7. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ.

7.1. Основные лётно-технические данные.

Масса самолёта с полным запасом топлива в основном баке 74 л (56 кг), без топлива дымообразования и багажа 858 кг.

с пилотом 82 кг: 888 кг.

Топливо системы дымообразования 2х16 л: 26 кг.

Взлётная масса самолёта в пилотажном варианте с запасом топлива 25 кг со снятием радиостанции, генератора, компрессора, пускорегулирующей аппаратуры, жалюзей, переднего багажника:

- без заправки системы дымообразования: 823 кг

- с 26 кг топлива системы дымообразования: 849 кг

- топливо в ПТБ: 210л. - 157 кг.

Масса самолёта с полным запасом топлива в основном и крыльевых баках, без топлива системы дымообразования, с багажом в заднем багажнике 3 кг, переднем

багажнике 30 кг, с пилотом 82 кг: 1084 кг.

7.1.1. Особенности устойчивости и управляемости.

Самолёт Су-31Х практически нейтрален по скорости в прямом и перевёрнутом полёте, что не вызывает затруднений в его пилотировании, и устойчив по перегрузке во всём эксплуатационном диапазоне скоростей.

Продольная управляемость сопровождается высокой чувствительностью на отклонение ручки управления самолётом по тангажу при положительных перегрузках и увеличением её расхода в 1,5-2 раза на единицу перегрузки в области отрицательных перегрузок.

Увеличение оборотов двигателя приводит к уменьшению расхода ручки управления самолётом на единицу перегрузки.

В путевом отношении самолёт статически устойчив» в поперечном отношении - нейтрален.

Эффективность поперечного управления обеспечивает получение самолётом угловой скорости крена 260-340°/с на приборных скоростях 150-350 км/ч.

На скоростях 390-450 км/ч не рекомендуется отклонение ручки управления по крену более 1/2 её полного хода и скольжения более 2 диаметров шарика из-за значительных усилий на органы управления и большой угловой скорости.

Изменение центровки в полёте приведено на графике, рис. 2.

7.1.2. Сводка характерных скоростей.

Максимальная приборная скорость горизонтального полёта у земли

на взлётном режиме: 325 км/ч

Крейсерская скорость:

- на высоте 500 м: 200 км/ч;

- на высоте 2000 м: 210 км/ч.

Скорость сваливания:

- при работе двигателя на режиме МАЛЫЙ ГАЗ: 125 км/ч;

- при работе двигателя на первом крейсерском режиме: 115 км/ч.

Максимальная вертикальная скорость для пилотажного варианта у земли:

- на взлётном режиме: 16 м/с;

- на первом номинальном режиме: 12 м/с.

7. 2. Расчёт полета.

Максимальная дальность полёта достигается при полёте на скоростях 200-210 км/ч, а максимальная продолжительность -на скоростях I40-I50 кг/ч, при полной заправке топливом основного (74 л) и крыльевых баков (212 л).

Расчёт практической дальности продолжительности полета производится с учётом:

- не вырабатываемый остаток топлива в основное и крыльевых топливных баках, л: 1

- расход топлива на запуск, прогрев двигателя и руление (в течение 5 ин), л: 2

- расход топлива на полёт по кругу при заходе на посадку в течение 6 мин, л: 4

- гарантийный запас топлива (7% от полной заправки), л: 20

Располагаемый запас топлива для горизонтального полёта с учётом расхода топлива на взлёт, набор высоты и снижение составляет:

- на высоте 500 м: - 260 л;

- на высоте 1000 м: - 258 л;

- на высоте 2000 м: - 254 л.

Расход топлива, путь и время при взлёте и наборе высоты с полностью заправленными основным и крыльевыми топливными баками при работе двигателя на первом номинальном ретаме приведены .для массы самолёта 1084 кг в табл. 1.

Таблица I

Крейсерский полёт на экономичном режиме работы двигателя для перегоночного варианта приведен в таблице 2.

Таблица 2

Примечания:

I. Значения километровых расходов топлива, приведенных в табл.2, относятся к средней полётной массе самолёта 940 кг. Увеличение (уменьшение) полётной массы на 100 кг приводит к увеличению (уменьшению) километрового расхода на 7%.

2. Повышение (снижение) температуры наружного воздуха при постоянных значениях высоты и скорости приводит к увеличению (уменьшению) часового расхода топлива на 1,5% на каждые 10⁰С относительно стандартной температуры. При этом километровый расход топлива остаётся практически неизменным.

Расход топлива, путь и время при снижении до высоты полёта по кругу для массы самолёта 1000 кг и при наддуве I60-I70 мм рт. ст. приведены в таблице 3.

Таблица 3

Примечание: Увеличение (уменьшение) массы самолёта на 100 кр приводит к увеличению (уменьшению) скорости планирования и вертикальной скорости снижения на 5%.

7.2.1. Определение центровки самолета при помощи центровочного графика

При помощи центровочного графика, приведенного на рис. 2, можно определить центровку самолета с точностью до 0,1 - 0,2 % САХ для любого варианта загрузки без выполнения расчетов.

В качестве примера на рис. 2 приведен вариант определения посадочной центровки конкретного самолета Су - 31 для варианта загрузки: пилот 90 кг, 6 кг бензина , 7 кг масла, 20 кг багажа в переднем багажнике

За исходные значения для определения центровки по рис. 2 принята масса и центровка самолета с полным фюзеляжным топливным баком, с маслом 9 кг, с пилотом массой 82 кг, равные по результатам взвешивания 908 кг и 30,2 % САХ соответственно. Фактические исходные значения даются в протоколе взвешивания каждого конкретного самолета.

Для определения центровки от точки А опускаем вертикаль (пунктирная линия) на шкалу «пилот» до пересечения в точке В с наклонной линией. От точки В по горизонтали отсчитываем в нужную сторону число делений, соответствующих отличию массы пилота от 82 кг (в нашем примере 90-82= + 8 кг, точка С).

От точки С опускаем вертикаль до пересечения с наклонной линией на шкале « масло» (точка 0)Ло горизонтали отсчитываем число делений, соответствующих отличию в массе масла от исходного количества 9 кг ( точка Е).0т точки Е опускаем вертикаль до пересечения с наклонной линией на шкале «топливо фюз.» (точка F) . От точки F вправо по горизонтали отсчитываем число делений, соответствующих 50 кг выработанного бензина (точка G).

Дальнейший расчет ведется аналогично произведенным выше действиям. Далее из точки I опускаем вертикаль на зону центровок до пересечения с горизонтальной линией, соответствующей массе самолета при данной фактической загрузке (в нашем примере 884 кг). В точке J пересечения вертикали с горизонталью находим искомую центровку самолета (в нашем примере 31,9 % САХ).

Более точные значения центровок могут быть получены расчетным путем на основании результатов взвешивания самолета, аналогично расчету, приведенному в Руководстве по эксплуатации.

7.3. Взлётно-посадочные характеристики.

Длина разбега самолёта с бетонной и грунтовой ВПП (при прочности грунта 10 кгс/см) составляет:

- при взлетной массе 849 кг.............................................................................. 110 м;

- при взлетной массе 1084 кг............................................................................ 200 м.

Взлётная дистанция с массой 1084 кг............................................................. 370 м.

Длина пробега самолёта при посадке на бетонную и грунтовую ВПП (при прочности грунта 10 кгс/см²) составляет:

- с массой 849 кг.................................................................................................. 375 м;

- с массой 1084 кг................................................................................................ 475 м.

Посадочная дистанция с массой 1084 кг....................................................... 800 м.

Максимальная скорость отрыва и приземления - 140 км/ч.