Перед выруливанием дать команду на уборку колодок из под колёс основных опор шасси и проверить работу тормозов. На оборотах двигателя до 35-38% самолёт должен удерживаться тормозами на месте (при нажатых тормозных подножках).
Уменьшить обороты двигателя до минимальных и отпустить тормозные подножки, расстопорить хвостовое колесо.
На рулении проверить эффективность тормозов. Тормозами пользоваться плавно, выдерживая скорость, обеспечивающую безопасность руления, но не более: 30 км/ч по БВПП, 15 км/ч по грунту, 5 км/ч на разворотах.
При рулении по вязкому и неровному грунту и при торможении ручку управления самолётом держать полностью взятой на себя.
Вырулив на взлётную полосу, прорулить по прямой 3-5 м, застопорить хвостовое колесо, установив рукоятку, стопорения хвостового колеса в положение ВЗЛЕТ-ПОСАДКА (заднее положение)
Проверить:
- соответствие показаний магнитного компаса взлётному курсу ВПП;
- положение рычага управления шагом винта МАЛЫЙ ШАГ.
Убедиться, что двигатель прогрет, температура воздуха на входе в карбюратор не ниже + 10°С, жалюзи в положении, соответствующем прогреву двигателя и температуре наружного воздуха.
4.2. Взлёт, набор высоты и полёт по кругу.
Получив разрешение на взлёт, включить часы.
Взять ручку управления самолётом полностью на себя, растормозить колёса и плавно увеличить обороты двигателя до 82% (винт на малом шаге).
После пробега 15-20 м плавно поднимать хвост самолёта до взлётного положения, возникающие тенденции к развороту парировать плавным отклонением педалей. Режим работы двигателя к моменту отрыва самолёта довести до взлётного. На скорости I20-I40 км/ч самолёт плавно отделяется от земли.
На высоте 20-30 м рычагом управления шагом винта уменьшить обороты двигателя до 70-80% и дальнейший набор высоты производить на этих оборотах. После взлёта сбросить показания акселерометра.
Для получения максимальной скороподъёмности в наборе высоты выдерживать скорость I70-I80 км/ч.
При отклонении температуры наружного воздуха на 30° и атмосферного давления на 30 мм ртутного столба от стандартных условий изменение скороподъёмности не превышает ~1 м/с и время набора изменяется на 10% по сравнению с данными таблицы №1 раздела 7,1а.
На высоте не менее 100 м, на скорости 170 км/ч с креном 30° выполнить первый разворот с набором высоты.
После выхода из разворота высоту круга набирать на этой же скорости.
На высоте полёта по кругу перевести самолёт в горизонтальный полёт , уменьшив наддув двигателя с таким расчётом, чтобы скорость полёта была равной 180-200 км/ч.
Когда линия визирования на посадочные знаки будет проходить под углом 45° к продольной оси самолёта, выполнить второй разворот в горизонтальной плоскости. Вывод из разворота произвести в направлении, параллельном линии посадочных знаков.
На прямой от второго к третьему развороту проконтролировать правильность построения маршрута (консоль крыла будет проходить по линии посадочных знаков).
4.3. Заход на посадку, посадка.
Третий разворот начинать выполнять, когда угол, заключённый между продольной осью самолёта и линией визирования на посадочные знаки, будет равен 45°.
Разворот выполнять с креном 30° на угол 100-110° на скорости I80-I70 км/ч.
Перед переходом на снижение перевести винт в положение МАЛЫЙ ШАГ.
Четвёртый разворот начинать в момент, когда угол между линией посадочных знаков и линией визирования на них будет равен 15-20°.
Разворот выполнять на скорости 170 км/ч с креном 30-40° и, если крен 40° окажется недостаточным для точного выхода в створ посадочных знаков, увеличить наддув двигателя и уйти на второй круг.
Высота выхода из четвёртого разворота не менее 100 м.
На посадочной прямой плавно уменьшить наддув, установить скорость 160 км/ч и производить снижение в точку начала выравнивания, сохраняя эту скорость изменением мощности двигателя.
С высоты 5-6 м начинать выравнивание самолёта. Одновременно с началом выравнивания плавно уменьшать наддув с таким расчётом, чтобы к концу выравнивания РУД был убран полностью на себя.
Выравнивание закончить на высоте 0,75-1 м.
Выдерживание производить с постепенным снижением, одновременно создавая самолёту трёхточечное положение, не допуская взмывания.
По мере приближения к земле плавно подбирать ручку управления на себя так, чтобы приземление самолёта произошло с высоты 15-20 см на три точки.
Самолёт приземляется на скорости I20-I30 км/ч.
При необходимости, во второй половине пробега, на скорости не более 80 км/ч, использовать торможение колёс.
После окончания пробега расстопорить хвостовое колесо, установив рукоятку стопорения колеса в положение РУЛЕНИЕ (переднее положение), освободить посадочную полосу.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:
I. ДО КАСАНИЯ КОЛЁСАМИ ВПП НАЖИМАТЬ НА ТОРМОЗНЫЕ ПОДНОЖКИ ЗАПРЕЩАЕТСЯ, А ПРИ ПОСАДКЕ НА МЯГКИЙ И ВЯЗКИЙ ГРУНТ ПОЛЬЗОВАТЬСЯ ТОРМОЗАМИ НЕ РЕКОМЕНДУЕТСЯ.
2. ПРИ ДЛИНЕ РУЛЕНИЯ БОЛЕЕ 500 м, ВО ИЗБЕЖАНИЕ ПЕРЕГРЕВА ТОРМОЗОВ, НЕОБХОДИМО ВЫДЕРЖИВАТЬ РЕЖИМ РУЛЕНИЯ, ОБЕСПЕЧИВАЮЩИЙ НАИМЕНЬШЕЕ ВРЕМЯ ПРИМЕНЕНИЯ ТОРМОЗОВ.
Перед посадкой запомнить показания акселерометра (для учёта перегрузок при расчёте ресурса самолёта).
Уход на второй круг возможен с любой высоты, вплоть до касания ВПП.
При уходе на второй круг с высоты более 6м:
- увеличить обороты двигателя до взлётных за 2-3 с;
- не допуская потери скорости менее 150 км/ч, вывести самолёт из угла снижения;
- на скорости 160 км/ч перевести самолёт в набор высоты.
При уходе на второй круг с высоты выравнивания и ниже:
- не отрывая взгляда от земли и, продолжая выполнение посадки, увеличить обороты двигателя до взлётных;
- на скорости 160 км/ч перевести самолёт в набор высоты;
- выполнить повторный заход.
4.5. Взлёт и посадка с боковым ветром.
В зависимости от скорости ветра, снос самолёта на взлёте и при посадке легко парируется соответствующими отклонениями рулей по крену в сторону ветра и педалей в противоположную сторону.
4.6. Полёт по маршруту (перегон самолёта).
Полёт по маршруту выполняется с использованием магнитного компаса и с визуальным контролем пролетаемой местности по наземным ориентирам.
Расчёт полёта производится в соответствии с данными, изложенными в указаниях по расчёту дальности и продолжительности полёта.
При перелёте с посадкой на высокогорный аэродром (
Наэр > 1000 м) лётчик должен запросить барометрическую высоту аэродрома посадки по фактическому давлению и, вращая кремальеру на высотомере, установить индексы по шкале прибора на значение указанной высоты. При этом высотомер будет показывать высоту относительно аэродрома посадки.
На самолёте Су-31Х разрешается выполнение всех фигур простого, сложного и высшего пилотажа как в прямом, так и в перевёрнутом полёте.
Все Фигуры пилотажа выполняются с затяжелённым воздушным винтом на оборотах двигателя до 82%, при этом соответствующая скорость устанавливается наддувом. При необходимости можно использовать обороты 100% не более 5 мин непрерывной работы.
В процессе пилотажа не рекомендуется потеря скорости менее установленной, особенно при выполнении вертикальных Фигур.
Перед выполнением пилотажа внимательно осмотрите воздушное пространство.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:
I. ПОЛЁТЫ В ОБЛАКАХ И В ЗОНЕ ГРОЗОВОЙ ДЕЯТЕЛЬНОСТИ ЗАПРЕЩАЮТСЯ. В СЛУЧАЕ НЕПРЕДНАМЕРЕННОГО ПОПАДАНИЯ В ЭТИ УСЛОВИЯ НЕМЕДЛЕННО ВЫЙТИ ИЗ НИХ, НЕ ДОПУСКАЯ РЕЗКИХ ДВИЖЕНИЙ РУЛЯМИ И БОЛЬШИХ КРЕНОВ. ПРИ ПОПАДАНИИ В ГРОЗООПАСНУЮ ОБСТАНОВКУ РЕКОМЕНДУЕТСЯ СНЯТЬ АВИАГАРНИТУРУ.
2. ПРИ НЕПРЕДНАМЕРЕННОМ ПОПАДАНИИ В УСЛОВИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ВКЛЮЧИТЬ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ PITOT
Углы набора, снижения, крена, тангажа определяются по положению самолёта в пространстве, в том числе с помощью визиров крыла.
После выполнения пилотажа запомнить показания акселерометров (для учёта перегрузок при расчёте ресурса самолёта).
Вираж и восьмёрку с креном 45-60° выполнять на скорости 200 км/ч. Обороты двигателя 70-82%.
Время виража с креном 60° равно 20 с.
Выполнение восьмёрки не отличается от выполнения виража.
Перекладывание самолёта из виража одного направления в
вираж другого направления выполняется непрерывным координированным движением рулей.
Особенностей в пилотировании и поведении самолёта при выполнении виражей и восьмёрок нет.
Ввод самолёта в боевой разворот выполнять на максимальном режиме работы двигателя и скорости 280-290 км/ч.
В процессе выполнения боевого разворота не допускать перетягивания ручки управления самолётом на себя, а на выводе из разворота - скорости менее 135 км/ч.
Набор высоты за боевой разворот составляет 300-350 м.
Ввод в горку с углами кабрирования 30-60° выполнять на скорости 280-290 км/ч при максимальном наддуве.
При достижении на заданном угле скорости 170 км/ч, не уменьшая режима работы двигателя, ввести самолёт в разворот с одновременным уменьшением угла кабрирования и последующим опусканием носа самолёта до линии естественного горизонта.
На скорости не менее 135 км/ч уменьшить режим работы двигателя до требуемого для дальнейшего выполнения задания.
Набор высоты за горку составляет 300-350 м.
Ввод в горку производить на скорости 260-290 км/ч.
Достигнув на горке угла 60°, удерживать самолёт на этом угле до скорости 145 км/ч.
Не изменяя этих параметров, выполнить поворот самолёта вокруг вертикальной оси. После опускания носовой части самолёта
ниже горизонта на 20-30° плавно уменьшить наддув двигателя до минимального и установить угол пикирования, равный углу набора.
При достижении скорости 170 км/ч выводить самолёт в горизонтальный полёт.
Набор высоты за горку с перегрузкой 3-4 составляет 300-350 м.
Ввод в пикирование с углами до 60° выполнять с горизонтального полёта или с разворота.
Величину угла пикирования контролировав по положению консоли крыла (визиру на крыле) относительно горизонта.
На пикировании появляются давящие усилия на ручке управления самолётом, которые возрастают с увеличением скорости, но легко парируются отклонением ручки от себя.
Вывод самолёта из пикирования в горизонтальный полёт начинать по достижении заданной скорости 320-330 км/ч. На выводе из пикирования не допускать резкого взятия ручки на себя.
В конце вывода увеличить режим работы двигателя до требуемого .
Ввод в переворот производить с горизонтального полёта на скорости 170 км/ч при оборотах двигателя 70-82% с таким расчётом, чтобы самолёт перевернулся вверх колёсами за 2-3 с и, не фиксируя самолёт в этом положении, плавным взятием ручки на себя перевести самолёт на пикирование. Набрав скорость не менее 190 км/ч, выводить самолёт из пикирования с таким расчётом, чтобы в конце вывода скорость была в пределах 270 км/ч.
Правый переворот самолёт выполняет несколько энергичнее, чем левый.
За время переворота самолёт теряет 300-500 м высоты.
Ввод самолёта в петлю выполнять на скорости 280 -290 км/ч на оборотах двигателя 70-82% при полном наддуве.
После прохода самолётом верхней точки петли плавно убрать наддув до минимального и перевести самолёт в пикирование. По мере приобретения лётчиком опыта в выполнении таких фигур пилотажа наддув можно не убирать.
В первой половине петли при увеличении угла набора более 20-30° постепенно увеличивать темп взятия ручки управления до начала перехода самолёта в положение вверх колёсами. После чего уменьшать тянущие усилия на ручку и после перехода самолётом верхней точки петли плавно перевести самолёт в пикирование.
Вывод из пикирования начинать на скорости не более 190 км/ч с таким расчётом, чтобы в конце вывода скорость была 240-250 км/ч.
Петля Нестерова при скорости ввода 280-290 км/ч с перегрузкой 4 выполняется без потери высоты.
Ввод в полупетлю выполнять на режиме петли.
При подходе к верхней точке, когда самолёт будет в положении вверх колёсами, а его капот не дойдёт до линии горизонта 5-10°, проверить скорость, которая должна быть не менее 135 км/ч, и выполнить полубочку.
Если при положении самолёта вверх колёсами скорость будет меньше 135 км/ч, полубочку не выполнять, а закончить фигуру выполнением второй половины петли.
Набор высоты при выполнении полупетли с перегрузкой 4,5 составляет 250-300 м
4.7.9. Бочка управляемая, штопорная.
Для выполнения управляемой бочки установить скорость 220-250 км/ч при оборотах двигателя 70-82%, создать самолёту угол кабрирования 15-20°» зафиксировать его, после чего плавным движением ручки управления в сторону бочки вращать самолёт вокруг продольной оси на 360° з горизонтальной плоскости.
Для выполнения штопорной бочки установить скорость 180-220 км/ч, энергично создать самолёту угол кабрирования 15-20° и более энергично, чем на управляемой бочке, отклонить педаль, а затем ручку управления в сторону выполнения фигуры.
Вывод самолёта в горизонтальный полёт при выполнении бочки производится соответствующей установкой рулей в нейтральное положение в зависимости от углового положения самолёта и скорости вращения.
Вращение на правой бочке энергичнее, чем на левой. Бочки выполняются без потери высоты.
Перед выполнением скольжения наметить ориентир для выдерживания направления полёта самолёта и проверить температурный режим двигателя.
Установить на снижении скорость 150 км/ч и координированным движением рулей отвернуть самолёт от намеченного ориентира на 10-15° и создать самолёту крен до 30° в сторону скольжения, удерживая при этом самолёт от разворота отклонением педали в сторону, противоположную крену. Не допускать на скольжении крена более указанного, так как при большем крене трудно удерживать самолёт от разворота в сторону скольжения.
Вывод из скольжения производить одновременным движением ручки в сторону, противоположную крену, и несколько по диагонали от себя, не допуская рыскания самолёта по горизонту. По мере уменьшения крена рули поставить нейтрально.
Спираль выполнять с установившегося режима снижения на скорости 160 км/ч с креном до 45°.
Плавным движением ручки и педалей ввести самолёт в разворот до достижения заданного крена. Затем движениями ручки и педалей в сторону, противоположную развороту, устранить стремление самолёта к увеличению крена, угловой скорости и скорости на траектории.
Величину крена контролировать по наклону консоли крыла относительно горизонта. Выдерживание заданной скорости на спирали производить изменением режима работы двигателя.
В процессе спирали не допускать уменьшения температуры головок цилиндров двигателя менее 120°С и температуры масла в двигателе ниже 40°С.
При выводе из спирали вначале устранить крен и угловое вращение, а затем выводить самолёт из пикирования.
4.7.12. Переворот на горке с углом 45°
На скорости 260-300 км/ч плавным движением ручки управления на себя перевести самолёт на кабрирование с углом 45° и зафиксировать это положение.
Когда скорость будет равна 200-250 км/ч, выполнить поду-бочку и в положении самолёта вверх колёсами плавным движением ручки управления на себя подвести нос самолёта к горизонту и далее выводить самолёт в горизонтальный прямолинейный полёт в направлении, обратном вводу с таким расчётом, чтобы в конце вывода скорость была равна 300 км/ч.
Если после выполнения переворота на горке предполагается отработка очередной фигуры, то установить скорость, необходимую для ввода в неё.
Поворот на вертикали выполняется на скорости ввода 280-300 км/ч. Набор скорости производится на максимальном наддуве двигателя и со снижением с углом 10-15°.
По достижении указанной скорости плавным и энергичным движением ручки управления на себя довести самолёт до вертикального положения и зафиксировать его в этом положении короткими и энергичными движениями рулей, осуществляя контроль по положению консоли крыла относительно горизонта или по визиру.
В вертикальном положении самолёта на скорости 60 км/ч при выполнении поворота вправо и на скорости 75 км/ч - влево, плавным движением педали полностью в желаемую сторону ввести самолёт в разворот.
Как только самолёт повернётся на 35-40°, начинать плавно убирать наддув двигателя и, убедившись, что самолёт поворачивается устойчиво, убрать его полностью.
После поворота самолёта за 10-15° до вертикали вниз, нажатием на обратную педаль прекратить разворот и движением ручки управления установить угол пикирования, равный 90°.
В этом положении пройти такое же расстояние, как и по вертикали вверх, после чего вывести самолёт в горизонтальный полёт. В момент вывода установить необходимый наддув двигателя.
4.7.14. Управляемая восходящая бочка с углом 45°.
Для выполнения восходящей бочки с углом 45° установить скорость 300 км/ч и перевести самолёт в набор высоты. При достижении утла 45° зафиксировать его и ввести самолёт в фигуру.
Техника выполнения управляемых восходящих бочек аналогична
технике выполнения горизонтальных управляемых бочек, за исключением несколько большего расхода рулей по мере потери скорости в процессе вращения самолёта.
После выполнения фигуры обязательно зафиксировать угол кабрирования 45°, после чего вывести самолёт в горизонтальный полёт.
4.7.15. Управляемая нисходящая бочка с углом 45°.
В горизонтальном полёте установить скорость 135 км/ч, убрать наддув двигателя и плавным движением ручки управления от себя ввести самолёт в пикирование до угла 45°, зафиксировать его и по достижении скорости 180-200 км/ч выполнить бочку.
После прекращения вращения самолёта поставить рули в нейтральное положение, на короткое время зафиксировать угол пикирования 45° и вывести самолёт в горизонтальный полёт.
Особенностью выполнения нисходящей бочки является переменный расход рулей, так как начало фигуры выполняется на малой скорости, а в дальнейшем, по мере снижения самолёта, она возрастает.
4.7.16. Штопорная бочка на восходящей линии под углом 45°.
В горизонтальном полёте на оборотах двигателя 74 - 82% и максимальном наддуве установить скорость 300 км/ч, перевести самолёт в набор высоты до угла 45° и зафиксировать этот угол.
При скорости полёта 200-220 км/ч коротким энергичном движением ручки "на себя" несколько увеличить угол атаки и отклонить педаль и ручку управления самолётом до отказа в сторону бочки.
За 30° до выхода самолёта в прямолинейный полёт отклонить педаль в сторону, противоположную вращению, а ручку поставить в нейтральное положение или против вращения (в зависимости от темпа вращения).
После прекращения вращения и кратковременной фиксации угла 45° вывести самолёт в горизонтальный полёт.
4.7.17. Штопорная бочка на нисходящей линии под углом 45°.
В горизонтальном полёте на оборотах двигателя 74% плавно убрать наддув до 1/3, установить скорость 135 км/ч и ввести самолёт в пикирование до угла 45°. Величину угла пикирования контролировать по положению видимых частей самолёта относительно горизонта.
На скорости 180-200 км/ч взять ручку управления на 1/4 на себя и энергично полностью отклонить педаль в желаемую сторону, а затем в ту же сторону отклонить полностью ручку управления. Вращение самолёта на правой бочке более энергичное, чем на левой.
За 40-45° до намеченного ориентира для прекращения вращения отклонить полностью педаль в сторону, противоположную вращению самолёта, а ручку управления на величину, зависящую от темпа вращения.
После прекращения вращения и кратковременной фиксации угла 45° вывести самолёт в горизонтальный полёт.
4.7.18. Управляемая полубочка на восходящей вертикали.
Перед выполнением фигуры наметить под углом 90° на горизонте хорошо видимый ориентир.
При работе двигателя на максимальном наддуве установить скорость 350 км/ч, затем плавным, но энергичным движением ручки управления на себя (по мере уменьшения скорости темп движения ручки более энергичный) вывести самолёт на вертикаль и зафиксировать это положение.
Убедившись в вертикальном положении самолёта, а также в отсутствии крена и скольжения, отклонением ручки управления в делаемую сторону начинать вращение самолёта вокруг продольной оси.
При подходе консоли крыла к намеченному ориентиру коротким, но энергичным движением ручки управления в сторону, противоположную вращению, остановить вращение и поставить рули нейтрально. На 1-2 с зафиксировать полёт на скорости не менее 110 км/ч.
Если после полубочки выполняется вторая половина петли, взять ручку управления на себя и удерживать самолёт по направлению на ориентир.
При достижении угла пикирования 90° зафиксировать его на 2-3 с и выводить самолёт в горизонтальный полёт.
4.7.19. Управляемая 1/4 бочки на восходящей вертикали.
На скорости 300 км/ч вывести самолёт на вертикаль и, после фиксации вертикали в течение 1-2 с, наметить ориентир для поворота самолёта на 90° (при правой бочке относительно левой консоли крыла, при левой - относительно правой консоли).
Убедившись в выводе самолёта на вертикаль, отклонением ручки управления в нужную сторону создать самолёту вращение вокруг продольной оси. Движения ручки управления должны быть энергичными, отклонение педали при этом не требуется.
После поворота самолёта на 1/4 прекратить вращение и поставьте рули нейтрально.
Зафиксировать на 1-2 с вертикаль и перевести самолёт в прямой горизонтальный полёт на скорости не менее 90 км/ч или выполнить вторую половину петли.
4.7.20. Управляемая 1/4 бочки на нисходящей вертикали.
Ввод в фигуру произвести на скорости I35-I40 км/ч при положении РУД на 1/3 его хода.
После фиксации отвесного угла пикирования отклонением ручки управления в желаемую сторону создать самолёту вращение вокруг продольной оси.
После поворота самолёта на 90° прекратить вращение и поставить рули нейтрально. Зафиксировать на 1-1,5 с вертикаль и вывести самолёт в горизонтальный полёт или установить скорости необходимую для выполнения очередной фигуры.
Увеличение наддува двигателя производить после прохода самолётом угла пикирования 45°.
При выполнении данной фигуры иметь в виду, что расход рулей при вводе в бочку больше, чем во второй половине бочки, так как начало фигуры выполняется на малой скорости, а в последующем, по мере снижения самолёта, она непрерывно возрастает
4.7.21. Петля Нестерова с бочкой в верхней точке.
Ввод в фигуру выполнять на скорости 300-340 км/ч на полном наддуве двигателя и оборотах не ниже 80%.
Первую половину фигуры выполнять так же, как и первую половину петли Нестерова, однако темп выбирания ручки управления самолётом на себя в первой половине петли, в сравнении с обычной петлёй, должен быть несколько энергичнее.
При подходе самолёта к верхней части петли (капот самолёта выше горизонта на 15-20°) на скорости не менее 160 км/ч выполнить бочку и, не фиксируя положение самолёта "вверх колёсами", продолжать выполнение второй половины петли.
На скорости не более 350 км/ч выводить самолёт в горизонтальный полёт.
4.7.22. Управляемая горизонтальная бочка с фиксацией через 90°.
Ввод в фигуру выполнять на скорости 230 км/ч на оборотах двигателя 80% и максимальном наддуве.
Создать самолёту угол кабрирования 10-15° и зафиксировать это положение. Затем энергичным движением ручки управления в сторону создавать крен 50° и, когда самолёт достигнет заданного крена, энергичным движением ручки в обратную сторону зафиксировать его на счёт "раз-два" и продолжать выполнение бочки с фиксацией крена через 90°.
При крене 90 и 270° энергичным нажатием на внешнюю педаль удерживать нос самолёта от опускания, в положении "вверх колёсами" при нейтральном положении педалей, ручку управления отклонять от себя до создания угла кабрирования 5-10°.
4.7.23. Восьмёрка с полубочками на пикировании с углом 45°.
В режиме горизонтального полёта установить скорость 300 км/ч и ввести самолёт в петлю.
После прохода верхней точки петли и достижения самолётом в положении *'вверх колёсами" угла пикирования 45° зафиксировать этот угол и выполнить полубочку в желаемую сторону.
Не изменяя положения самолёта, достигнув скорости 280 км/ч, начинать выполнение второй половины восьмёрки петлёй вверх и после прохода верхней точки петли по достижении угла пикирования 45° зафиксировать его, выполнить вторую полубочку в желаемую сторону.
При достижении скорости 280 км/ч вывести самолёт в горизонтальный полёт.
4.7.24. Перевёрнутый горизонтальный полёт.
Перед выполнением перевёрнутого горизонтального полёта:
- осмотреть и наметить впереди характерный ориентир;
- проверить, хорошо ли подтянуты привязные ремни, а замок ремней - закрыт;
- установить скорость 200 км/ч.
Ввести самолёт в перевёрнутый полёт созданием самолёту в горизонтальном полёте угла кабрирования 15-20° с последующим выполнением полубочки.
В положении "вверх колёсами" отклонять ручку управления от себя с расчётом, чтобы самолёт сохранял горизонтальный полёт с постоянной скоростью.
Вывод самолёта в прямой полёт производить также выполнением полубочки.
В перевёрнутом положении самолёта, контролируя режимы полёта, особое внимание уделять показаниям приборов контроля режимов работы двигателя.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В СЛУЧАЕ ПАДЕНИЯ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА НИЖЕ 4 кгс/см2 ИЛИ БЫСТРОГО НАРАСТАНИЯ СКОРОСТИ НЕМЕДЛЕННО ПЕРЕВЕСТИ САМОЛЁТ В ПРЯМОЙ ПОЛЁТ.
В перевёрнутом горизонтальном полёте установить скорость 210 км/ч для виража с креном 45° и 220 км/ч для виража с креном 60° на оборотах двигателя 70 - 80% и ввести самолёт в вираж, увеличивая наддув до максимального к моменту достижения крена 45 (60°).
Стремление самолёта к увеличению крена и углового вращения устранять соответственно отклонением ручки управления и педалей.
Вывод из виража производить отклонением ручки управления в сторону, противоположную крену и нажатием на внешнюю педаль за 25-30° до намеченного ориентира.
Время обратного виража с креном 45° на высоте 1000 м составляет 30с.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ.
В СЛУЧАЕ ЭНЕРГИЧНОГО УВЕЛИЧЕНИЯ ИЛИ УМЕНЬШЕНИЯ СКОРОСТИ В ПРОЦЕССЕ ВЫПОЛНЕНИЯ ОБРАТНОГО ВИРАЖА И ПРИ ВОЗНИКНОВЕНИИ ТРУДНОСТЕЙ В УСТРАНЕНИИ ЭТИХ ОШИБОК, А ТАК ЕЕ ПРИ ПАДЕНИИ ДАВЛЕНИЯ МАСЛА II ОБОРОТОВ ДВИГАТЕЛЯ НЕМЕДЛЕННО ВЫВЕСТИ САМОЛЁТ ИЗ ВИРАЖА И ПЕРЕВЕСТИ ЕГО В ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЁТ.
4.7.26. Обратная петля вверх из перевёрнутого горизонтального полёта.
В перевёрнутом горизонтальном полёте или на снижении при максимальном наддуве двигателя и полностью облегчённом винте на скорости 280-300 км/ч энергичным отклонением ручки от себя ввести самолёт в петлю.
По мере увеличения угла подъёма увеличивать темп отдачи ручки от себя до подхода самолёта к горизонтальному положению.
При подходе самолёта к горизонтальному полёту ручку управления подобрать несколько на себя с расчётом предотвращения опускания носа самолёта после прохода верхней точки петли вследствие малой скорости.
После прохода самолётом вертикального положения продолжать отдавать ручку управления от себя с расчётом, чтобы при выводе из петли скорость была 280-300 км/ч.
Действия ручкой управления самолётом в процессе выполнения петли должны обеспечить сохранение скорости не менее 135 км/ч.
Обратная петля вверх с перегрузкой минус 4 при скорости ввода и вывода из петли 310 км/ч выполняется без потери высоты.
4.7.27. Обратная петля вниз из прямого горизонтального полёта.
В горизонтальном полёте облегчить винт, установить скорость 135 км/ч.
На этой скорости плавно отдавая ручку управления от себя с одновременным увеличением наддува ввести самолёт в петлю.
После прохода самолётом вертикального положения ручку управления отклонять от себя с таким расчётом, чтобы вывести самолёт в перевёрнутый горизонтальный полёт на скорости 330 км/ч.
После выхода самолёта в горизонтальное положение ручку управления подобрать несколько на себя, чтобы удержать самолёт в этом положении до набора скорости не менее 120 км/ч, после чего убрать наддув до необходимого.
Обратная петля вниз с перегрузкой минус 4 при скорости ввода и вывода из петли 130 км/ч выполняется без потери высоты.
Ввод в "колокол" выполняется из прямого или перевёрнутого полёта на оборотах двигателя 82-95% и максимальном наддуве.
"Колокол" из прямого полёта - падение вперёд.
На скорости 300 км/ч перевести самолёт в набор высоты с углом тангажа 90°, зафиксировать и строго выдерживать этот угол
плавно убрать наддув с таким расчётом, чтобы к моменту зависания самолёта он был убран полностью (винт на МАЛОМ ШАГЕ).
На скорости 40-50 км/ч отклонением ручки управления от себя уменьшить угол тантал до 87-85° (но не более, чем на 5°).
После начала падения самолёта на хвост ручку управления взять полностью на себя (самолёт на это не реагирует), педали удерживать в нейтральном положении.
Ручку и педали удерживать в таком положении с некоторым усилием, так как при падении самолёта на хвост на ноги будут действовать значительные перегрузки.
После падения самолёта вперёд и перехода в пикирование отдать ручку управления от себя до нейтрального положения, увеличить наддув и на скорости не менее 190 км/ч начинать вывод самолёта в горизонтальный полёт.
"Колокол" из прямого полёта - падение на спину.
В отличие от "колокола" - падение вперёд, при выполнении "колокола" падение на спину, на скорости 40-50 км/ч отклонением ручки управления на себя увеличить угол тангажа от 90° до 93-95° и в момент зависания самолёта отдать ручку управления полностью от себя.
После падения самолёта на спину и перехода в пикирование ручку управления установить в нейтральное положение, увеличить наддув и начинать вывод самолёта в горизонтальный полёт на необходимой скорости.
"Колокол" из перевёрнутого полёта.
Скорость ввода 300 км/ч. Порядок выполнения тот же, что и при выполнении "колокола" из прямого полёта.
На самолёте разрешается выполнение всех видов прямого и перевёрнутого штопора. При этом, освоение режимов штопора рекомендуется выполнять с высоты не менее 1500 м. Штопор выполнять при наличии топлива только в основном баке.
Нормальный штопор.
Для ввода самолёта в штопор в режиме горизонтального полёта полностью убрать обороты двигателя до режима малого газа и, по мере уменьшения скорости, выбирать ручку управления на себя. Производить торможение, парируя боковые возмущения рулями управления.
При достижении скорости I20-I30 км/ч отклонить полностью педаль в сторону желаемого штопора и одновременно добрать ручку управления полностью на себя при нейтральном положении элеронов .
В процессе штопора рули удерживать в том положении, как они были даны на ввод.
Первые 1,5-2 витка штопора неустановившиеся, после двух витков штопор становится равномернее, вращение энергичное.
Время одного витка штопора - 3-4 с.
Потеря высоты за виток - 150-200 м.
Для вывода самолёта из штопора энергично и полностью отклонить педали в сторону, противоположную вращению самолёта, и вслед за этим отдать ручку управления от себя несколько за нейтральное положение при строго нейтральном её положении по крену.
После остановки вращения немедленно поставить педали в нейтральное положение. При достижении скорости на пикировании I70-I80 км/ч вывести самолёт в горизонтальный полёт.
Запаздывание на выходе из штопора не превышает 1/2 витка. Потеря высоты с момента постановки рулей управления на вывод самолёта в горизонтальный полёт составляет 300-350 м.
Нормальный плоский штопор.
Для ввода самолёта в нормальный плоский штопор выполнить торможение до скорости I20-I30 км/ч, затем отклонить полностью педаль в сторону желаемого штопора.
При достижении самолётом крена 45° (или через 1-1,5 с) добрать ручку управления полностью на себя с одновременным отклонением её по крену против штопора, увеличить обороты двигателя до 70 - 90%.
Перед выводом из штопора уменьшить обороты двигателя до малого газа.
Для вывода самолёта из штопора отклонить педаль полностью против вращения при нейтральном положении элеронов и, после замедления вращения, отдать ручку управления по тангажу от себя несколько за нейтральное положение.
Запаздывание выхода из штопора до 2-х витков.
Для ускоренного вывода самолёта из плоского штопора полностью отклонить педали против штопора и одновременно отклонить ручку управления по крену по штопору (в сторону вращения) и, после замедления вращения, отдать ручку по тангажу от себя.
Запаздывание выхода из штопора при этом до 1,3 витка.
Перевёрнутый штопор.
Перед выполнением перевёрнутого штопора:
- проверить, хорошо ли подтянуты привязные ремни, а замок ремней закрыт;
- наметить ориентир для вывода самолёта из штопора;
- в режиме горизонтального полёта установить скорость 170 км/ч на оборотах двигателя Х2%.
Для ввода в штопор выполнить полубочку, перевести самолёт в перевёрнутый полёт и произвести торможение в прямолинейном полёте, уменьшить обороты до малого газа.
Педалями и ручкой управления удерживать самолёт от разворота и опускания носа.
При достижении скорости 110 - 115 км/ч отклонением педалей полностью в сторону желаемого штопора и полной отдачей ручки управления от себя ввести самолёт в штопор.
В процессе штопора органы управления удерживать в том же положении, как они были даны на вводе в штопор.
Первые 1,5-2 витка штопора неустановившиеся. После двух витков штопор становится равномернее, вращение энергичным.
Время одного витка штопора - 3-4 с.
Потеря высоты за виток - 150-200 м.
Для вывода самолёта из перевёрнутого штопора энергично полностью отклонить педали в сторону, противоположную вращению самолёта, и вслед за этим взять ручку управления на себя за нейтральное положение при нейтральном положении её по крену
После остановки вращения педали поставить в нейтральное положение. По достижении скорости I70-I80 км/ч плавно подобрать ручку на себя и перевести самолёт в горизонтальный полёт.
Запаздывание на выводе из штопора не превышает 1/2 витка.
Время одного витка штопора около 3 с.
Потеря высоты с момента постановки органов управления на вывод до выхода самолёта в горизонтальный полёт составляет 300-350 м.
Перевёрнутый плоский штопор.
Для ввода самолёта в плоский перевёрнутый штопор на скорости 170 - 180 км/ч выполнить полубочку с выходом в перевёрнутый горизонтальный полёт, перевести обороты двигателя на режим малого газа и затормозиться в прямо линейном полёте.
При достижении скорости 110-115 км/ч отклонить педали в сторону вращения, после начала кренения отдать ручку управления полностью от себя с одновременным её отклонением по крену против штопора, увеличить обороты двигателя до 70 - 90%.
Перед выводом из штопора уменьшить обороты двигателя до малого газа.
Для вывода самолёта из перевёрнутого штопора отклонить педали против вращения при нейтральном положении ручки управления по крену и, после замедления вращения, ручку управления по тангажу взять полностью на себя.
Запаздывание выхода самолёта из штопора при этом до 1,5-2 витков.
Характерные особенности штопора:
- правый нормальный и левый перевёрнутый штопоры более плоские и равномерные, чем противоположные им;
- увеличение оборотов двигателя в правом нормальном и левом перевёрнутом штопоре способствует переходу в более плоский штопор и увеличению интенсивности вращения, а в левом нормальном и правом перевёрнутом это влияние незначительно;
- штопоры на задних центровках более равномерные и менее интенсивные;
- отклонение элеронов в процессе штопора "по штопору" увеличивает его колебательность и крутизну, вплоть до перехода самолёта в штопорную спираль, сопровождающуюся ростом скорости;
- отклонение элеронов в процессе штопора в положение более 1/2 хода "против штопора" увеличивает колебательность штопора, а в отдельных случаях приводит к "перебросу" самолёта из нормального, штопора в перевёрнутый или наоборот;
чаще имеют место "перебросы" из левого нормального штопора в левый перевёрнутый штопор.
"Переброс" самолёта происходит с увеличением перегрузки, скорости вращения с последующим ростом скорости.
Постановка органов управления в нейтральное положение приводит к выходу из этого режима практически без запаздывания.
Потеря высоты на вывод в горизонтальный полёт после "переброса" составляет 300 м.
- охладить двигатель (при необходимости) до температуры головок цилиндров 140-150°С, для чего уменьшить обороты двигателя до 28 - 34% (винт на малом шаге) и проработать на этих оборотах, пока температура не понизится до указанных величин.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:
I. ПРИ НЕВОЗМОЖНОСТИ ОХЛАЖДЕНИЯ ГОЛОВОК ЦИЛИНДРОВ ДО 140-150°С В ИСКЛЮЧИТЕЛЬНЫХ СЛУЧАЯХ ДОПУСКАЕТСЯ ОСТАНОВКА ДВИГАТЕЛЯ ПРИ ТЕМПЕРАТУРЕ ГОЛОВОК ЦИЛИНДРОВ НЕ БОЛЕЕ 170°С.
2. ПЕРЕД ОСТАНОВКОЙ ДВИГАТЕЛЯ ИЗБЕГАТЬ ДЛИТЕЛЬНОЙ РАБОТЫ НА МАЛЫХ ОБОРОТАХ.
После охлаждения головок цилиндров произвести остановку двигателя» для чего:
- увеличить обороты двигателя до 35 - 68% на 20-30 с ("прожечь" свечи);
- сбросить обороты двигателя до 28-34%;
- выключить магнето;
- плавно переместить РУД вперёд (открыть дроссельную заслонку карбюратора).
После остановки двигателя:
- установить ГУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ;
- закрыть пожарный кран;
- выключить все выключатели.
ДВИГАТЕЛЬ ОСТАНАВЛИВАТЬ ЗАПРЕЩАЕТСЯ:
1. НЕПОСРЕДСТВЕННО С КРЕЙСЕРСКИХ И БОЛЕЕ ВЫСОКИХ РЕЖИМОВ РАБОТЫ.
2. ПЕРЕКРЫТИЕМ ПОЖАРНОГО КРАНА С ВЫРАБОТКОЙ ТОПЛИВА ИЗ КАРБЮРАТОРА (ВО ИЗБЕЖАНИЕ ВСПЫШКИ И ПОЖАРА).
4.8.2. Действия лётчика между полётами.
- дозаправить самолёт топливом в зависимости от предстоящего задания на полёт;
- проверить заправку самолёта маслом и зарядку пневматиков колёс (по обжатию);
- осмотреть самолёт и убедиться в отсутствии повреждений и подтеканий топлива и масла.
4.8.3. Действия лётчика (техника) после окончания полётов.
- выключить все выключатели;
- открыть крышки капота, осмотреть двигатель и узлы его крепления, мотораму, тяги, трубопроводы и электрожгуты, убедиться в отсутствии повреждений;
- слить конденсат из фильтра-отстойника воздушной системы запуска двигателя, открыв вентиль;
- дозаправить самолёт топливом и маслом;
- установить под колёса основных опор шасси колодки, при необходимости, пришвартовать и зачехлить самолёт.