Техника выполнения боевого разворота

Боевой разворот выполняется на скорости 300 км/ч, обороты двигателя 82 %, наддув полный.

Перед вводом в боевой разворот необходимо осмотреть воздушное пространство, убедиться, что оно свободно. Наметить ориентир для вывода. Установить скорость по прибору 300 км/ч при оборотах двигателя 82 % и полном наддуве. Плавным движением ручки управления на себя и в сторону боевого разворота с одновременным движением педали в ту же сторону создать угол кабрирования 10...15° и крен 10...15° и координированными движениями рулями управления ввести самолет в разворот с набором высоты.

Темп ввода в боевой разворот должен быть таким, чтобы после разворота на 120° самолет имел крен 60° и угол подъема 40...50°, при дальнейшем развороте удерживать это положение. Развернувшись на 150° (за 30° до ориентира вывода) координированными движениями ручки управления и педалей в сторону, противоположную развороту, начать вывод самолета из разворота с таким расчетом, чтобы скорость при выводе была не менее 140 км/ч.

При выводе следить за одновременным уменьшением угла набора высоты, крена и угловой скорости.

После вывода самолета из боевого разворота в горизонтальный полет необходимо убрать наддув до заданного.

ХАРАКТЕРНЫЕ ОШИБКИ ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ БОЕВОГО РАЗВОРОТА:

мала скорость ввода в боевой разворот - самолет быстро теряет скорость;

на вводе в боевой разворот при малом крене излишне отклоняется ручка управления на себя - разворот происходит с большим углом набора и потерей скорости во второй половине,

в начале разворота и в первой его половине недостаточно отклоняется педаль и мало отклонение ручки управления на себя - вялый ввод в боевой разворот, мала угловая скорость вращения самолета;

некоординированные действия рулями управления при раз вороте - разворот происходит с заносом хвоста или скольжением на крыло;

велик крен на развороте - происходит скольжение на крыло и мал набор высоты;

вывод из боевого разворота происходит с большим углом - возможна потеря скорости;

перетягивание ручки управления во второй половине разворота - возможен срыв в штопор;

после разворота на 120° не компенсируется влияние реакции и гироскопического момента воздушного винта - самолет стремится увеличить крен.

При выполнении боевого разворота следует учитывать, что внешняя половина крыла движется быстрее, чем внутренняя.

Вследствие разности подъемных сил полукрыльев возникает поперечный момент, действующий в сторону увеличения крена, что приводит к увеличению кривизны траектории в горизонтальной плоскости увеличению неуравновешенной центростремительной силы Y sin у и уменьшению ее в вертикальной плоскости вследствие уменьшения центростремительной силы Y cos у Gcos . Такое перераспределение центростремительных сил является одной из причин уменьшения приращения высоты. Учитывая это, необходимо следить за изменением крена, допуская его увеличение в строгом соответствии с увеличением углов тангажа и разворота самолета в горизонтальной плоскости.

При раннем уменьшении крена во второй половине боевого разворота, сохранении большого угла набора и малой угловой скорости происходит быстрая потеря скорости. В этом случае необходимо отклонить элероны, тем самым увеличить крен. Координированным движением ручки управления и педалей подвести капот самолета к горизонту, после чего вывести самолет из крена в горизонтальный полет, не допуская потери скорости менее 140 км/ч.

Данная ошибка исправляется только выводом самолета из боевого разворота независимо от того, на сколько градусов он развернулся.

Увеличение крена более 60° снижает возможность максимального набора высоты за боевой разворот и затрудняет ведение ориентировки. Если крен увеличился более 60°, то следует его уменьшить и продолжать выполнение боевого разворота.

Дата добавления: 2015-05-08