота «через плечо») такая же, как и первой половины косой петли.
Пикирование
109. Пикирование рекомендуется выполнять с углами до 60°. На пикировании как с подвесками, так и без них самолет устойчив и
хорошо управляем.
Ввод в пикирование производить с разворота, переворота или полупереворота.
При выполнении пикирования с высоты 3000 м с углами 30—45° на скорости ввода 700—750 км/ч при работе двигателя на
оборотах малого газа происходит увеличение скорости до 850—950 км/ч.
Пикирование с высоты 5000 м на максимале с углами более 30° и начале вывода на высоте менее 2000 м выполнять только с
выпущенными тормозными щитками из-за возможности выхода самолета за ограничения по приборной скорости.
Потеря высоты за вывод из пикирования в зависимости от угла пикирования, скорости и перегрузки при выводе определяются по
номограмме (рис. 42).
Горка
110. Ввод в горку выполняется во всем диапазоне вы-сот на максимальном и форсажном режимах работы двигателя при скорости
ввода, не превышающей максимально допустимую.
Рис. 42. Номограмма для определения потери высоты за вывод из пикирования ΔH (Vист — истинная скорость начала вывода из
пикирования)
В зависимости от высоты, скорости ввода и режима работы двигателя угол тангажа на горке может быть до 80°. В этом случае
при вводе в горку с углами 70—80° скорость на вводе должна быть не менее 900 км/ч.
После разгона самолета до заданной скорости плавным отклонением ручки управления на себя с nу=3,5— 4,5 ед. создать и
зафиксировать необходимый угол тангажа. Величину угла и отсутствие кренов контролировать по авиагоризонту.
Выполнение горки на полном форсаже с углами тангажа 30° и менее при вводе с малых и средних высот на скорости 800 км/ч и
более происходит практически без торможения или с некоторым разгоном в первой половине горки.
Вывод из горки с углами тангажа 30—40° выполнять разворотом. Для вывода из горки разворотом необходимо на заданной
скорости координированным отклонением ручки и педалей ввести самолет в разворот с одновременным уменьшением угла тангажа,
при подходе носа самолета к горизонту вывести самолет в режим горизонтального полета.
При выполнении горки с углами тангажа более 45° необходимо на заданной скорости выполнить поворот самолета вокруг
продольной оси на 180° с одновременным опусканием носа до горизонта и последующим поворотом еще на 180° (вывод из горки
двумя последовательными полубочками).
Для обеспечения вывода самолета из горки на скорости не менее 400 км/ч вывод начинать в зависимости от угла горки и режима
работы двигателя на приборных скоростях, определенных по графику (рис. 43).
Набираемая высота за горку в зависимости от угла горки, скорости ввода и режима работы двигателя определяется по графику
(рис. 44).
Переворот на горке
111. Ввод в горку для выполнения переворота на горке с учебной целью целесообразно выполнять при скорости 800—900 км/ч на
высотах 1000—2000 м.
После разгона самолета до заданной скорости выполнить ввод в горку в соответствии с рекомендациями ст. 110. По достижении
скорости начала вывода из горки (рис. 43) координированным отклонением ручки и педалей повернуть самолет вокруг продольной оси
на 180° (выполнить полубочку) и взятием ручки управления на себя подвести нос самолета к линии горизонта. Если к этому моменту
при скорости 400—550 км/ч высота полета будет не меньше 3000 м, выполнить переворот, при меньшей высоте фигуру закончить
выполнением второй полубочки.
Рис. 43. Приборная скорость начала вывода из горки на самолете со всеми вариантами вооружения
Рис. 44. Набор высоты за горку на самолете без подвесок с двумя управляемыми ракетами или с двумя блоками при вводе с высот
250—1000 м
Бочка
112. На самолете разрешается выполнять быстрые и замедленные горизонтальные восходящие и нисходящие управляемые бочки
на скорости не менее 600 км/ч.
Для выполнения быстрой управляемой бочки с учебной целью установить самолет в режиме горизонтального полета, на скорости
600—700 км/ч создать и зафиксировать угол кабрирования 10—15°, после чего плавным отклонением ручки управления в сторону
выполняемой бочки вращать самолет вокруг продольной оси. Быстрая бочка выполняется за 5—6 с.
Для выполнения быстрой управляемой бочки на скорости более 700 км/ч угол кабрирования устанавливается в зависимости от
скорости в пределах 15—20° (угол кабрирования увеличивается с увеличением скорости полета). В остальном техника выполнения
бочки не отличается от техники выполнения бочки на скорости 600— 700 км/ч.
Замедленная управляемая бочка выполняется за 10— 12 с. Часть фигуры выполняется на положительных углах атаки, а часть на
отрицательных, поэтому в процессе выполнения замедленной бочки летчик испытывает переменные по знаку перегрузки.
Для выполнения замедленной бочки с режима горизонтального полета на скорости 700—800 км/ч создать и зафиксировать угол
кабрирования 15—20°, затем плавным отклонением ручки управления в сторону бочки вращать самолет вокруг продольной оси. В
процессе выполнения бочки отклонениями ручки и педалей удерживать нос самолета от опускания. При подходе самолета к
положению, соответствующему горизонтальному полету, рули установить на вывод, а после прекращения вращения — нейтрально.
Двойные (многократные) горизонтальные бочки представляют собой слитное выполнение двух и более бочек. Разрешается
выполнять как быстрые, так и замедленные управляемые двойные (многократные) горизонтальные бочки.
Скорость ввода в двойную горизонтальную бочку на средних высотах должна быть не менее 700 км/ч.
Спираль
113. Наивыгоднейшая спираль выполняется с креном 45° при скорости 500—550 км/ч и работе двигателя на оборотах малого
газа.
С высоты 5000 м самолет за один виток спирали теряет 1500—1600 м высоты.
Перед вводом в спираль перевести самолет на планирование на скорости 500—550 км/ч, а затем координированным отклонением
ручки управления и педалей ввести самолет в спираль.
Уменьшение или увеличение скорости на спирали производится соответствующим изменением угла наклона продольной оси
самолета относительно горизонта (подъ-емом или опусканием носа самолета).
Вывод из опирали производить координированным отклонением ручки управления и педалей с одновременным увеличением
оборотов двигателя при выводе самолета в горизонтальный полет. Увеличение оборотов двигателя может производиться и после
вывода самолета из спирали, т. е. на планировании.
При выводе из крутой спирали с углом наклона продольной оси самолета к горизонту более 30° необходимо вначале вывести
самолет из крена, затем из пикирования.
При выпущенных шасси и закрылках спираль выполнять на увеличенных оборотах двигателя при скорости 450 км/ч с
вертикальной скоростью снижения не более 25—30 м/с.
ПОЛЕТ НА ПРЕДЕЛЬНЫХ РЕЖИМАХ ПО ПРИБОРНОЙ СКОРОСТИ И ЧИСЛУ М ПОЛЕТА
114. Для достижения предельных чисел М разгон самолета производить на полном форсаже. Разгон до предельного числа М с
учебной целью выполнять в такой последовательности:
— взлет на минимальном форсаже, при достижении скорости 600 км/ч выключить форсаж;
— набор высоты 1000 м с разгоном до истинной скорости 870—900 км/ч и дальнейший набор высоты 10500— 11000 м на
постоянной истинной скорости;
— горизонтальный полет на высоте 10500—11000 м и скорости 520—550 км/ч до удаления от аэродрома на 150—170 км;
— на высоте 10500—11000 и удалении от аэродрома на 150—170 км выполнить разворот в сторону аэродрома, в конце разворота
включить полный форсаж и выполнить разгон с пологим снижением (5—10 м/с) примерно на 500 м до скорости 1100 км/ч;
— на постоянной скорости 1100 км/ч набрать высоту 13000 м, перевести самолет в горизонтальный полет и продолжить разгон
до М=2,05 или до остатка топлива не менее 700 л днем в простых и 800 л днем в сложных метеоусловиях, 750 л ночью в простых и 900
л ночью в сложных метеоусловиях при удалении от аэродрома не более 100 км.
В процессе разгона при увеличении числа М полета обороты РВД увеличиваются и при М > 1,8 могут возрасти до 103,5%, после
чего при дальнейшем разгоне обороты РВД остаются постоянными, а обороты РНД начинают уменьшаться.
Если в процессе разгона обороты РВД не дошли до максимальных и остаются постоянными, а обороты РНД начинают
уменьшаться с М=1,5, разгон самолета не производить.
В процессе разгона контролировать положение конуса воздухозаборника.
После окончания разгона выключить форсаж и убрать РУД на упор МАКСИМАЛ, выполнить разворот в сторону аэродрома с
торможением, на числе М=1,5 проверить уборку конуса по погасанию сигнала КОНУС ВЫПУЩЕН и установить РУД на упор М. ГАЗ,
установить скорость 550 км/ч и произвести снижение до высоты 11 000 м. Дальнейший полет выполнять на высоте 11 000 м при
скорости 520—550 км/ч до удаления от аэродрома на 90 км, после чего произвести снижение на режиме малого газа при скорости
520—550 км/ч до заданной высоты или высоты круга.
ПОЛЕТ НА ПРАКТИЧЕСКИЙ И ДИНАМИЧЕСКИЙ ПОТОЛКИ
115. Полет на практический потолок с учебной целью рекомендуется выполнять на самолете без подвесок. Взлет и набор высоты
10500—11000 м выполнять в соответствии с рекомендациями ст. 114. После набора высоты 10500—11000 м выполнить разворот в
сторону аэродрома, в конце разворота включить полный форсаж и выполнить разгон с пологим снижением (5—10 м/с) примерно на
500 м до скорости 1100 км/ч.
После достижения скорости 1100 км/ч перевести самолет в набор высоты, сохраняя постоянную скорость 1100 км/ч до
достижения М=1,80—1,85.
Дальнейший набор высоты выполнять на постоянном числе М=1,80—1,85 до Vу=3—5 м/с или до остатка топлива, указанного в
ст. 114.
В случае удаления от аэродрома более 100 км на каждые 50 км дополнительного пути остаток топлива увеличивать на 100 л.
Примечание. Указанные остатки топлива обеспечивают снижение с высоты 18000 м, заход на посадку с рубежа, повторный
заход на посадку двумя разворотами на 180° или по большой коробочке (в случае ухода на второй круг) и последующий набор высоты
2000 м для катапультирования (в случае невозможности посадки после повторного захода).
Практический потолок самолета без подвесок при работе двигателя на режиме полного форсажа и остатке топлива на потолке 700
л в стандартных температурных условиях равен 18000 м.
Максимальная высота, достигаемая самолетом с двумя ракетами Р-ЗС в стандартных температурных условиях при полете по
указанному выше профилю, ограничена остатком топлива 700 л и равна 16000 м (при этом вертикальная скорость набора еще равна
примерно 20 м/с).
Снижение с потолка производить на скорости 500— 550 км/ч до высоты 15000 м при работе двигателя на максимале и далее (при
М < 1,5) на малом газе.
После снижения на высоту 11000 м выполнять полет в соответствии с рекомендациями ст. 114.
116. Для достижения высот выше практического потолка применяется динамический метод набора с началом ввода в горку на
высотах 14000—15000 м и скорости, соответствующей числу М=1,9 и более. Перегрузка при вводе в горку 1,5—2 ед. Угол тангажа на
горке должен быть увеличен на 10—15° по сравнению с углом тангажа в наборе высоты до ввода в горку. При достижении приборной
скорости 530—500 км/ч плавно перевести РУД в положение МАКСИМАЛ и отклонением ручки от себя вывести самолет из горки так,
чтобы скорость в конце горки была не менее 400 км/ч. При выводе самолета из горки перегрузка должна быть nу= +0,3—0,4 ед.
При неустойчивой работе форсажной камеры (определяется по колебанию оборотов и температуры газов за турбиной) на
динамических высотах или при скорости 500 км/ч выключить форсаж переводом РУД на упор МАКСИМАЛ.
При невыключении форсажа на скорости менее 450 км/ч возможна раскрутка роторов двигателя.
В случае возникновения раскрутки (обороты РНД выше 101,5% в течение более 5 с) на форсаже перевести РУД на упор
МАКСИМАЛ, на максимальном режиме выключить двигатель установкой РУД на упор СТОП и после снижения запустить его в
соответствии с рекомендациями ст. 260—262. На динамических высотах возможно выполнение доворотов самолета при плавном
отклонении рулей. Энергичное маневрирование сопровождается быстрой потерей скорости и высоты.
ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА НА ПРЕДЕЛЬНО МАЛЫХ ВЫСОТАХ
117. Использование барометрического высотомера и радиовысотомера для выдерживания заданной высоты полета над рельефом
местности и препятствиями в диапазоне высот 20—100 м невозможно, так как барометрический высотомер не учитывает изменение
рельефа местности, а радиовысотомер указывает высоту полета над местностью только в момент пролета.
Выдерживание заданной предельно малой высоты полета с визуальным ее определением возможно, но при этом усложняется
наблюдение за воздушным пространством в переднем секторе, самолетовождение и поиск целей.
Дальность действия радиотехнических средств на высотах 20—100 м равна для радиостанции РСИУ-5 (Р-832М) 20—25 км, для
радиокомпаса АРК по приводной радиостанции ПАР-8С — 100—110 км.
Радиолокационное наблюдение при полете самолета на высоте 20—100 м с помощью наземных радиотехнических средств в
пассивных и активных режимах работы, а также опознавание принадлежности самолета к своим ВС не обеспечивается с момента
вылета.
Для обеспечения безопасности и упрощения выполнения полета на предельно малых высотах (20—100 м) и больших скоростях
удобно выдерживать заданную высоту над рельефом местности и препятствиями с помощью оптического прицела, работающего в
режиме «СС». Выдерживание высоты с помощью оптического прицела на указанных высотах возможно и тогда, когда визуально
определить высоту очень сложно (над однородной снежной или водной поверхностью) и при невидимости горизонта (когда полетная
видимость равна 3—5 км).
Для выдерживания заданной высоты полета и исключения столкновения самолета с землей или препятствиями летчик
удерживает скользящую по поверхности земли (на расстоянии от 1 до 5 км от самолета) центральную марку сетки прицела,
отклоненную вручную вниз в зависимости от веса самолета и истинной скорости полета на величину угла, определенного по
номограмме (рис. 45).
Так как центральная марка сетки прицела при данных угловых поправках отклонена вниз от вектора воздушной скорости
самолета на 20 т. д., то при скольжении центральной марки по поверхности земли впереди самолета на дальности 1—5 км
обеспечивается высота полета над поверхностью земли и препятствиями, равная 20—100 м.
При обнаружении впереди самолета возвышенности или препятствия необходимо центральную марку сетки прицела взятием
ручки управления самолетом на себя поднять выше препятствия. После пролета препятствия отклонением ручки управления
самолетом от себя опустить центральную марку прицела на поверхность земли так, чтобы она скользила впереди самолета на
расстоянии 1—5 км.
Для безопасности полета летчику нельзя допускать уменьшения скорости полета менее заданной (соответствующей углу
установки прицела), так как это приводит к уменьшению рассчитанной высоты полета.
Перед началом разворота необходимо перевести самолет в незначительный набор высоты так, чтобы в процессе ввода в разворот
и при его выполнении не произошло потери высоты. После выполнения разворота занять заданную высоту полета.
Рис. 45. Номограмма для определения потребного угла установки прицела при полетах самолета МиГ-21УМ (МиГ-21УС) на
предельно малых высотах
ШТОПОР
Нормальный штопор
118. Самолет может быть введен в штопор преднамеренно или в результате грубых ошибок в технике пилотирования.
Срыв самолета в штопор происходит при нормальной перегрузке, соответствующей закритическим углам атаки. Во всех случаях
штопору предшествует сваливание самолета на крыло в сторону отклоненной педали или в сторону, противоположную скольжению.
119. Минимальная скорость прямолинейного горизонтального полета, определяемая по моменту сваливания самолета на крыло
при нейтральном руле направления, зависит от веса самолета, его конфигурации, подвесок и равна 190—260 км/ч. Достижение
минимальной скорости в горизонтальном полете возможно при не полностью добранной на себя ручке управления. При торможении
на скорости 360— 380 км/ч появляется тряска, которая при дальнейшем уменьшении скорости снижается. На скорости 290— 300 км/ч
возникает покачивание с крыла на крыло, которое еще можно парировать отклонением элеронов. При достижении минимальной
скорости самолет, как правило, начинает крениться с крыла на крыло в пределах ±30 , периодически опуская и поднимая нос и
соответственно увеличивая или уменьшая скорость. При отклонении ручки управления от себя к нейтральному положению колебания
прекращаются и самолет переходит в пикирование с увеличением скорости. Потеря высоты за сваливание и вывод из пикирования в
горизонтальный полет составляет 1200—1500 м.
120. При перетягивании ручки управления на вираже, боевом развороте и при других маневрах, связанных с достижением
больших нормальных перегрузок, на дозвуковых скоростях полета сваливание самолета на крыло происходит более энергично.
Предупредительной аэродинамической тряски перед сваливанием практически нет. Непосредственно перед сваливанием возникает
покачивание самолета с крыла на крыло, сопровождающееся заметным «вождением» носа.
121. Возникновение режимов сваливания, нормального и перевернутого штопора наиболее вероятно при выполнении пилотажа,
особенно на восходящих участках вертикальных и пространственных фигур, когда имеет место энергичное торможение самолета и
легко может быть допущено превышение ограничений по углу атаки. Установка всех рулей в нейтральное положение сразу после
сваливания надежно восстанавливает нормальный режим полета и предотвращает возникновение штопора самолета.
Недопустимо при выходе самолета из режимов сваливания или штопора отклонять ручку управления полностью от себя, так как
в некоторых случаях, при наличии значительного скольжения самолета, это может привести к возникновению режимов нормального
крутого штопора или перевернутой спирали.
122. На сверхзвуковых скоростях полета самолет в штопор не входит. При полностью добранной ручке управления, отклоненном
на 10—12° руле направления (ограничено по усилиям) и нейтральных элеронах самолет выполняет бочки с уменьшением скорости.
При установке рулей в нейтральное положение вращение самолета прекращается и он переходит в пикирование.
123. Режим нормального штопора самолетов МиГ-21УС и МиГ-21УМ характеризуется большой нестабильностью, наличием
энергичных колебаний по крену, тангажу и рысканию, неустойчивым вращением с произвольными изменениями направления, иногда
переходом из нормального штопора в перевернутый.
Вертикальная скорость снижения в штопоре на высоте 10—12 км в среднем составляет 100—120 м/с.
124. Левый штопор неустойчив, для него характерны большие колебания по крену и тангажу. При этом летчик испытывает
значительные боковые перегрузки и сильные биения педалей.
125. Правый штопор более устойчив, чем левый. В большинстве случаев движение самолета в правом штопоре происходит с
периодическими изменениями направления вращения. Боковые перегрузки и нагрузки на педалях при правом штопоре несколько
меньше, чем при левом.
126. Небольшие (до 1/3 хода ручки) отклонения элеронов заметного влияния на характер ввода в режим штопора не оказывают.
При значительных отклонениях элеронов против штопора самолет более охотно входит в штопор, увеличивается интенсивность
вращения в штопоре и в большинстве случаев увеличивается стабильность по направлению.
Отклонение элеронов по штопору обычно приводит к возникновению менее устойчивого штопора с частыми остановками и
кренениями самолета в сторону, противоположную вращению.
Внешние подвески (ракеты Р-ЗС и подвесной топливный бак) практически не оказывают влияния на поведение самолета в
штопоре.
127. Вывод самолета из нормального штопора производить одновременно установкой рулей в нейтральное положение, при этом
запаздывание не превышает одного витка (3—5 с). Чаще самолет выходит из штопора практически без запаздывания. Потеря высоты
за вывод при начале вывода на высоте 10 км составляет 3,5—4 км.
В случае невыхода самолета из штопора при первой попытке (запаздывание превышает два витка или 15—20 с) рули необходимо
установить по штопору (при нейтральных элеронах), затем повторить вывод отклонением руля направления полностью против
штопора с последующим (через 2—3 с) отклонением ручки за нейтральное положение (примерно в среднее положение между
положениями «нейтрально» и «полностью от себя»), Сразу после прекращения вращения самолета рули установить в нейтральное
положение.
Перевернутый штопор
128. Самолет может войти в перевернутый штопор преднамеренно или в результате грубых ошибок летчика при пилотировании
или при выводе из нормального штопора, если вывод производился полным и резким отклонением ручки и педалей на вывод, а также
самопроизвольно из левого нормального штопора.
Перевернутый штопор характеризуется более равномерным и устойчивым вращением, чем нормальный штопор. Колебания
самолета менее энергичные и меньше по амплитуде.
129. Вывод самолета из перевернутого штопора обеспечивается энергичной установкой рулей в нейтральное положение. Однако
при выводе этим методом в некоторых случаях могут быть большие запаздывания. Если в процессе вывода из перевернутого штопора
при установке рулей в нейтральное положение запаздывание превысит 8—10 с, рули необходимо установить по штопору (при
нейтральных элеронах) и повторить вывод энергичным отклонением руля направления полностью против штопора и ручки — в
нейтральное положение.
Сразу после прекращения вращения самолета рули установить в нейтральное положение.
Потеря высоты за вывод из перевернутого штопора в начале вывода на высоте 10—12 км составляет 4— 5 км.
Влияние выпуска тормозного парашюта
на режимы сваливания, штопора
и вывод самолета из них
130. Для вывода самолета из любых режимов штопора может использоваться тормозной парашют. Парашют-но-тормозная
система типа ПТ-21У или ПТ-21УК надежно срабатывает и быстро прекращает вращение самолета в любом режиме штопора, если
выпуск парашюта происходит на приборных скоростях, не превышающих 300—320 км/ч.
Выпуск тормозного парашюта на приборных скоростях 330—340 км/ч и более приводит практически к мгновенному разрушению
купола парашюта.
При выпуске тормозного парашюта в режимах нор-мального штопора самолет после характерного рывка через 2—3 с прекращает
вращение и переходит в режим снижения с небольшими покачиваниями по крену и тангажу. При выпуске тормозного парашюта в
режимах перевернутого штопора самолет после характерного рывка переворачивается в нормальное положение, прекращает вращение
и также переходит в режим снижения, аналогичный режиму после выхода из нормального штопора.
131. Режим снижения самолета с выпущенным парашютом зависит от положения ручки управления и режима работы двигателя.
Если ручка управления остается в положении на себя на 1/2 полного хода, самолет на малые углы атаки не переходит, скорость не
увеличивается независимо от режима работы двигателя («Максимал» или «Малый газ»), угол тангажа самолета составляет — 25—30°.
Если ручка управления отдается в положение, близкое к нейтральному, сразу после выпуска парашюта, самолет начинает
снижаться с углом тангажа — 45—50°, скорость при этом медленно увеличивается, но, как правило, не превышает 280—290 км/ч при
работе двигателя на максимальном режиме.
Если ручка управления отдана на 1/2 полного хода за нейтральное положение, сразу после выпуска парашюта самолет снижается
с углами тангажа — 70—80° и при работе двигателя на максимальном режиме разгоняется до скорости 330—340 км/ч (с потерей
высоты 1700— 2000 м), после достижения которой купол парашюта разрушается практически мгновенно. При работе двигателя на
режиме малого газа максимальная скорость в этом случае не превышает 300 км/ч.
132. Сброс тормозного парашюта можно производить как в момент прекращения вращения самолета и перехода его в режим
снижения, так и в режиме снижения (в зависимости от высоты), но обязательно после отклонения ручки управления от себя за
нейтральное положение (при нейтральных руле направления и элеронах).
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если при выпуске тормозного парашюта руль направления не установлен в нейтральное положение,
самолет вращается вокруг продольной оси в сторону данной ноги (выполняет бочки). Это вращение можно воспринять как невыход
самолета из штопора.
После сброса тормозного парашюта скорость самолета быстро увеличивается. При достижении скорости 450 км/ч начинать
плавный вывод самолета из пикирования в горизонтальный полет.
Примечание. Необходимо иметь в виду, что после сброса тормозного парашюта при работе двигателя на максимале
происходит энергичный рост скорости (около 20 км/ч за секунду).
Действия летчика при непреднамеренном сваливании самолета на крыло и срыве в штопор
133. Во всех случаях непреднамеренного сваливания самолета на крыло необходимо ручку управления немедленно отдать от себя
за нейтральное положение (при нейтральных педалях и элеронах) и выключить автопилот.
Если после сваливания самолета на крыло развился штопор, необходимо энергично зафиксировать ручку и педали в нейтральном
положении.
После прекращения вращения и перехода самолета в пикирование удерживать рули в нейтральном положении до скорости не
менее 450 км/ч. При достижении скорости 450 км/ч плавно начать вывод самолета из пикирования, не превышая углов атаки по УУА-1
более +20° (допустимых нормальных перегрузок для данной приборной скорости).
Положение РУД до вывода самолета из штопора не изменять (как при устойчивой работе, так и при самовыключении двигателя).
134. После вывода самолета из штопора проверить управляемость двигателя, увеличив плавным перемещением РУД обороты до
максимальных.
В случае самовыключения двигателя произвести его продувку, установив РУД на упор СТОП на время не менее 2 с, затем
установить скорость надежного запуска и произвести запуск двигателя.
135. При выводе самолета из режимов сваливания и штопора с использованием штатного тормозного парашюта (на самолетах с
верхним расположением его контейнера) необходимо:
— установить и зафиксировать ручку управления и педали в нейтральное положение;
— на скорости не более 300 км/ч нажать кнопку ВЫПУСК тормозного парашюта;
— после характерного рывка при зафиксированных в нейтральном положении элеронах и педалях отдать ручку управления на 1/2
полного хода за нейтральное положение;
— после прекращения вращения и перехода самолета в режим снижения сбросить тормозной парашют, не изменяя положения
ручки управления и педалей до скорости 450 км/ч;
— после достижения скорости 450 км/ч плавно начать вывод самолета из пикирования, не превышая углов атаки по УУА-1 более
+20° (допустимых нормальных перегрузок для данной приборной скорости).
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Вывод самолета из режимов сваливания и штопора в горизонтальный полет обеспечивается с
устойчиво работающим двигателем при выпуске тормозного парашюта на высоте не менее 2000 м, а с авторотирующим двигателем —
при выпуске тормозного парашюта на высоте не менее 3000 м.
2. Использовать тормозной парашют для вывода из режимов сваливания и штопора на высотах более 11000 м не рекомендуется.
3. Выпуск тормозного парашюта в режимах сваливания и штопора на высотах 500—2000 м создает более благоприятные условия
для покидания самолета, при этом непосредственно перед катапультированием необходимо сбросить тормозной парашют.
ИНЕРЦИОННОЕ ВРАЩЕНИЕ САМОЛЕТА
136. Под инерционным вращением понимается интенсивное вращение самолета, в процессе которого нарушается привычная для
летчика реакция самолета на отклонение органов управления (возникает обратная реакция), при этом возможны значительные
изменения перегрузок.
Наиболее вероятно попадание самолета в режим инерционного вращения на числах М = 0,6—0,9 и числах М > 1,7 при вращении
самолета с большой угловой скоростью относительно продольной оси (изменение угла крена на 90° менее чем за 1 с) в сторону
предварительно созданного скольжения, а также при отклонении педалей в сторону, противоположную вращению, в процессе
вращения. Попадание в режим инерционного вращения при указанных условиях возможно как на самолете без подвесок, так и с
подвесным топливным баком и ракетами.
Автопилот АП-155, включенный в режим стабилизации (КАП-2, включенный в режим демпфирования или стабилизации),
уменьшает вероятность попадания самолета в режим инерционного вращения.
Инерционное вращение сопровождается самопроизвольными отклонениями педалей и большими нагрузками на них.
Признаки инерционного вращения
137. Основные признаки начала инерционного вращения:
— самопроизвольное отклонение педалей и увеличение усилий на них;
— энергичный рост обычно отрицательной вертикальной перегрузки, не соответствующей заданному положению стабилизатора;
— энергичный рост боковой перегрузки.
Действия летчика при попадании в инерционное вращение
138. При обнаружении признаков начала инерционного вращения или при непреднамеренном попадании самолета в режим
инерционного вращения необходимо немедленно установить педали и ручку управления в нейтральное положение, зажать их и
выключить автопилот. Инерционное вращение в этом случае прекращается.
ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
ПРИ СВАЛИВАНИИ, ШТОПОРЕ И ИНЕРЦИОННОМ
ВРАЩЕНИИ САМОЛЕТА
139. При нормальном и перевернутом штопоре самолета на различных режимах работы двигателя на всех высотах могут быть
помпажные срывы двигателя, сопровождающиеся его самовыключением.
Выключение форсажа и резкое дросселирование двигателя с любого исходного режима до малого газа значительно уменьшают
устойчивость работы двигателя при сваливании самолета в штопор и при выводе его из штопора.
При штопоре двигатель работает более устойчиво на максимальном режиме, чем на режиме малого газа.
В режиме инерционного вращения двигатель, как правило, самовыключается.
РАЗДЕЛ IV
ПОЛЕТ НА БОЕВОЕ ПРИМЕНЕНИЕ
140. По своим летным данным и возможностям систем вооружения самолет позволяет обеспечить перехват воздушных целей в
большом диапазоне высот и скоростей полета, свободный воздушный бой, разведку и боевые действия по наземным целям.
ПОЛЕТ НА ПЕРЕХВАТ ВОЗДУШНЫХ ЦЕЛЕЙ
141. При выполнении полета на перехват воздушных целей в зависимости от дальности обнаружения цели применяются:
ближний перехват — при позднем обнаружении цели; выполняется по базовой программе на форсажных режимах работы
двигателя;
дальний перехват — при раннем обнаружении цели; выполняется по базовой программе с набором высоты 10500—11000 м на
максимальном режиме и с крейсерским участком полета на этой высоте. Включение форсажа производится по команде с КП.
Примечания: 1. При ближнем и дальнем перехватах сход с базовой программы в зависимости от параметров полета цели
производится на высотах и скоростях, задаваемых с КП.
2. При выполнении команд наведения летчик обязан выдерживать заданную с КП истинную скорость и число М даже за счет
потери высоты.
142. Для выполнения полета на перехват высотной цели с ракетами Р-ЗС рекомендуется следующая базовая программа:
— взлет и набор высоты до достижения приборной скорости 600 км/ч — на форсаже, дальнейший набор высоты — либо на
форсаже с Vист = 950—970 км/ч, либо на максимале с Vист = 870—900 км/ч; подвесной бак сбрасывать в процессе набора высоты после
выработки топлива и разрешения с КП (первые числа соответствуют набору высоты с подвесным баком, последние без бака);
— при дальнем варианте перехвата — полет навстречу цели на высоте 10500—11000 м и приборной скорости 510 км/ч;
— после включения полного форсажа — разгон со снижением с вертикальной скоростью 25—30 м/с до прохода скорости звука,
дальнейший разгон — на постоян-ной высоте 10000 м до приборной скорости 1200 км/ч. При выполнении ближнего перехвата (на
форсаже от взлета) разгон начать с высоты 8000 м в наборе с вертикальной скоростью 18—20 м/с до высоты 10000 м, далее — разгон
на этой высоте до приборной скорости 1200 км/ч;
— набор высоты на постоянной приборной скорости 1200 км/ч до достижения М = 1,8, дальнейший набор высоты на постоянном
числе М=1,8 до окончания разворота. При необходимости добора высоты после разворота с выполнением горки последнюю выполнять
по команде с КП при nуввода=1,5—2,5 ед. и nувывода=0,3— 0,5 ед., выдерживая угол тангажа на прямолинейном участке горки равным
15—20°, вывод из горки начинать за 500—700 м до заданной высоты вывода.
По команде с КП выполнить поиск, обнаружение цели, прицеливание и сближение с целью до дальности пуска и произвести пуск
ракет.
После выхода из атаки выключить форсаж, выполнить снижение на приборной скорости 500—550 км/ч и полет на аэродром на
высоте 11000 м при скорости 500—510 км/ч.
143. При перехвате низколетящих целей снижение производить по команде с КП на режиме малого газа с истинной скоростью
950—1000 км/ч и одновременным выполнением команд наведения (подаются голосом).
На высотах менее 3500 м выдерживать следующие вертикальные скорости снижения:
— 40 м/с при 2000 м < H <= 3500 м;
— 15 м/с при 1000 м < H <= 2000 м;
— 10 м/с при 600 м < H <= 1000 м. Скорость на траектории сохранять увеличением оборотов двигателя.
144. При наведении на цель летчик должен:
— после взлета установить связь с КП (пунктом наведения), доложить курс и высоту полета;
— по команде с КП выполнить набор высоты в соответствии с базовой программой;
— сход с базовой программы набора высоты осуществлять по команде с КП;
— в процессе перехвата своевременно выполнять команды КП по изменению курса и скорости (числа М) полета.
В процессе наведения информацию о высоте и дальности до цели летчик получает с КП. После обнаружения и опознавания цели
разрешенная дальность пуска ракет определяется по индикатору оптического прицела, а выход из атаки — по загоранию красной
лампы ВЫХОД.
Пуск ракет производится после сближения на разрешенную дальность пуска. Выход из атаки производится в соответствии с
рекомендациями ст. 161.
МАНЕВРЕННЫЙ ВОЗДУШНЫЙ БОЙ
145. На самолете возможно ведение маневренного воздушного боя на всех эксплуатационных высотах и скоростях полета.
Перед полетом на воздушный бой летчик должен в совершенстве овладеть сложным пилотажем на средних и малых высотах, в
том числе выполнением неустановившихся разворотов на максимальном и форсажном режимах работы двигателя с максимально
допустимой эксплуатационной перегрузкой. Летчик должен знать особенности поведения самолета при создании перегрузки на
больших углах атаки и особенности техники пилотирования на режимах, близких к режиму сваливания. Все полеты на воздушный бой
выполнять в ЗШ с обязательным применением противоперегрузочного костюма.
146. Прицеливание при стрельбе по маневрирующим воздушным целям производить в режиме «Гиро» с фиксированной
дальностью
300 м
(на постоянной дальности
300 м), а при отказе автоматики прицела
— в режиме «СС» («Непод») на
рекомендованных дальностях.
147. При прицеливании в режиме «Гиро» переключатель АВТ.—РУЧ. (РАДИО—ОПТ.) установить в положение РУЧ. (ОПТ.) и
поворотом рукоятки на РУД установить (ввести в прицел) дальность 300 м (установку дальности проверять по индикатору).
После обнаружения и определения типа цели установить базу, на дальности 400—500 м наложить центральную марку сетки
прицела на цель и в момент вписывания цели во внутренний диаметр ромбиков (в дальномернос кольцо) начать стрельбу, удерживая
центральную марку на цели в процессе очереди (рис. 46).
В этом режиме прицеливание по цели, маневрирующей с перегрузкой до 3 ед. особых трудностей не представляет (прицеливание
возможно при перегрузках до 5—6 ед., при этом сетка остается в поле зрения), а наи-
Рис. 46. Положение цели в сетке прицела в момент начала и прекращения стрельбы при работе прицела на постоянной дальности
300 м. П р и м е ч а н и е . На последующих рисунках изображение сетки дается только в виде ромбиков (для прицела типа АСП-ПФ)
более точная стрельба достигается в диапазоне дальностей 250—350 м.
Если в процессе атаки наблюдаются резкие колебательные движения сетки прицела, стрельбу не производить, так как потребный
угол упреждения больше максимально возможного, вырабатываемого прицелом (в этом случае пули пролетят сзади цели), а
продолжать слежение за целью до тех пор, пока не прекратятся колебания сетки.
148. Перед воздушным боем с реальным противником летчик должен:
— проверить соответствие положений АЗС, переключателей оружия и прицела заданному варианту стрельбы и применяемому
оружию, при необходимости произвести перезарядку пулемета;
— подтянуть плотнее кислородную маску, увеличить подачу кислорода и для лучшей осмотрительности отсто-порить привязные
ремни.
149. При прицеливании в режиме «СС» («Непод») сближение с целью осуществлять с заранее внесенной суммарной угловой
поправкой, удерживая цель в нижней (правой — при атаке слева, левой — при атаке справа) части сетки или отражателя прицела так,
чтобы центр сетки находился на продолжении продольной оси цели. При несоблюдении данной рекомендации располагаемая
перегрузка атакующего самолета может оказаться недостаточной для выноса оси оружия на суммарную угловую поправку.
При выходе на дальность около 400 м быстро оценить скорость полета, ракурс цели и в соответствии с ними выбрать зону
стрельбы (определить ψΣ макс и ψΣ мин). Уточнив наводку, замедлить угловую скорость разворота своего самолета и в момент входа цели
в зону стрельбы (в точку, соответствующую ψΣ макс) открыть огонь, который прекратить в момент выхода цели из зоны стрельбы (после
прохода точки на сетке прицела, соответствующей ψΣ мин). Если цель не сбита, уточнив условия атаки (ракурс и скорость цели) и
повторно осуществив (при наличии возможности) прицеливание путем увеличения угловой скорости самолета, открыть огонь в точке
ψΣ мин и прекратить в точке ψΣ макс. Правила определения ψΣ макс и ψΣ мин изложены в подразделе «Эксплуатация оптического прицела и
радиодальномера», а значения ψΣ макс и ψΣ мин для трех диапазонов скоростей и ракурсов цели приведены в табл. 7. Зоны ведения огня
показаны на рис. 17 и 18, а вид целей под различными ракурсами — на рис. 19. Пример определения зоны ведения огня и дальности
для некоторых целей при сопроводительно-заградительной стрельбе показан на рис. 47.
Рис.
47. Пример определения зоны ведения огня и дальности для некоторых целей при сопроводительно-заградительной
стрельбе:
(а — при угловом размере цели, равном расстоянию между двумя смежными ромбиками, дальность до атакуемой цели будет: при
атаке целей типа «Скайхок» и «Мираж> — 250—300 м; при атаке целей типа «Фантом» — 400 м; при атаке целей типа «Вотур» — 500
м; б — условия стрельбы ракурс — 2/8; скорость — 700—900 км/ч; дальность — 400 м; цель — типа «Мираж»)
150. При ведении воздушного боя летчик должен полностью использовать высокие летные данные самолета и на всех этапах боя
активно дибиваться тактического преимущества над противником.
При ведении воздушного боя летчик должен знать недостатки самолетов противника и умело использовать преимущественные
стороны своего самолета путем навязывания противнику выгодных для своего самолета маневров.
Внимание в бою следует распределять между наблюдением за противником и контролем за скоростью, высотой, углами атаки,
числом М полета и перегрузкой. В ходе боя периодически контролировать остаток топлива, так как продолжительность боя на
форсажных режимах у земли значительно сокращается.
В воздушном бою не исключена возможность использования тормозных щитков. При последующем разгоне необходимо
проконтролировать их уборку.
151. При попадании в спутную струю от самолета ощущается тряска или болтанка. Во всех случаях попадания в спутную струю
необходимо выйти из нее путем незначительного изменения траектории полета.
152. Стрельбу вести короткими очередями. При этом следует помнить, что суммарное время ведения огня до израсходования
боекомплекта к пулемету не превышает 4 с.
ПОЛЕТ С ПРИМЕНЕНИЕМ ВООРУЖЕНИЯ
153. Перед полетом с применением вооружения принять доклад авиационного техника о варианте подготовленного вооружения,
количестве и снаряжении боепри--пасов и наличии пленки в фотоконтрольных приборах. Перед осмотром самолета убедиться, что в
кабинах никого нет и выключатели системы вооружения выключены.
Во время осмотра самолета летчик обязан убедиться в соответствии варианта вооружения заданию на полет и проверить:
— наличие в АПУ-ЗС предохранительных чек при полете на пуск ракет Р-ЗС;
— нет ли внешних повреждений подвесок вооружения при полете на стрельбу неуправляемыми ракетами типа С-5, С-24 и на
бомбометание.
Примечание. При выполнении полета с одной авиабомбой летчик должен убедиться, что на противоположный балочный
держатель крыла подвешен макет бомбы.
154. После посадки в кабину необходимо:
— убедиться, что гашетка боевой кнопки откинута в предохранительное положение;
— убедиться, что все АЗС на правом борту в передней кабине (под стеклом) включены;
— проверить чистоту остекления кабины, отражателя и светофильтра прицела;
— при полете на пуск управляемых и неуправляемых ракет убедиться, что выключатель ТАКТИЧ. СБРОС выключен;
— убедиться, что после подключения аэродромного источника питания световая сигнализация подтверждает зарядку и подвеску
вооружения в соответствии с заданием на полет;
— проверить работу прицела и радиодальномера от аэродромного источника питания (порядок проверки изложен в подразделе
«Эксплуатация оптического прицела и радиодальномера»);
— после проверки оптического прицела установить переключатели в положения, необходимые для выполнения задания.
Перед выруливанием необходимо:
— убедиться в установке переключателей и выключателей систем вооружения в положения, соответствующие заданию на полет;
— включить АЗС ПРИЦЕЛ, ОБОГР. ПРИЦЕЛА, ФКП и РАДИОДАЛЬН. ВРД (при использовании в полете радиодальномера).
После взлета необходимо:
— установить переключатель ГИРО—СС (ГИРО—НЕПОД) в положение ГИРО и отрегулировать яркость сетки прицела;
— убедиться в исправности прицела, выполняя небольшие развороты самолета, при этом сетка должна отклоняться в сторону,
противоположную направлению разворота.
Полет на пуск управляемых ракет
Условия пуска ракет Р-ЗС по воздушным целям
155. На самолете предусмотрено применение ракет Р-ЗС по визуально видимым целям. Выбор варианта пуска и ракеты,
пускаемой первой, производит летчик переводом переключателей ПУСК СС ОДИНОЧН.—ЗАЛП и ПУСК СС ЛЕВЫЙ—ПРАВЫЙ в
соответствующие положения.
После пуска первой ракеты пуск второй производится повторным нажатием на гашетку боевой кнопки.
Залповые пуски ракет по сравнению с одиночными: повышения эффективности поражения целей не дают.
156. Пуск ракет Р-ЗС по воздушным целям рекомендуется выполнять одиночно с интервалом между пусками 3—4 с на
дальностях от 1 до 7,6 км (в зависимости от высоты и скорости сближения с целью) при ракурсах от 0 до 3/4 на высотах полета цели от
50 до 20000 м днем и ночью вне облачности и при пеленге солнца более 20°.
157. При работающем радиодальномере разрешенная дальность пуска индицируется загоранием лампы ПУСК. При отсутствии
такой индикации пуск ракет можно производить при определении дальности до цели с помощью внешнебазового дальномера. В этом
случае пуск производить:
— на дальности 1,6—2 км при высоте менее 5000 м;
— на дальности, равной по величине 1/3 высоты полета, выраженной в километрах, при высоте более 5000 м (например, на
высоте 9000 м разрешенная дальность пуска — 3 км).
158. Одиночные
(залповые) пуски по воздушным целям выполнять на установившихся режимах работы двигателя при
следующих условиях;
— на высотах до 5000 м при числах М полета не менее 0,6, если температура воздуха у земли положительная, и при числах М не
менее 0,8, если температура воздуха у земли отрицательная;
— на высотах 5000—15000 м при числах М не менее 1;
— на высотах более 15000 м при числах М не менее 1,55 (конус должен находиться в выпущенном положении).
Примечание. На высотах 5000—15000 м пуск ракет разрешается производить при М=0,8—1, а на высотах более 15000 м — при
М = 0,8—1,55, но при этом возможно самовыключение двигателя.
159. За 3—5 с до пуска ракет включить АЗС ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ, который выключить после пуска, убедившись в устойчивой
работе двигателя. Контроль работы системы запуска в воздухе осуществлять по высвечиванию на табло сигнала ЗАЖИГ. ВЬЩЛЮЧ. О
выключении АЭС ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ летчик обязан доложить по радий.
Примечания: 1. На самолетах, оборудованных системой автоматического встречного запуска
(САВЗ), включение АЭС
ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ перед пуском ракет Р-ЗС не требуется. Во время пуска ракет Р-ЗС при каждом нажатии боевой кнопки
независимо от интервала между нажатиями на 6 с включается САВЗ. Контроль работы САВЗ осуществлять по сигнализации ЗАЖИГ.
ВЫКЛЮЧ.
2. Перед выполнением полета, связанного с условным пуском ракет Р-ЗС, на самолетах, оборудованных САВЗ, после запуска
двигателя на земле выключить АЭС АГРЕГАТЫ ЗАПУСКА для исключения срабатывания САВЗ при каждом нажатии боевой кнопки.
160. В случае помпажа двигателя с резким ростом температуры газов за турбиной или самовыключения двигателя перевести РУД
на упор СТОП на 1,5—2 с и произвести запуск двигателя в соответствии с рекомендациями ст. 260—262.
В случае самопроизвольного погасания форсажа при пуске (определяется по падению температуры газов за турбиной ниже 450°
С и превышению оборотов РНД над РВД на 8—10%) установить РУД в положение МАКСИМА Л.
161. Пуск ракет разрешается производить при максимуме звукового сигнала головки самонаведения (на разрешенной дальности
пуска) на высотах до 14 500 м, если перегрузка не превышает 2 ед., и на высотах более 14 500 м, если перегрузка не превышает 1,6 ед.
Выход из атаки производится сразу же после пуска ракеты (ракет), но не позже загорания красной лампы ВЫХОД (ВЫХОД ИЗ
АТАКИ —в задней кабине).
Во всех случаях при загорании красной лампы ВЫХОД (ВЫХОД ИЗ АТАКИ) немедленно .выходить из атаки.
Полет на пуск ракет Р-ЗС по воздушным целям
162. После посадки в кабину летчику дополнительно к указаниям ст. 154 необходимо:
— устано(вить переключатели Б—С, РС—НО (РС—НР-30), АВТ. —РУЧ. (РАДИО —ОПТ.) и ГИРО — СС (ГИРО — НЕПОД)
соответственно в положения С, РС, АВТ. (РАДИО) и СС (НЕПОД);
— установить переключатель режимов работы радиодальномера ПУЛЕМ. РС—СС в положение СС (только на МиГ-21УС);
— дать команду на снятие защитных колпаков и лент с головок ракет и взрывателей;
— после подключения аэродромного источника электроэнергии + 27В и 115В, 400 Гц включить АЗС ГЕНЕ-РАТ., АККУМ.
БОРТ. АЭРОД. ОБОГР. СС, ПИТАН. СС и убедиться, что горят сигнальные лампы ПОДВЕШЕНЫ СС ЛЕВ. — ПРАВ, в передней
кабине, в задней кабине на табло высвечиваются сигналы ПОДВЕШЕН СС ЛЕВ. — ПОДВЕШЕН СС ПРАВ.;
— включить АЗС РАДИО СПУ и проверить (прослушать) выдачу звукового сигнала головками ракет (при направлении техником
луча карманного фонаря на головки ракет с расстояния
0,5—1 м), поочередно устанавливая в соответствующие положения
переключатель ПУСК СС ЛЕВЫЙ или ПРАВЫЙ, и отрегулировать громкость звукового сигнала рукояткой СИГНАЛ ЗАХВАТ,
ТИХО—ГРОМ.;
— выключить АЗС ОБОГР. СС, ПИТАН. СС;
— переключатели вариантов пуска в зависимости от задания установить в положения ЗАЛП или ОДИНОЧНО (при одиночном
варианте выбрать необходимую последовательность пуска левой и правой ракет);
— убедиться, что переключатель ВОЗДУХ—БЕЗ НОВ.—ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ—ЗЕМЛЯ) находится в положении ВОЗДУХ.
Перед выруливанием дополнительно к указаниям ст. 154 необходимо:
— включить АЗС ОБОГРЕВ СС, НАКАЛ СС;
— переключатель ВОЗДУХ—БЕЗ НОВ.—ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ—ЗЕМЛЯ) установить в положение ВОЗДУХ;
— после подачи команды «Убрать колодки» убедиться, что предохранительные чеки с АПУ-ЗС сняты (колодки должен показать
техник).
163. В полете АЗС ПУСК СО включить перед атакой цели, атаку производить при работе прицела в режиме «СС» («Непод»).
При наличии максимума звукового сигнала и горящей зеленой лампе РАЗРЕШЕН ПУСК произвести пуск ракеты (ракет), нажав
боевую кнопку и удерживая ее нажатой не менее 2 с.
После схода ракеты (ракет) лампы ПОДВЕШЕНЫ СС ЛЕВ.—ПРАВ, в передней кабине (сигналы на табло ПОДВЕШЕН СС
ЛЕВ.—ПОДВЕШЕН СС ПРАВ, в задней кабине) гаснут.
164. После пуска ракет выйти из атаки не позже загорания лампы ВЫХОД в передней кабине (ВЫХОД ИЗ АТАКИ — в задней
кабине), после чего выключить АЗС ПУСК СС, ОБОГРЕВ СС, ПИТАН. СС, ПРИЦЕЛ, ОБОГР. ПРИЦЕЛА, ФКП и РАДИОДАЛЬН.
ВРД.
Примечание. При посадке с ракетами Р-ЗС АЗС ОБОГР. СС и ПИТАН. СС выключить после заруливания на стоянку.
165. При загорании лампы ВЫХОД (ВЫХОД ИЗ АТАКИ — в задней кабине) немедленно выйти из атаки с максимально
возможным креном и предельно допустимым значением перегрузки для данных условий полета.
166. В случае разрыва ракеты на траектории с недолетом до цели необходимо продолжать полет так, чтобы пройти через центр
облака разрыва (кроме случаев, указанных в ст. 173, 176 и 177).
167. В случае отказа радиодальномера для пуска ракет с использованием оптического прицела необходимо:
— установить переключатель АВТ.—РУЧ. (РАДИО—ОПТ.) в положение РУЧ. (ОПТ.);
— выполнить прицеливание по оптическому прицелу и выделить максимум звукового сигнала;
— дальность до цели определять по командам с КП или на дальности менее 2 км с помощью оптического прицела;
— по достижении разрешенной дальности произвести пуск ракет.
168. Для аварийного пуска ракет Р-ЗС необходимо откинуть колпачок с надписью АВАР. ПУСК СС и нажать кнопку. При этом
обе ракеты сходят одновременно, самонаведение на цель не осуществляется, но сохраняется работоспособность неконтактных
взрывателей. После пуска ракет сигнальные лампы подвески ракет гаснут.
Аварийный пуск ракет рекомендуется выполнять на режимах полета и режимах работы двигателя, соответ-
ствующих режимам нормального пуска, с обязательным включением за 3—5 с до пуска ракет АЗС ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ.
Особенности пуска ракет Р-ЗС по наземным целям
169. Пуск ракет Р-ЗС по наземным целям имеет следующие особенности:
— наличие больших фоновых помех, затрудняющих прослушивание звукового сигнала от цели;
— отсутствие индикации разрешенной дальности пуска;
— необходимость отключения неконтактного оптиче-ского взрывателя ракеты (при включенном неконтактном оптическом
взрывателе, как правило, происходит преждевременный взрыв боевой части ракеты с недолетом до цели).
170. Перед выруливанием дополнительно к указани-ям ст. 154 необходимо установить переключатель АВТ.— РУЧ. (РАДИО —
ОПТ.) в положение РУЧ. (ОПТ.), переключатель ВОЗДУХ—БЕЗ НОВ—ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ— ЗЕМЛЯ) установить в положение БЕЗ
НОВ. {ЗЕМЛЯ), не включать АЗС РАДИОДАЛЬН. ВРД, выключатель ПУСК СС включать перед атакой цели (на боевом курсе).
171. Пуск ракет Р-ЗС разрешается производить при работе двигателя на установившихся режимах от малого газа до
максимального одиночно и залпом по две в режиме пикирования под углом
15—30° в дневное время суток по наземным
теплоконтрастным целям
(типа открытых одиночных и группы самолетов, расположенных на грунтовых и бетонированных
площадках, открытых складов ГСМ с металлическими резервуарами и т. д.), за исключением целей, расположенных на снегу.
172. Диапазон разрешенных дальностей пуска в зависимости от типа целей равен:
— по стратегическим бомбардировщикам 1,5—4 км; — по тактическим бомбардировщикам 1,5—3 км; — по истребителям 1,5—
2,5 км;
— по открытым складам ГСМ 1,5—3 км.
При атаках целей со стороны солнца, а также при плотной облачности максимально разрешенная дальность пуска уменьшается
на 30%.
173. Прицеливание выполнять по оптическому прицелу в режиме «ОС» («Непод»), совмещая центральную марку с целью. Пуск
ракет выполнять по возможности без скольжения. Скорость в момент пуска должна быть 800—1050 км/ч.
Самолет из пикирования выводить сразу после схода ракеты. При пуске ракет с минимально разрешенных и близких к ним
дальностей (1,5—2 км) перегрузка на выводе из пикирования должна быть не менее 4 ед. Минимальная высота прохода над местом
разрыва ракет Р-ЗС должна быть не менее 500 м. При несходе ракеты в течение 2 с отпустить боевую кнопку и выйти из атаки.
Особенности пуска ракет Р-ЗС по целям, летящим на малых высотах (более 50 м)
174. Пуск ракет Р-ЗС по целям, летящим на малых высотах, имеет следующие особенности:
— наличие больших фоновых помех, затрудняющих выделение звукового сигнала от цели;
— отсутствие индикации разрешенной и текущей дальностей до цели;
— сложность визуального обнаружения цели;
— ограниченность вертикального маневра самолета из-за малой высоты полета.
175. Атаку низколетящих целей производить с превышением, обеспечивающим проецирование цели на земную поверхность, что
повышает вероятность выделения звукового сигнала от цели и исключает возможность попадания в спутную струю от самолета-цели.
Прицеливание выполнять по оптическому прицелу, работающему в режимах «СС» («Непод») и «Руч.» («Опт.»). Пуск ракет
выполнять на режимах полета и режимах работы двигателя в соответствии с рекомендациями, изложенными в ст. 155—161.
176. Пуск ракет Р-ЗС по низколетящим целям производить под ракурсами 0/4—2/4 из задней полусферы с дальностей, не
превышающих:
— по истребителям и тактическим бомбардировщикам 1,5 и 2 км соответственно;
— по стратегическим бомбардировщикам 2,5 км. Минимальная дальность пуска равна 1 км. Выход из атаки производить сразу
же после схода ракеты.
Особенности пуска ракет Р-ЗС по транспортным самолетам
177. Условия пуска ракет Р-ЗС по турбовинтовым транспортным самолетам такие же, как и условия пуска по турбореактивным
самолетам.
При пуске ракет Р-ЗС по винтомоторным транспортным самолетам (типа Ли-2, Ил-14) необходимо учитывать, что выделение
звукового сигнала от целей данного типа в сложных фоновых ситуациях представляет определенную трудность.
Атаки винтомоторных транспортных самолетов выполняются из задней полусферы при ракурсах цели 0/4— 2/4 с небольшим
принижением (300—500 м) или на одной высоте с целью.
Пуски ракет производить на дальностях 1400—1800 м при четком выделении звукового сигнала от цели. Ввиду скоротечности
атаки в каждом заходе выполнять пуск только одной ракеты Р-ЗС с немедленным выходом из атаки. Выход из атаки производить с
максимально допустимым углом крена и перегрузкой 4—5 ед.
Прицеливание выполнять с помощью оптического прицела. Дальность до цели определять с помощью оптического дальномера.
Полет на пуск неуправляемых ракет
178. Пуск разрешается производить:
— ракет типа С-5 — в пределах ограничений самолета с этими подвесками;
— ракет С-24 — на высотах до 5000 м и приборной скорости не менее 600 км/ч при работе двигателя на режиме малого газа с
включенным выключателем ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ (независимо от наличия САВЗ).
РУД на упор малого газа устанавливать за 3—5 с до пуска, а увеличивать обороты не ранее чем через 3—5 с после пуска. При
других режимах возможна неустойчивая работа двигателя.
После установки РУД на упор малого газа за 3—5 с до пуска включить выключатель ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ, который выключить
после пуска, убедившись в нормальной работе двигателя.
О выключении выключателя ЗАПУСК В ВОЗДУХЕ летчик докладывает по радио.
В случае помпажа двигателя с резким ростом температуры газов за турбиной или самовыключения двигателя перевести РУД на
упор СТОП и произвести запуск двигателя в соответствии с рекомендациями ст. 260—262.
179. После посадки в переднюю кабину летчику дополнительно к указаниям ст. 154 необходимо:
— проверить установку переключателей ГИРО — СС (ГИРО—НЕПОД), Б—С, РС—НО (РС—НР-30), (ПУЛЕМ. РС—СС только
на самолете МиГ-21УС) соответственно в положениях СС (НЕПОД), С, РС (ПУЛЕМ. РС);
— установить переключатель УПР. РС АВТОМ. — 2 ЗАЛП — 1 ЗАЛП на заданный вариант пуска;
— при включенном аэродромном источнике постоянного тока убедиться, что на переднем щитке горят лампы ПОДВЕСКА
БОМБ, РС в передней кабине (высвечиваются сигналы ПОДВ. ЛЕВ. БОМБ, РС и ПОДВ. ПРАВ. БОМБ, РС на табло в задней кабине) в
соответствии с наличием подвесок вооружения заданию на полет;
— включить АЗС РС и убедиться, что горят сигнальные лампы НУЛЕВОЕ ПОЛОЖ. РС ЛЕВ. (ПРАВ.) и ПОДВЕСКА БОМБ, РС
в передней кабине (высвечиваются сигналы ПОДВ. ЛЕВ. БОМБ, РС, ПОДВ. ПРАВ. БОМБ, РС и НУЛЕВОЕ ПОЛОЖ. РС на табло в
задней кабине), после проверки АЗС РС выключить.
Полет на пуск неуправляемых ракет по воздушным целям
180. Перед выруливанием дополнительно к указаниям ст. 140 летчику в передней кабине необходимо проверить установку
переключателей ВОЗДУХ—БЕЗ НОВ— ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ—ЗЕМЛЯ), АВТ.—РУЧ. (РАДИО—ОПТ. и Н—ДУАС) соответственно в
положениях ВОЗДУХ, АВТ. (РАДИО и ДУАС) и включить АЗС РАДИОДАЛЬН. ВРД.
После взлета действовать в порядке, указанном в
181. Выйдя в район цели и получив команду с пункта наведения, летчик должен включить АЗС РС.
После обнаружения и определения типа цели необходимо:
— рукояткой БАЗА установить базу, соответствующую размеру цели;
— занять исходное положение для атаки;
— вращением барабана на рукоятке РУД ввести в прицел дальность 2000 м;
— перед началом разворота на цель (из исходного положения для атаки) нажать кнопку ЗАХВАТ—ДЕМПФ. сетки прицела;
— наложением задемпфированной центральной марки прицела на цель произвести захват цели радиодальномером (загорается
лампа ЗАХВАТ).
182. В процессе сближения с целью необходимо:
— после захвата цели радиодальномером определить ракурс, скорость цели и начать слежение за целью, вынося центральную
марку задемпфированной сетки прицела на продолжение продольной оси цели на величину упреждения, примерно равную 60 т. д. при
ракурсе 1/8 и 120 т. д. — при ракурсе 2/8 и выше на 20—25 т. д. (правила прицеливания показаны на рис. 48);
— при уравненных угловых скоростях самолета и цели отпустить кнопку демпфирования;
— наложить центральную марку на цель и выполнить синхронизацию в течение 3 с;
— на дальности около 600 м последовательными нажатиями на боевую кнопку в соответствии с установленным вариантом пуска
выполнить пуски ракет до израсхо-дования боекомплекта с уточнением прицеливания после каждой очереди.
При каждом пуске боевую кнопку держать нажатой не менее 1—1,5 с. Дальность до цели контролировать по показаниям
радиодальномера.
183. При работе с прицелами АСП-ПФД, АСП-ПФМ-Б и АСП-5НД в случае невозможности использования радиодальномера, его
отказа или срыва захвата (не загорается лампа ЗАХВАТ, не движется стрелка на индикаторе дальности и не увеличивается размер
кольца) необходимо переключатель АВТ.—РУЧ. (РАДИО—ОПТ.) установить в положение РУЧ. (ОПТ.) и ввести дальность 600 м, в
дальнейшем вводить дальность в прицел от внешнебазового дальномера (в процессе прицеливания непрерывно обрамлять цель
дальномерным кольцом, вращая барабан на рукоятке РУД).
При работе с прицелом АСП-ПФД в случае отказа радиодальномера в прицел вводится автоматически дальность 600 м.
В этом случае продолжать атаку и в момент вписывания цели в дальномерное кольцо по внутреннему диаметру ромбиков
произвести пуск ракет.
184. При невозможности обрамления цели дальность начала пуска ракет определяется глазомерным сравнением видимого
размера цели с диаметром центральной марки или с сеткой прицела.
Рис. 48. Правила прицеливания при атаке неманеврирующей или маневрирующей с небольшими перегрузками воздушной цели:
1 — положение цели в момент отпускания кнопки демпфирования; 2 — положение цели в момент открытия огня
На дальности менее 600 м на прицеле загорается красная лампа ВЫХОД.
185. При отказе автоматики прицела (на разворотах сетка остается неподвижной или «болтается») установить переключатель
прицела в положение ОС (НЕПОД) и использовать прицел как простой коллиматор. В этом случае в прицеле АСП-ПФД целесообразно
использовать дополнительную неподвижную сетку. В прицеле АСП-5НД при выходе из строя ДУАС установить переключатель Н—
ДУАС в положение Н.
Полет на пуск неуправляемых ракет по наземным целям
186. После посадки в переднюю кабину дополнительно к указаниям ст. 179 летчику необходимо установить переключатели
ВОЗДУХ—БЕЗ НОВ.—ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ—ЗЕМЛЯ) и АВТ.— РУЧ. (РАДИО—ОПТ.) в положения ЗЕМЛЯ, АВТ. (РАДИО) и не
включать АЗС РАДИОДАЛЬН. ВРД (при этом переключатель ПУЛЕМ. РС—СС не задействуется).
После взлета ввести постоянные значения базы цели и дальности (исходя из условий пуска и предполагаемой цели) и выполнить
указания ст. 154.
187. В районе цели включить АЗС РС. Выполнить атаку наземной цели в соответствии с рекомендациями подраздела
«Эксплуатация оптического прицела и радиодальномера». В диапазоне дальностей 1200—2000 м нажатием боевой кнопки произвести
пуск ракет. Сразу после пуска ракет выводить самолет из пикирования с nу = 3,5—4 ед.
Пуск неуправляемых ракет С-24 производится залпом.
Примечания: 1. Момент начала увеличения диаметра сетки в случае установки базы, равной 40 м для ракет С-24 и 33 м для
ракет типа С-5, соответствует дальностям пуска 1800 м для С-24 Н 1500 м — для ракет типа С-5 в режимах «Гиро» и «Авт.».
2. На дальностях до цели, больших 2000 м, стрелка дальности стоит на упоре и по достижении дальности 2000 м начинает
двигаться в сторону уменьшения дальности.
3. При достижении минимальной дальности на прицеле гаснет лампа ПУСК и загорается лампа ВЫХОД.
4. Высота пролета самолета над местом взрыва боеприпасов при пуске по наземным целям ракет типа С-5 должна быть не менее
200 м и ракет С-24 — не менее 500 м.
5. В прицеле АСП-5НД сигнализация ПУСК и ВЫХОД при атаке наземной цели не обеспечивается.
188. Для пуска ракет в режиме «СС» с автоматической отработкой осредненных угловых поправок переключатели ГИРО—СС и
АВТ.—РУЧН. установить соответственно в положения СС и АВТ., построить маневр и произвести прицеливание, имея в виду, что
прицел в этом режиме правильно строит угловые поправки для истинной скорости 800 км/ч в момент пуска при угле пикирования 35°
и 900 км/ч при угле пикирования 20° на дальности пуска 1300 м для ракет типа С-5 и 1700 м для ракет С-24.
В случае отклонения условий атаки от расчетных или отказа автоматики в режимах «Гиро» или «СС» установить переключатель
АВТ.—РУЧ. в положение РУЧ. Поправки стрельбы устанавливать вручную рукояткой УГЛЫ в соответствии с рекомендациями табл.
8.
Примечание. В прицеле АСП-5НД для пуска неуправляемых ракет в режиме «Непод» необходимо переключатели ГИРО—
НЕПОД и РС-НР-30 установить в положения НЕПОД и РС, поправки стрельбы устанавливать рукояткой УГЛЫ в соответствии с
рекомендацией табл. 8.
При атаке наземной цели в режиме «СС» («Непод») необходимо после ввода в пикирование устранить скольжение и вынести
центральную марку относительно цели с учетом скорости ветра и цели.
При достижении расчетных дальностей выполнить пуск ракет.
189. В случае отказа блока наклонной дальности дальность в прицел вводить от внешнебазового оптического дальномера,
установив переключатель АВТ.— РУЧ. в положение РУЧ.
Примечание. В прицел АСП-5НД при атаке наземной цели дальность вводится только от внешнебазового оптического
дальномера.
190. При подготовке и выполнении полета с одной ракетой необходимо учитывать следующее:
— ракету подвешивать так, чтобы при взлете и посадке ветер был со стороны подвески;
— на взлете при отсутствии боковой составляющей ветра в момент отрыва самолета для парирования кренящего момента
необходимо отклонять ручку по элеронам на 1/5—1/4 полного хода, при этом усилия на ручке достигают 2—3 кГ;
— разворот самолета в процессе разбега и пробега парировать тормозами и отклонением педалей;
— в полете для парирования скольжения потребные отклонения педалей и нагрузки на них возрастают при увеличении
приборной скорости и числа М полета. На приборной скорости 1000 км/ч и высотах менее 5000 м усилия на педалях составляют 15—
20 кГ и возрастают с увеличением числа М полета на постоянной приборной скорости, достигая 90—100 кГ при числе М = 1,3.
191. После окончания пуска неуправляемых ракет выключить АЗС РС, ПРИЦЕЛ, ОБОГР. ПРИЦЕЛА, ФКП и РАДИОДАЛЬН.
ВРД (если он использовался в полете) и проверить установку переключателя ГИРО—СС (ГИРО —НЕПОД) в положении СС
(НЕПОД).
Полет на стрельбу из пулемета А-12,7
192. Стрельбу из пулемета разрешается производить на высотах до 5000 м при приборных скоростях не более 1100 км/ч, на
высотах выше 5000 м при приборных скоростях не более 1200 км/ч и числах М не более 1,9.
193. После посадки в переднюю кабину дополнительно к указаниям ст. 154 необходимо:
— проверить установку переключателей Б—С, РС— НО (РС—НР-30), ГИРО—СС (ГИРО—НЕПОД, Н—ДУАС) и ПУЛЕМ. РС—
СС соответственно в положения С, НО (НР-30), СС (НЕПОД и Н) и ПУЛЕМ. РС;
— убедиться, что подвижные части пулемета находятся в крайнем переднем положении, при включении АЗС ПУЛЕМЕТ на
правом щитке кабины должна загореться лампа ПУЛЕМЕТ ГОТОВ и высветиться сигнал ГОТОВН. ПУЛЕМЕТ на табло в задней
кабине.
После проверки выключить АЗС ПУЛЕМЕТ.
Полет на стрельбу из пулемета по воздушным целям
194. Перед выруливанием дополнительно к указаниям ст. 154 необходимо проверить установку переключателей ВОЗДУХ—БЕЗ
НОВ.—ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ—ЗЕМЛЯ), АВТ.—РУЧ. (РАДИО—ОПТ.) в положения ВОЗДУХ, АВТ. (РАДИО) и включить АЗС
РАДИОДАЛЬН. ВРД.
После взлета действовать в порядке, указанном в ст. 154.
195. После выхода в район цели и получения команды с пункта наведения летчик должен:
— включить АЗС ПУЛЕМЕТ, расположенный на правом пульте кабины;
— нажатием кнопки ПЕРЕЗАР. в верхней части приборной доски (справа от прицела) перезарядить пулемет, при этом лампа
ПУЛЕМЕТ ГОТОВ кратковременно гаснет;
— по загоранию лампы ПУЛЕМЕТ ГОТОВ в передней кабине и высвечиванию сигнала ГОТОВН. ПУЛЕМЕТА на табло в задней
кабине убедиться в готовности пулемета к стрельбе.
196. В дальнейшем после обнаружения, определения типа цели и при атаке неманеврирующей или маневрирующей с
незначительными перегрузками цели руководствоваться указаниями ст. 182.
Примечания: 1. При прицеливании по воздушной цели для стрельбы из пулемета после захвата цели радиодальномером в
процессе слежения необходимо выносить задемпфированную центральную марку сетки прицела на продолжение продольной оси цели
на величину угла упреждения, примерно равную 30 т. д. при ракурсе 1/8 и 60 т. д. при ракурсе 2/8. Положения цели относительно сетки
в моменты отпускания кнопки демпфирования и открытия огня показаны на рис. 48.
2. Суммарное время ведения огня до израсходования боекомплекта к пулемету не превышает 4 с.
Весь боекомплект пулемета расходуется в течение 3—4 с непрерывной стрельбы.
197. При маневренном воздушном бое и атаке маневрирующей цели рекомендуется использовать оптический прицел в режиме
«Гиро» с фиксированной дальностью 300 м (с введенной постоянной дальностью 300 м).
В случае отказа автоматики прицела использовать его в режиме «СС» («Непод») со стрельбой на рекомендованных дальностях,
при этом руководствоваться указаниями ст. 149.
198. После окончания стрельбы выполнить перезарядку пулемета нажатием на кнопку ПЕРЕЗАР., нажатием на боевую кнопку
произвести контрольный спуск частей пулемета, откинуть гашетку боевой кнопки в предохранительное положение, выключить все
выключатели и АЗС системы вооружения (не связанные с дальнейшим выполнением задания), переключить прицел в режим «СС»
(«Непод»).
В случае задержки в стрельбе необходимо перезарядить пулемет нажатием на кнопку перезарядки с выдержкой 1—1,5 с,
проконтролировать готовность пулемета к стрельбе по загоранию лампы ПУЛЕМЕТ ГОТОВ и продолжить стрельбу. Если не
загорелась лампа ПУЛЕМЕТ ГОТОВ, откинуть гашетку боевой кнопки в предохранительное положение и выключить все АЗС и
выключатели вооружения.
При неустранимой в воздухе задержке стрельбы выключить АЗС ПУЛЕМЕТ и перед посадкой доложить об отказе по радио.
Полет на стрельбу из пулемета по наземным целям
199. Перед выруливанием необходимо дополнительно к указаниям ст. 154 проверить установку переключателей АВТ.—РУЧ.
(РАДИО—ОПТ.) и ВОЗДУХ—БЕЗ НОВ.—ЗЕМЛЯ (ВОЗДУХ—ЗЕМЛЯ) в положения АВТ. (РАДИО), ЗЕМЛЯ и не включать АЗС
РАДИОДАЛЬН. ВРД (при этом переключатель ПУЛЕМ. РС—СС не задействуется).
После взлета ввести в прицел постоянные значения базы цели и дальности (исходя из условий стрельбы и предполагаемой цели)
и действовать в порядке, указанном в ст. 154.
200. На боевом курсе необходимо:
— включить АЗС ПУЛЕМЕТ;
— произвести перезарядку пулемета;
— по загоранию лампы ПУЛЕМЕТ ГОТОВ убедиться в готовности пулемета к стрельбе.
201. Выполнить атаку наземной цели и прицеливание в соответствии с рекомендациями подраздела «Эксплуатация оптического
прицела и радиодальномера».
В диапазоне дальностей, приведенных в табл. 8, нажатием боевой кнопки произвести стрельбу. Сразу после окончания стрельбы
выводить самолет из пикирования с nу = 3,5—4,0 ед.
Примечания: 1. Момент начала увеличения диаметра сетки в случае установки базы, равной 33 м, соответствует дальности
стрельбы 1500 м в режимах «Гиро» и «Авт.».
2. Высота пролета над местом взрыва боеприпасов должна быть не менее 150 м.
202. При стрельбе по наземной цели в режиме «СС» («Непод») руководствоваться указаниями ст. 188. При этом необходимо
помнить, что в режимах «СС» и «Авт.» оптический прицел правильно строит угловые поправки для истинной скорости 800 км/ч в
момент стрельбы при угле пикирования 35° и 900 км/ч при угле пикирования 20° при дальности стрельбы 1300 м.
203. По окончании стрельбы при полном или частичном израсходовании боекомплекта, а также при задержках в стрельбе
руководствоваться указаниями ст. 198.
Полет на бомбометание
204. После посадки в переднюю кабину перед полетом с применением бомб дополнительно к указаниям ст. 154 необходимо:
— проверить установку переключателей ГИРО—СС (ГИРО—НЕПОД) и Б—С соответственно в положения СС (НЕПОД) и Б;
— при включенном аэродромном источнике постоянного тока включить выключатель ТАКТИЧ. СБРОС, при этом должны
загореться сигнальные лампы зеленого цвета ПОДВЕСКА БОМБ РС и красного цвета ВЗРЫВ в передней кабине, а в задней кабине на
табло высвечиваться сигналы БОМБЫ НА ВЗРЫВ, ПОДВ. ЛЕВ. БОМБ РС, ПОДВ. ПРАВ. БОМБ РС;
— после проверки выключить выключатель ТАКТИЧ. СБРОС;
— установить рукояткой УГЛЫ заранее рассчитанную угловую поправку.
Примечание. При полете на бомбометание без применения других видов оружия проверку оптического прицела в полном
объеме и радиодальномера разрешается не производить.
205. После взлета (в районе цели):
— еще раз проверить установку на шкале УГЛЫ необходимого угла упреждения;
— на боевом курсе включить выключатель ТАКТИЧ. СБРОС, при этом в передней кабине должны загореться красная лампа
ВЗРЫВ и лампы ПОДВЕСКА БОМБ РС (в задней кабине на табло должен высвечиваться сигнал БОМБЫ НА ВЗРЫВ);
— после ввода в пикирование произвести прицеливание с учетом сноса бомб ветром; момент сбрасывания определяется по
совмещению линии визирования с целью и достижению заданной высоты сбрасывания; сбрасывание бомб производить нажатием
боевой кнопки (при отказе цепи тактического сбрасывания бомбометание можно производить от кнопки АВАР. СБРОС ПОДВЕСОК
как на «взрыв», так и на «невзрыв»);
— после сбрасывания бомб энергично выйти из атаки.
206. После выхода из атаки проконтролировать сбрасывание бомб по погасанию сигнализации наличия подвесок вооружения,
выключить выключатель ТАКТИЧ. СБРОС и установить переключатель Б—С в положение С.
Высота пролета над местом взрыва бомб калибра 50—100 кг должна быть не менее 500 м, а бомбами калибра 250 кг — не менее
600 м.
207. Для аварийного сбрасывания бомб на «невзрыв» выключить выключатель ТАКТИЧ. СБРОС и нажать кнопку аварийного
сбрасывания. Для аварийного сбрасывания бомб на «взрыв» включить выключатель ТАКТИЧ. СБРОС и нажать кнопку АВАР. СБРОС
ПОДВЕСОК. Аварийное сбрасывание бомб можно производить из задней кабины.
Аварийное сбрасывание подвесок вооружения
208. Аварийное сбрасывание пусковых устройств (с ракетами и без них) и блоков орудий производить в режиме прямолинейного
горизонтального полета на высотах 4000—6000 м и приборных скоростях 700— 800 км/ч.
Для аварийного сбрасывания подвесок вооружения необходимо откинуть колпачок с надписью АВАР. СБРОС ПОДВЕСОК в
передней кабине (АВАР. СБРОС БОМБ РС АПУ СС — в задней кабине) и нажать на кнопку.
После сбрасывания подвесок вооружения лампы и сигналы на табло, сигнализирующие о наличии данного вида подвесок,
должны погаснуть.
В случае невозможности использования или аварийного сбрасывания какого-либо вида оружия необходимо выключить
выключатели, управляющие всеми видами оружия, и принять решение на посадку.
РАЗДЕЛ V
ПОЛЕТЫ В СЛОЖНЫХ
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ
И НОЧЬЮ
ПОЛЕТ ДНЕМ В СЛОЖНЫХ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ
209. Заход и расчет на посадку по приборам с применением посадочных систем могут выполняться с расчетного рубежа, с
прямой, двумя разворотами на 180°, по большой или малой коробочке.
Основным способом захода и расчета на посадку по приборам является заход с расчетного рубежа.
Заход и расчет на посадку двумя разворотами на 180°, по большой или малой коробочке применяются, если невозможно
произвести посадку с расчетного рубежа или с прямой, а также в целях тренировки.
Подготовка к полету
210. Особое внимание летчики обязаны обратить на работу авиагоризонта, автопилота, курсовой системы, радиокомпаса,
радиостанции и других пилотажно-навига-ционных приборов.
Кроме того, летчики должны проверить:
— зарядку жидкостью противообледенительной системы;
— работу обогрева основного и аварийного приемников воздушного давления (ПВД), для чего включить выключатель ОБОГРЕВ
ПВД-7 (ПВД, ПВД-5) и дать команду технику самолета проверить работу обогревательных элементов (проверяется на ощупь); обогрев
ПВД на земле включать на время не более 2 мин, после проверки указаний выключатель выключить;
— установку курсозадатчика УГР-4У на посадочный курс;
— установку переключателя задатчика «опасной» высоты в положение, соответствующее безопасной высоте захода на посадку
по приборам.
После запуска двигателя включить пилотажно-нави-гационные приборы и радиотехническое оборудование, необходимые для
полета, и опробовать двигатель. Убедившись в правильности показаний приборов и правильной работе систем и оборудования,
вырулить для взлета. Перед выруливанием согласовать КСИ нажатием кнопки согласования до прекращения вращения шкалы.
Пробивание облаков вверх и полет за облаками (в облаках на заданном эшелоне)
211. Перед взлетом (при наличии обледенения в облаках) включить АЗС ОБОГРЕВ ПВД-7, ДУАС ДУА (ПВД, ПВД-5).
Особое внимание обратить на соответствие показаний навигационно-пилотажных приборов положению самолета на ВПП (КУР,
курс, крен, угол тангажа, высота и т. д.).
212. Получив разрешение на взлет, включить секундомер и отсчет времени полета, затем произвести взлет.
После взлета убрать шасси и закрылки, до входа в облака сверить показания авиагоризонта, вариометра и ЭУП с действительным
положением самолета в пространстве, оценить показания основных приборов и переключиться на пилотирование по приборам.
Пробивание облаков вверх с учебной целью производить на максимальном режиме работы двигателя, выдерживая истинную
скорость 870—900 км/ч до выхода за облака. При необходимости подготовленным летчикам разрешается производить пробивание
облаков вверх на форсаже при истинной скорости 900—950 км/ч (первые числа соответствуют набору высоты с подвесным баком,
последние — без него).
В учебных целях при полете по схеме пробивания облаков для тренировки в заходе и расчете на посадку с прямой пробивание
облаков вверх производить на максимальном режиме работы двигателя при скорости 600 км/ч.
213. В наборе высоты основное внимание уделять выдерживанию режима полета, при этом угол тангажа контролировать по
показаниям авиагоризонта, указателя скорости и вариометра, крены — по авиагоризонту, направление — по показаниям компаса.
Для своевременного обнаружения ошибок в показаниях авиагоризонта необходимо проверять правильность его показаний по
комбинированному прибору ДА-200 (приборам ЭУП и ВАР-300 на самолете МиГ-21УС), высотомеру и компасу.
214. При отработке захода на посадку с прямой после выхода за облака или в облаках за 200 м до заданного эшелона начать
разворот на ДПРС с креном 30° и с одновременным уменьшением вертикальной скорости набора так, чтобы вывести самолет из
разворота в направлении ДПРС на заданном эшелоне и при скорости 600 км/ч. Выход из разворота контролировать по радиокомпасу с
последующей проверкой направления полета по компасу и запросам радиопеленга.
215. Выход на дальнюю приводную радиостанцию при заходе с прямой или после выполнения полетного задания производить на
заданном эшелоне или на 200— 300 м выше верхней кромки облаков, предварительно запросив у руководителя полетов условия
посадки (посадочный курс, эшелон перехода, давление на уровне ВПП и другие данные, необходимые для захода на посадку).
Получив условия посадки и разрешение на посадку, необходимо установить курсозадатчик КСИ на посадочный курс и
действовать в соответствии с подразделом «Эксплуатация барометрического высотомера».
Заход и расчет на посадку с прямой
216. Момент пролета ДПРС определяется по изменению показаний стрелки АРК с нуля на 180° и по срабатыванию на самолете
световой и звуковой сигнализации МРП (на H <= 4000 м). При пролете ДПРС включить секундомер, довернуть самолет на заданный
курс (на угол отворота) и следовать в течение расчетного времени, по истечении которого выполнить разворот на посадочный курс. В
процессе разворота потерять 200 м высоты и изменением величины крена добиться точного выхода на посадочный курс.
Полет от ДПРС до выхода на посадочный курс производить на скорости 600 км/ч.
217. После выхода на посадочный курс (на 30-се-кундной площадке) в горизонтальном полете уменьшить скорость, выпустить
шасси, установить скорость 500 км/ч и перевести самолет на снижение.
Вертикальная скорость снижения на посадочном курсе должна быть:
— 40 м/с до высоты 2000 м;
— 15 м/с с высоты 2000 до 1000 м;
— 10 м/с с высоты 1000 до 600 м;
— 5 м/с с высоты 600 до 200 м.
218. На высоте 600 м выпустить во взлетное положение закрылки и установить скорость 450 км/ч. На высоте 300—400 м нажать
кнопку выпуска закрылков в посадочное положение и начать плавное уменьшение скорости полета с таким расчетом, чтобы на высоте
200 м (к моменту пролета ДПРС) установить скорость 360—380 км/ч. После достижения скорости 360—380 км/ч убедиться в
нормальной работе системы СПС (при нормальной работе системы СПС угол атаки по УУА-1 уменьшается на 2—2,5° по сравнению с
углом атаки без использования системы СПС при тех же скоростях полета).
В момент пролета ДПРС и автоматического переключения радиокомпаса с частоты ДПРС на частоту БПРС довернуть самолет на
КУР = 0, продолжить снижение с вертикальной скоростью 3—5 м/с и, сохраняя КУР=0, выйти на БПРС на высоте 60—80 м и скорости
330— 340 км/ч.
После пролета БПРС визуально уточнить заход, расчет на посадку и произвести посадку. Пролет ДПРС и БПРС определяется по
срабатыванию на самолете световой и звуковой сигнализации МРП.
Примечание. Если АРК не переключился на БПРС автоматически, переключить его вручную, установив переключатель
ДАЛЬН.—БЛИЖН. в положение БЛИЖН.
219. При заходе на посадку с закрылками, выпущенными во взлетное положение (без использования системы СПС), необходимо
на высоте 300—400 м начать плавное уменьшение скорости с таким расчетом, чтобы на высоте 200 м (к моменту пролета ДПРС)
установить скорость 400—420 км/ч. Пролет БПРС производить на высоте 50—70 м при скорости 350—360 км/ч.
Заход и расчет на посадку с расчетного рубежа
220. После выполнения задания установить связь с КП (РСП), сообщить свою высоту и с курсом, заданным с КП, следовать на
рубеж начала снижения (на скорости наибольшей дальности).
В момент выхода на расчетный рубеж по команде с КП довернуть самолет на заданный курс и перевести его на снижение с
установленным режимом. В процессе снижения по командам с КП своевременно вносить поправки в курс следования и вертикальную
скорость.
Примечание. Направление снижения
(курс) дается с таким расчетом, чтобы самолет вышел на высоту
2000 м (или
установленную для данного аэродрома) в точку начала разворота на посадочный курс. Режим снижения устанавливает расчет КП. С
учебной целью снижение до высоты 2000 м производить на скорости 550 км/ч с вертикальной скоростью 40 м/с.
На высоте 2000 м перевести самолет в горизонтальный полет и с креном 30° выполнить доворот на посадочный курс. Точного
выхода на посадочный курс добиваться изменением крена самолета, своевременным выполнением команд с земли и запросами
радиопеленга.
На посадочном курсе (на 30-секундной площадке) уменьшить скорость, выпустить шасси, установить скорость 500 км/ч и
произвести снижение на посадку в той же последовательности, что и с прямой.
221. Если невозможно произвести посадку непосредственно после пробивания облаков (завышенная скорость, неточный выход
на посадочную полосу и др.), уйти на второй круг и запросить разрешение на выполнение захода на посадку визуально под облаками,
по приборам в облаках или под облаками (в зависимости от метеорологических условий и рельефа местности) двумя разворотами на
180°, либо по большой или малой коробочке.
Заход и расчет на посадку двумя разворотами на 180°
222. При уходе на второй круг для захода на посадку двумя разворотами на 180° необходимо увеличить обороты двигателя до
максимальных, в момент пролета БПРС включить секундомер, довернуть самолет на посадочный курс и с вертикальной скоростью
10—15 м/с набрать заданную высоту. В процессе набора высоты убрать шасси, закрылки и установить скорость 600 км/ч.
Через 1 мин после пролета БПРС (или через 1 мин 30 с после пролета ДПРС) выполнить разворот с креном 30° на курс, обратный
посадочному. После разворота (по необходимости) ввести поправку в курс следования на угол сноса. При подходе к траверзу ДПРС
уменьшить скорость. На траверзе ДПРС произвести отсчет времени, выпустить шасси и установить скорость 500 км/ч. Через 1 мин 30 с
после прохода траверза ДПРС в горизонтальном полете выполнить разворот на посадочный курс с креном 30°.
Во второй половине разворота изменением величины крена добиться точного выхода на посадочный курс.
После выхода на посадочный курс выпустить во взлетное положение закрылки, установить скорость 450 км/ч и перевести
самолет на снижение с вертикальной скоростью 5 м/с. В дальнейшем действовать так же, как и при заходе на посадку с прямой.
Заход и расчет на посадку по большой или малой коробочке
223. При уходе на второй круг для захода на посадку по большой коробочке необходимо увеличить обороты двигателя до
максимальных, в момент пролета БПРС включить секундомер, довернуть самолет на посадочный курс и с вертикальной скоростью
10—15 м/с набрать заданную высоту. В процессе набора высоты убрать шасси, закрылки и установить скорость 600 км/ч. Все
развороты при полете по коробочке выполнять с креном 30°.
По истечении расчетного времени (1 мин после пролета БПРС) начать первый разворот на 90°.
При КУР = 240° (120°) начать второй разворот на курс, обратный посадочному. Следуя с этим курсом, при подходе к траверзу
уменьшить скорость, доложить по радио о пролете траверза ДПРС, выпустить шасси и установить скорость 500 км/ч.
При КУР = 240° (120°) начать третий разворот на 90°.
После третьего разворота при КУР = 285—290° (75—80°) начать четвертый разворот для выхода на посадочный курс. Точного
выхода на посадочный курс добиваться изменением величины крена (для уточнения захода крен на четвертом развороте разрешается
увеличивать до 45°).
После выхода на посадочный курс выпустить во взлетное положение закрылки, установить скорость 450 км/ч и перевести
самолет на снижение с вертикальной скоростью 5 м/с.
В дальнейшем действовать так же, как и при заходе на посадку с прямой.
224. В случае ограниченного запаса топлива или ограниченного времени целесообразно выполнять заход на посадку по малой
коробочке. При этом первый разворот выполнять сразу после принятия решения о повторном заходе, второй начинать через 30 с после
окончания первого при полете на скорости 600 км/ч (через 40 с — при полете на скорости 500 км/ч). В дальнейшем действовать так же,
как и при заходе на посадку по большой коробочке.
ПОЛЕТ НОЧЬЮ
225. Осмотр самолета перед полетом ночью производится в том же порядке, что и при полете днем.
Перед посадкой в переднюю кабину летчик должен убедиться в том, что на правом заднем электрощитке передней кабины
включены АЗС СИГНАЛ. ШАССИ ТОРМ. ЩИТ. ТРИМ. ЭФФ. АНО, ВЕНТИЛЯТОР ПРОВ. ЛАМП ПЕР. ЛАМПА ФАРЫ ВНЕШ.
СИГНАЛ. ШАССИ, на правом горизонтальном пульте АЗС АГД БЕЛЫЙ СВЕТ ДА-200 СИГН. ПОЖ. (в задней кабине только АЗС
АГД БЕЛЫЙ СВЕТ ДА-200).
226. После посадки в переднюю кабину: — включить выключатель КРАСНЫЙ СВЕТ на правом вертикальном пульте;
— реостатом ЗАЛИВ. СВЕТ ЯРЧЕ отрегулировать минимальный уровень освещения приборной доски и бортов кабины;
— реостатами ПРИБОР. ДОСКА ЯРЧЕ и ПУЛЬТЫ ЯРЧЕ отрегулировать необходимый уровень освещения приборов, приборной
доски и пультов кабины.
Примечание. При комбинированном использовании освещения заливающим и красным светом светильников удается избежать
появления бликов на фонарях кабин;
— реостатом БЕЛЫЙ СВЕТ проверить работу светильника белого света;
— шторки сигнальных ламп закрыть до желаемого свечения, а рукоятки-кнопки на табло и шторки на ППС установить в
положение для ночного полета;
— включить АНО, установив переключатель АНО в необходимое положение (МАЛЫЙ, СРЕДН., ПОЛНЫЙ), и проверить с
помощью техника исправность навигационных огней и внешней сигнализации шасси;
— проверить фары, установив переключатель фар в положение ФАРЫ РУЛЕЖ., а затем — в положение ПОСАД., убедиться в
исправности фар и правильности направления луча в обоих положениях. После проверки переключатель установить в положение
УБОРКА.
227. После посадки в заднюю кабину включить выключатель КРАСНЫЙ СВЕТ (на правом борту) и проверить работу
светотехнического оборудования в той же последовательности и в том же объеме, что и в передней кабине, за исключением проверки
внешней сигнализации шасси АНО и фар (производится только из передней кабины).
Запуск и руление
228. Запуск и опробование двигателя производится в той же последовательности, что и днем.
Перед выруливанием согласовать курсовую систему КСИ, переключатель фар установить в положение РУЛЕЖ.
Получив разрешение на выруливание, затормозить колеса, миганием АНО дать команду технику «Убрать колодки». Убедившись
в том, что колодки убраны и впереди нет препятствий, начать руление. Начало вырулива-ния обозначить переключением рулежного
света фар.
Техника выполнения руления такая же, как и днем, однако вследствие ухудшенных условий видимости и ориентировки требуется
повышенная осмотрительность. При необходимости разрешается использовать посадочный свет фар (не более чем на 5 мин из-за
возможного перегрева фар).
Взлет
229. После выруливания на ВПП убрать фары. Техника выполнения взлета ночью такая же, как и днем.
Направление выдерживать, ориентируясь по огням ВПП. В светлую ночь величина подъема носа самолета, на разбеге
определяется по горизонту и огням ВПП, в темную — только по огням ВПП (перед отрывом угол тангажа по АГД — около 10°).
После отрыва самолета, не изменяя положений рулей, перевести взгляд на огни ВПП с левой стороны и продолжать набор
скорости с постепенным отходом от земли. На высоте 10—15 м (при скорости не более 500 км/ч) убрать шасси, на высоте 150—200 м
убрать закрылки.
В случае отрыва самолета вблизи конца ВПП, когда за границей ВПП огней нет (взлет в сторону моря, озера и т. д.), необходимо
сразу после устойчивого отрыва са-. молета, не допуская кренов, скольжения и сохраняя угол тангажа, примерно равный углу отрыва,
перейти к пилотированию по приборам.
Особенности ночного полета
230. Техника пилотирования в светлую ночь особых отличий от техники пилотирования днем не имеет, за исключением того, что
необходимо уделять лишь больше внимания контролю за положением самолета по приборам. Если видимости естественного горизонта
нет, пилотирование производить только по приборам.
Построение маршрута и последовательность действий при полете по кругу, заходе на посадку и режимы полета такие же, как и
при полете днем. Третий разворот начинать не на траверзе ДПРС, а несколько позже при-КУР = 260° (100°) и выполнять на угол 100—
110°.
231. При полете ночью в сложных метеорологических условиях заход на посадку по системе выполняется так же и с
использованием тех же методов, что и днем в сложных метеорологических условиях. Особенностью пилотирования в облаках ночью
является наличие сильного экрана от огней АНО, создающего частые изменения освещенности ввиду неравномерной плотности
облаков, что отвлекает внимание летчиков от пилотирования по приборам.
При работе двигателя на форсажном режиме в поле зрения летчиков появляется голубой мерцающий фон, очень яркий при
полете в облаках.
Заход и расчет на посадку, посадка
232. Техника выполнения расчета на посадку и самой посадки ночью на освещенную прожекторами полосу в основном такая же,
как и днем (посадочный свет фар включать после четвертого разворота, а при заходе по системе — после прохода ДПРС), скорость
планирования и начала выравнивания целесообразно увеличивать на 10 км/ч по сравнению с этими скоростями при полете днем. Точка
выравнивания намечается в 150—200 м от начала ВПП и освещается лучом прожектора.
Посадка ночью с использованием системы СПС аналогична такой же посадке самолета днем.
После окончания пробега переключатель фар установить в положение ФАРЫ РУЛЕЖ.
Особенности посадки с фарами на полосу, не освещенную прожекторами
233. Посадка с фарами на полосу, не освещенную прожекторами, более сложна (особенно при пилотировании из задней кабины)
и требует повышенного внимания и натренированности летчиков в определении высоты начала выравнивания и выдерживания.
Планирование после четвертого разворота в этом случае производить так, чтобы самолет снижался в точку вы-равнивания, в
качестве которой служат входные огни ВПП.
После четвертого разворота (на высоте не менее 100 м) включить фары, установив переключатель в положение ПОСАД. С
высоты 20—30 м взгляд перевести на землю, освещенную фарами, и все внимание сосредоточить на определении высоты начала
выравнивания. Скорость начала выравнивания должна быть на 10 км/ч больше, чем при полетах днем. С высоты 10—12 м плавным
отклонением ручки на себя начать выравнивание и закончить его на высоте не более 1 м, а затем произвести выдерживание и
приземление на два основных колеса.
После окончания пробега переключатель фар установить в положение РУЛЕЖ. и зарулить на стоянку.
Особенности выполнения ночного полета с узкой
металлической, грунтовой ВПП и грунтовой ВПП
со старто-финишными площадками
Взлет
234. Установку самолета для взлета по оси ВПП производить при фаре, включенной на рулежный свет.
Взлет с фарой на рулежном свете облегчает в процессе разбега выдерживание направления по осевой линии ВПП.
Взлет выполнять на меньших углах тангажа для просмотра более узких «световых ворот» взлетных огней, так как по боковым
огням выдержать направление очень сложно.
В момент отрыва самолета практически все огни ВПП закрываются.
Сразу после отрыва самолета необходимо перейти к пилотированию по приборам, так как при наличии светового экрана трудно
оценить пространственное положение самолета. Фару убрать после установки крана шасси в положение УБРАНО.
Заход и расчет на посадку, посадка
235. Дальность видимости светосигнальной системы аэродрома не превышает 14—16 км, кодово-неоновый маяк виден со всего
маршрута при полете по большой коробочке. Группы огней различного назначения по цвету определяются с удаления не более 6—10
км. На дальности 14—16 км ВПП просматривается как одна сплошная ли-ния, а огни, маркирующие ВПП, различаются на дальности
не более 6—10 км.
В местности с обилием световых ориентиров для опознавания ВПП необходимо использовать кодово-неоновый маяк, так как
огни ВПП малоконтрастны.
Для лучшего просмотра ВПП планирование на посадку производить по более пологой траектории снижения. Проход ДПРС
выполнять на высотах 180—200 м, БПРС— на высоте 50 м (при удалении их от начала полосы на 4 и 1 км соответственно).
Для облегчения выдерживания направления после прохода ДПРС и определения с достаточной точностью угла сноса необходимо
зенитный прожектор устанавливать на оси ВПП вблизи БПРС и направлять его луч строго по оси ВПП.
Посадку производить с фарой, которая необходима для освещения осевой линии ВПП. Если осевая линия ВПП не видна,
выдерживание направления на пробеге затруднено.
Приземление необходимо производить с уменьшенными углами тангажа так же, как и при выполнении дневных полетов с узких
ВПП.
ПОЛЕТ ПОД ШТОРКОЙ
236. Полет под шторкой производится для обучения и тренировки летного состава полетам ночью, и в сложных
метеорологических условиях.
237. После запуска двигателя инструктору необходимо включить АЗС ИМ. ПОВРЕЖ. ПЕР. ЛАМПА ШТОРКА ПЕРИСК. ВЕНТ.
(ИМИТ. ПОВРЕЖ. ШТОРКА ПЕРИСК.) и перед выруливанием, предупредив летчика, проверить закрытие и открытие шторки
установкой переключателя ШТОРКА ВЫПУЩ. соответственно в верхнее и нижнее положения.
238. При выполнении полета под шторкой инструктору закрывать шторку на высоте не ниже 50 м и открывать не позже прохода
БПРС.
В процессе всего полета под шторкой инструктору быть готовым в любой момент вмешаться в управление самолетом при
ошибках летчика.
Примечание. В случае отказа механизма открытия шторки летчику откинуть шторку рукой.
РАЗДЕЛ VI
САМОЛЕТОВОЖДЕНИЕ. РАСЧЕТ
ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ
ПОЛЕТА
239. Точное и надежное самолетовождение достигается:
— твердым знанием летным составом района боевых действий (полетов);
— тщательной подготовкой полетной карты, точным расчетом и изучением маршрута полета;
— знанием запасных аэродромов, мест расположения и данных работы средств РТО;
— быстрым и точным выполнением команд наведения, передаваемых с командных пунктов;
— непрерывным ведением ориентировки, в том числе и при наведении с командных пунктов;
— умением быстро выполнять расчеты в уме и гла-зомерно определять направления и расстояния.
Штурманская подготовка к полету подразделяется на предварительную и предполетную.
ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ПОДГОТОВКА
240. Маршрут полета прокладывать через характерные ориентиры, предусматривая возможность наилучшего использования в
полете средств РТО и радиолокационных станций командных пунктов.
После изучения маршрута и средств РТО, обеспечивающих полет (перелет), сообщить наземным специалистам:
— вариант заправки самолета топливом;
— данные приводных радиостанций для настройки фиксированных каналов АРК и порядок их настройки;
— данные для настройки радиостанций РСИУ-5 (Р-832М) и порядок их настройки (если в этом есть необходимость).
В таблицу расчета полета (наколенный планшет) записать:
— маршрут полета с указанием курса и времени полета по этапам;
— позывные и курсы посадки запасных аэродромов;
— позывные и рабочие частоты приводных радиостанций.
При подготовке к полету на перехват воздушных целей на полетной карте прокладываются маршруты от опорных ориентиров до
контрольного ориентира в районе аэродрома посадки. В качестве опорных выбираются характерные ориентиры и места расположения
средств РТО, находящиеся в полосе (районе) боевых действий.
ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА
241. В период предполетной подготовки экипаж должен:
— уточнить метеорологическую обстановку;
— уточнить расчет полета с учетом ветра и вариант заправки топливом;
— убедиться в том, что фиксированные каналы АРК настроены на частоты приводных радиостанций, намеченных для
использования в полете, а каналы радиостанции РСИУ-5 (Р-832М) настроены в соответствии с заданием;
— установить бортовые часы на точное время;
— перед взлетом проверить правильность показаний КСИ и АРК и при необходимости повторно согласовать КСИ.
ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА
242. Самолетовождение может осуществляться летчиками по командам с земли и самостоятельно.
При полете на перехват воздушной цели летчик осуществляет самолетовождение, выполняя команды наведения. При этом
необходимо строго выдерживать заданный режим полета, быстро и точно выполнять команды, передаваемые с командного пункта
голосом.
Выполняя команды наведения, летчик должен постоянно вести ориентировку, чтобы в любой момент перейти к
самостоятельному самолетовождению и выйти в заданный район или на аэродром посадки, используя для этого бортовые
навигационные средства и радиопеленгатор.
При самостоятельном выполнении полета по маршруту (перелета) полет до ИПМ выполняется с рассчитанными значениями
курса и времени по характерным ориентирам или с помощью АРК.
В полете строго выдерживать рассчитанные курс, скорость и время полета по этапам, следить за остатком топлива.
Контроль пути осуществлять счислением пути, с помощью АРК или визуальным опознаванием характерных ориентиров.
Визуальная ориентировка облегчается, если летчик периодически по данным счетчика дальности АРК определяет приближенное
место самолета на карте, а затем устанавливает, какой ориентир следует ожидать в зоне видимости.
Выход на наземную цель в зависимости от навигационной и тактической обстановки может производиться наведением самолета
с земли или по курсу и времени от характерного ориентира, расположенного на удалении 2—3 мин полета от цели.
243. В случае необходимости настройки в полете радиокомпаса на частоту, отличную от настроенных и зафиксированных частот,
следует произвести плавную настройку радиокомпаса с пульта передней кабины в следующем порядке:
— нажать кнопку плавной настройки;
— переключатель рода работ установить в положение АНТ., переключатель ТЛФ—ТЛГ — в положение ТЛФ, а переключатель
ШИР.—УЗК. — в положение ШИР.;
— переключателем поддиапазонов установить нужный поддиапазон;
— ручкой НАСТРОЙКА ГРУБАЯ установить по шкале число делений, соответствующее частоте приводной радиостанции
(частота настройки должна соответствовать частоте поддиапазонов плюс число делений шкалы);
— регулятором громкости загрубить чувствительность до 3—4 делений по индикатору настройки;
— нажимая от себя ручку НАСТР. ПЛАВН. и вращая ее в обе стороны, добиться максимального отклонения стрелки индикатора
настройки вправо и убедиться в прослушивании позывных радиостанции, на которую производится настройка;
— переключатель ШИР.—УЗК. установить в положение УЗК. и, вращая ручку НАСТР. ПЛАВН. в обе стороны в пределах 1—2
делений, добиться максимального отклонения стрелки индикатора настройки вправо;
— регулятор громкости РЕГ. ГРОМК. повернуть вправо до упора, переключатель ШИР.—УЗК. установить в положение ШИР.;
— переключатель рода работ установить в положение КОМП., переключателем Л—П отвести стрелку радиокомпаса
последовательно влево и вправо на 30—60° от положения пеленга, а по возвращении ее в положение пеленга убедиться, что
радиокомпас указывает направление на радиостанцию.
Примечания: 1. Если из-за неисправности пульта управле ния АРК-10 нельзя включить кнопку П, плавную настройку можно
произвести при нажатии любой из фиксированных кнопок. В этом случае необходимо дополнительно расфиксировать ручки
ДИАПАЗОН и НАСТРОЙКА ГРУБАЯ.
2. Кнопки фиксированной настройки радиокомпаса при открытых фиксаторах включать запрещается.
3. В целях исключения сдвига шкалы настройки при переключении поддиапазонов следует сначала установить нужный
поддиапа-зон, а затем недостающие деления шкалы.
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ СЧЕТЧИКА ДАЛЬНОСТИ АРК-10 В ПОЛЕТЕ
244. При полете по маршруту с использованием приводной радиостанции, расположенной на аэродроме взлета и посадки, перед
взлетом или после прохода приводной радиостанции (используемой в качестве ИПМ) необходимо установить на счетчике дальности
нулевые показания. В этом случае во время полета по любому замкнутому маршруту в зоне действия приводной радиостанции
аэродрома посадки счетчик дальности в любой момент будет показывать кратчайшее расстояние по прямой до приводной
радиостанции аэродрома посадки без учета сноса самолета.
245. При перелете по прямой с одного аэродрома на другой перед взлетом необходимо настроиться на частоту приводной
радиостанции аэродрома посадки и установить на счетчике дальности расстояние по прямой до этого аэродрома.
В процессе полета счетчик дальности будет показывать расстояние до аэродрома посадки.
246. При полете по маршруту с использованием нескольких приводных радиостанций (ПРС) необходимо перед взлетом
настроиться на частоту приводной радиостанции ППМ, а на счетчике дальности установить общую протяженность маршрута,
проходящего через все ПРС поворотных пунктов (от ПРС ИПМ до ПРС КПМ).
В полете над каждой промежуточной ПРС очередного ППМ необходимо переключиться на частоту ПРС следующего ППМ.
В процессе всего полета счетчик дальности будет показывать расстояние до приводной радиостанции КПМ.
При пролете промежуточных приводных радиостанций разрешается производить коррекцию показаний счетчика дальности по
известному оставшемуся расстоянию до ПРС конечного пункта маршрута.
247. При полете по маршруту с использованием нескольких приводных радиостанций для удобства отсчета расстояния до
очередного ППМ можно перед взлетом настроиться на приводную радиостанцию первого ППМ и установить на счетчике дальности
расстояние до этой ПРС.
При пролете первого ППМ переключиться на частоту следующей ПРС и установить на счетчике дальности расстояние до этой
ПРС.
248. При полете по маршруту с расстоянием между приводными радиостанциями более 1000 км перед взлетом необходимо
установить на счетчике дальности расстояние 1000 — (L — 1000) км, где L — расстояние в километрах между приводными
радиостанциями.
Примечания: 1. При выходе из зоны действия приводной радиостанции (Н = 1000 м — 180 км и Н = 10000 м — 350 км) счетчик
дальности может выдавать неправильные показания.
2. При использовании широковещательных радиостанций счетчик дальности выдает правильные показания на дальностях,
больших 1000 км.
3. Для повышения достоверности отсчета необходимо (через 20— 30 мин) корректировать показания счетчика дальности по
данным РЛС, КП или наземным ориентирам, так как счетчик дальности не учитывает влияние ветра. При корректировке во избежание
нарушения показаний в соседних разрядах цифры 0 и 9 в каждом разряде не переходить.
4. Ошибка в определении расстояния до ПРС с помощью счетчика дальности не превышает 5% пройденного пути без учета
влияния ветра.
РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
249. Дальность и продолжительность полета самолета ври заданном запасе топлива зависят в основном от режима полета
(скорости и высоты).
С увеличением высоты полета дальность и продолжительность полета увеличиваются, достигая максимальных значений для
самолетов без подвесок и с двумя Р-3С на высоте 11000—11500 м, а для самолета с двумя Р-3С и подвесным топливным баком на
высоте 10000—10500 м.
При расчете дальности и продолжительности полета на заданных режимах или при определении расхода топлива в полете по
заданному маршруту следует учитывать:
— расход топлива при работе двигателя на земле (запуск, опробование двигателя, руление на старт) — 10 кГ/мин;
— расход топлива, путь и время при взлете и наборе высоты в соответствии с табл. 10;
Таблица 10
Конечная
высота
С двумя ракетами Р-ЗС или
С двумя ракетами Р-ЗС и
Режим полета при
набора, м
подвесным топливным баком
подвесным топливным баком
наборе высоты
(490 л)
(490 л)
Время,
Расход
Путь, км
Время,
Расход
Путь, км
мин, с