Руководство по летной эксплуатации (рлэ) распространяется на самолеты миг-29 всех серий и включает основные указания летчику по эксп - polpoz.ru o_O
Главная
Поиск по ключевым словам:
Похожие работы
Название работы Кол-во страниц Размер
Данное руководство по монтажу и эксплуатации относится к насосам... 1 127.38kb.
Б. Д. Грубий 14 января 1977 г руководство 4 1186.62kb.
Руководство по эксплуатации Указания по технике безопасности 4 523.66kb.
Настоящее руководство по эксплуатации (РЭ) содержит сведения о принципе... 6 1911.68kb.
Руководство по эксплуатации является документом, содержащим техническое... 1 192.22kb.
Руководство по эксплуатации ацдр. 425513. 001-03 рэ содержание приложение... 3 819.83kb.
Руководство по эксплуатации А174. 468381. 004 Рэ внимание! 1 333.06kb.
Руководство по эксплуатации м 057. 000. 000 Рэ методика поверки 4 783.72kb.
1. Правила эксплуатации и безопасности 4 1 339.14kb.
Руководство по эксплуатации сетевого цифрового регистратора vdvr-6016 2 657.35kb.
Руководство по эксплуатации ш. 10. 00. 00 Рэ госреестр Украины №... 1 349.88kb.
Министерство транспорта 1 53.74kb.
1. На доске выписаны n последовательных натуральных чисел 1 46.11kb.

Руководство по летной эксплуатации (рлэ) распространяется на самолеты миг-29 всех - страница №1/6


Раздел І. ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ О САМОЛЕТЕ


В В Е Д Е Н И Е

Руководство по летной эксплуатации (РЛЭ) распространяется на самолеты МИГ-29 всех серий и включает основные указания летчику по эксплуатации и технике пилотирования самолета, подлежащие обязательному выполнению, а также рекомендации по действиям в особых случаях в полете.

РЛЭ состоит из следующих разделов:

Введение.

Раздел 1 – Основные сведения о самолете.

Раздел 2 – Эксплутационные ограничения.

Раздел 3 – Подготовка к полёту.

Раздел 4 – Выполнения полета.

Раздел 5 – Боевое применение.

Раздел 6 – Особые случаи в полёте.

Раздел 7 – Аэродинамические особенности самолета.

Раздел 8 – Основные сведения о конструкции и эксплуатации систем и оборудования самолета.


В настоящем РЛЭ везде, где это не оговорено специально, под термином "скорость " следует понимать приборную скорость, под термином "высота" - приборную высоту , под термином "число М", «угол атаки" и "перегрузка"- их значения по указателям.
Перечень сокращений и обозначений, применяемых в РЛЭ
АБСП - авиационные бомбардировочные средства поражения;

АЗК - автомат защиты кнопочный;

АПЗ - система антипомпажной защиты;

АПУ - авиационное пусковое устройство;

АПУС - автомат продольной устойчивости самолета;

АРВ - автоматическое регулирование воздухозаборника;

АРК - автоматический радиокомпас;

АРМ - автономная рулевая машинка;

АРУ - автоматическое регулирование управления;

БКФ - блок контейнерный фронтовой для снабжения КМГУ;

БПК - блок предельных команд;

БПР - блок предельных режимов;

БПРС - ближняя приводная радиостанция;

БРНО - бортовое радионавигационное оборудование;

БЦВМ - бортовая цифровая вычислительная машина;

БПРМ - ближний приводной радиомаркерный пункт;

ВВР - воздухо-воздушный радиатор;

ВСК - встроенная система контроля;

ВСС - внутрикабинная световая сигнализация;

ГРМ - глиссадный радиомаяк;

ГТДЭ - газотурбинный двигатель-энергоузел;

ДАУ - датчик аэродинамических углов (атаки и скольжения);

ДПРС - дальняя приводная радиостанция;

ЗПС - задняя полусфера;

ИКВ - инерциальная курсовертикаль;

ИК-ВК - информационный комплекс вертикали и курса;

ИКГ - индикатор комбинированный гидрогазовый;

ИКЖ - индикатор комбинированный жизнеобеспечения;

ИП - индикатор посадочный;

ИЛС - индикатор лобового стекла;

ИПВ - индикатор прямого видения;

ИПК - индикатор положения клина;

КДА - коробка двигательных агрегатов;

КМГУ - контейнер малогабаритных грузов унифицированный;

КОЛС - квантовая оптико-локационная станция;

КПП - командно-пилотажный прибор;

КС - камера сгорания;

КСА - коробка самолетных агрегатов;

КСЦ - кнопка-лампа сигнализации опасных режимов (централизованная);

КРУ - командная радиолиния управления;

КРМ курсовой радиомаяк;

КУР - курсовой угол радиостанции;

МПЧ механизм передаточных чисел;

МТЭ - механизм триммерного эффекта;

НСЦ - нашлёмная система целеуказания;

ОЭПрНК – оптико-электронный прицельно-навигационный комплекс;

ПВД – приемник воздушного давления;

ПВП – пульт ввода программы;

ПНП – прибор навигационный плановый;

ППЗУ – полупостоянное запоминающее устройство;

ППМ – промежуточный пункт маршрута;

ППС – передняя полусфера;

ПРМГ – посадочная радиомаячная группа;

ПТО – преобразователь трехфазный, однофазный;

ПУ – пульт управления;

РВД – рулежно-демпфирующий механизм;

РИ – речевой информатор;

РЛПК - радиолокационный прицельный комплекс;

РЛС (БРЛС) – радиолокационная станция (БРЛС – бортовая)

РСП - радиолокационная система посадки;

РУД – ручка управления двигателем;

САУ - система автоматического управления;

СВС – система воздушных сигналов;

СЕИ – система единой индикации;

СН – система навигации;

СОС – система ограничения сваливания;

СПО – система предупреждения об облучении;

СПУ – самолетное переговорное устройство;

СРЗ – самолетный радиозапросчик;

СРО – самолетный родиоответчик;

СУВ – система управления вооружением;

СУО – система управления оружием;

ТВД - турбина высокого давления;

ТНД - турбина низкого давления;

ТНР - точка начала разворота;

УАП - указатель углов атаки и перегрузки;

УВВ - устройство ввода и вывода;

ФК - форсажная камера;

ЧКК - частотно-кодовый канал.

В РЛЭ имеются несекретные вклейки, которые расположены между страницами:

- 30 и 31 №1, 2, 3;

- 258б и 358в №4, 5, 6.


Раздел 1


ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ

О САМОЛЕТЕ



НАЗНАЧЕНИЕ САМОЛЕТА
Легкий фронтовой истребитель МИГ-29 предназначен для ведения воздушного боя на средних и ближних дистанциях, может применятся для действия по наземным (надводным) целям противника.
ОСОБЕННОСТИ КОНСТУКЦИИ
Конструктивно самолет МИГ-29 выполнен по интегральной схеме.

Интегральная схема предусматривает создание единой несущей поверхности, состоящей из несущего корпуса, плавно сочлененного через зону сильно развитого наплыва с крылом.

Планер самолета состоит из развитого по длине и размаху профилированного несущего корпуса, трапециевидного крыла. горизонтального и двухкилевого вертикального оперения.

Корпус выполнен в виде профиля крыла с малым удлинением, в обводы которого вписана кабина летчика и гондолы двигателей. Такое построение корпуса с применением наплывов больший стреловидности позволяет получить высокие несущее свойства самолета и увеличить полезные объемы при малой относительной толщине корпуса и корневой части крыла. Корпус состоит из центроплана, головной части с наплывами баковой и хвостовой частей.

Крыло трапециевидное в плане, пространственно деформированным контуром и стреловидностью 420 по передней кромке. Поперечное V крыла отрицательное – 30. Механизация крыла состоит из отклоняемых носков, однощелевых закрылков и элеронов.

Горизонтальное оперение представляет собой цельноповоротный стабилизатор, а вертикальное состоит из двух килей, установленных с развалом 60 , на которых крепятся рули направления.

Силовая установка самолета состоит из двух двигателей РД-33 с общей коробкой самолетных агрегатов (КСА), двух регулируемых воздухозаборников и двух всережимных сопел.

Общий вид самолета и основные геометрические размеры показаны на рис.1-4.



ОСНОВНЫЕ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
Самолет без подвесок или с 2×Р-73 + 2× АПУ-27, переключатель РПТ-МАКС-У (РПТ-МАКС) установлен в положение РПТ:

Максимальная взлетная масса ...................................................................18480 кг

Максимальная скорость горизонтального полета:

у земли (Vпр.)………………………………………...…..………..…….1500 км/ч

на высоте (Vист.)……………………………...………….....…………...2450 км/ч

Максимальное число М горизонтального полета …………………….2,3

Практический потолок (при остатке топлива 800 кг.)………………...18000 м

Максимальная перегрузка ………………………………………………9,0

Время разгона на высоте 1000 м:

От 600 до 1100 км/ч…………………………………………..…………13,5 с

От 1100 до 1300 км/ч………………………………………..…………..8,7 с

Длина разбега …………………………………………………………..600-700 м

Длина пробега…………………………………………………………..650-750 м

Скорость отрыва………………………………………………………..260-280 км/ч

Посадочная скорость………………………………………..………….250-260 км/ч

Примечания: I. От указанных данных самолеты до №2960507696 (кроме №2960507668 и 2960507687) имеет следующие отличия:

Максимальная скорость горизонтального полета у земли ..…..…….1500 км/ч

Максимальное число М горизонтального полета ……………………1,9-2,0

Практический потолок ……………………………….………………...16000 м

Максимальная практическая дальность у земли ……………………...680 км

Время разгона на высоте 1000 м с 600 км/ч до 1100 км/ч….…………16,6 с

2. Основные тактико-технические характеристики самолета без подвесок или с 2×Р-73 + 2× АПУ-27, переключатель РПТ-МАКС установлен в положение МАКС:

Практический потолок ……………………………….………………...17000 м

Максимальное число М …………………………..……………………2,2

Максимальная истинная скорость …………………………………….2350 км/ч

Время разгона на высоте 1000 м с 1100 км/ч до 1300 км/ч ………….10 с

3. Основные тактико-технические характеристики самолета без подвесок или с 2×Р-73 + 2× АПУ-27, переключатель РПТ-МАКС-У установлен в положение У:

Практический потолок ……………………………….………………...17000 м

Максимальное число М …………………………..……………………2,0

Максимальная скорость на высоте 1000 м (Vпр.)…………………….1380 км/ч

Максимальная скорость на высоте 11000 м (Vист).………………….2100 км/ч

Время разгона на высоте 1000 м с 600 км/ч до 1100 км/ч …..……….15 с

Время разгона на высоте 1000 м с 1100 км/ч до 1300 км/ч ………….16,5 с


Самолет может базироваться на БВПП третьего класса.
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
Дальность и продолжительность полета самолета зависит от заправки, полетной массы , скорости и высоты полета . На самолете МИГ-29 максимальная практическая дальность полета достигается на высоте 13000 м при М=0,8 , а у земли при М=0,5.

Возможности самолета по дальности и продолжительности полета можно рассчитать с помощью табл.1-3, при этом из общего запаса топлива следует вычесть:

- расход топлива при работе двигателей на земле (запуск, опробование систем самолета, руление) – 20 кг/мин;

- расход топлива на взлет - 50 кг;

- 7%-ный гарантийный запас топлива на разброс технических характеристик самолета и двигателей – 250 кг;

- расход топлива на выполнение захода на посадку:

– визуально с круга – 180 кг (4 мин);

– с прямой с Н= 5000м – 330кг (12мин 35с);

– с рубежа с Н= 2000м – 160кг (5мин 15с);

– двумя разворотами на1800 – 355кг (9мин 25с)

– по СН и ТНР – 135кг (4мин 15с).
Время, путь и расход топлива при наборе высоты на истинной скорости 900км/ч при работе двигателей на режиме "максимал" (самолет с 2×Р-73 и 2×АПУ-27) с учетом набора высоты 100м и разгона на этой высоте до истинной скорости 900км/ч приведены в табл. 1.

Т а б л и ц а 1.



Высота, м

Время, мин-с

Путь, км

Расход топлива, кг

Режим РПТ

Режим У

Режим РПТ

Режим У

Режим РПТ

Режим У

1000

3000


5000

7000


9000

11000


13000

1-30

1-55


2-25

3-00


4-00

5-10


7-50

1-30

2-00


2-35

3-10


4-20

5-40


8-30

9

17

22



30

45

65



105

9

18

24



35

50

70



115

180

235


300

350


410

470


570

185

240


310

360


420

490


610

Время, путь и расход топлива при планировании до высоты 500м на режиме "малый газ" и скорости 550 км/ч (самолет с 2×Р-73 и 2×АПУ-27) приведены в табл. 2.

Т а б л и ц а 2.

Высота, м

Время, мин-с

Дальность, км

Расход топлива, кг

13000

11000


9000

7000


5000

3000


1000

10-25

8-35


6-55

5-05


3-25

1-50


0-30

130

105


80

60

35



15

5


120

100


80

60

40



20

5

Километровые расходы топлива самолетом с 2×Р-73 и 2×АПУ-27 при средней массе 13000 кг приведены в табл. 3.

Т а б л и ц а 3.



Высота полета, м

Число М

0,5

0,6

0,7

0,8

0,9

0

1000


3000

5000


7000

9000


11000

13000


4,33

3,95


3,35

2,96


2,69

2,93


-

-


4,77

4,32


3,47

2,88


2,43

2,25


2,36

-


5,38

4,79


3,8

3,05


2,46

2,12


1,93

-


6,11

5,46


4,29

3,39


2,64

2,18


1,84

1,75


7,6

6,76


5,27

4,11


3,14

2,53


2,06

1,82

Набор высоты с одним, двумя или тремя ПТБ выполнять на истинной скорости 850 км/ч.

Максимальные дальности и время полета в зависимости от вариантов подвесок при стандартных атмосферных условиях приведены в таблице 3а.

Т а б л и ц а 3а

Параметры

Д макс. (км)

t макс (ч.мин)

Тактический радиус

Высота полета, м

Внешние подвески



200

10000-13000

200

500

10000

У земли

Переменный профиль

1

2

3

4

5

6

7

8

9

Без подвесок вооружения

Без ПТБ

535

1250

0,57

1,08

1,22

-

-

С фюз. ПТБ

Без сброса

715

1590

1.14

1.28

1.47

-

-

Со сбросом

745

1750

1.18

1.35

2.58

-

-

С крыл. ПТБ

Без сброса

815

1660

1.25

1.40

2.04

-

-

Со сбросом

850

1940

1.30

1.45

2.12

-

-

С тремя ПТБ

Без сброса

985

1970

1.40

1.55

2.22




-

Со сбросом

1045

2230

1.47

2.02

2.42




-

2×Р-27+ 4×Р-73

Без ПТБ

455

900

0.50

0.56

1.10

134

180

2×Р-27+ 2×Р-73

С фюз. ПТБ

Без сброса

670

1380

1.11

1.18

1.38

-

-

Со сбросом

690

1550

1.15

1.23

1.46

240

345

4×Р-73

С крыл. ПТБ

Без сброса

750

1580

1.18

1.30

1.52

-

-

Со сбросом

775

1830

1.21

1.34

1.58

320

400

2×Р-60(м)

С тремя ПТБ

Без сброса

960

1940

1.36

1.52

2.17

-

-

Со сбросом

1015

2200

1.42

1.59

2.37

410

515

Примечания: 1. Данные таблицы приведены для плотности топлива ρ=0,785 г/см3.

2. Расход топлива на запуск, опробование и руление – 120 кг.

3.

4. Сброс ПТБ производится по мере их выработки на разрешенных режимах.



5. Максимальные дальности и продолжительности полета достигаются:

- на Н=200м. на числах М= 0,45 ÷ 0,5;

- на Н=5000м. на числах М= 0,55 ÷ 0,5;

- на Н=10000 – 13000 м. на числах М= 0,75 ÷ 0,8;

6. Тактический радиус самолета приведен для профиля:

а.) у земли – полет на Н = 200 м. и Vист = 900 км/ч.

б.) с переменным профилем – начальная половина пути полета до цели на Н= 5000м. и М=0,65 остальная половина пути на Н = 200м. и Vист = 900 км/ч. В районе цели – воздушный бой в диапазоне высот 1000-3000м. с пуском подвешенных ракет. режим работы двигателей: «Максимал"-2 мин, «Полный форсаж "-1 мин.

При возврате на аэродром начальная половина пути полета на Н=200м и Vист = 900 км/ч, остальная половина пути на Н= 5000м. и М=0,65.

7. Заход на посадку с рубежа. Остаток топлива после посадки 550 кг.

8. Максимальная дальность и продолжительность полета приведены с учетом 7% гарантийного запаса топлива на разброс технических характеристик самолета и двигателей, а тактический радиус и с учетом 5% навигационного запаса топлива .

9.При полете с одним работающим двигателем скорости полета (числа М), соответствующие минимальному километровому расходу уменьшаются на М = 0,1 ÷ 0,15, а величина минимальных километровых расходов практически совпадает с аналогичными расходами при двух работающих двигателях. Максимальная дальность полета самолета с одним работающим двигателем достигается на высотах 5500-6500 м.

10.Для достижения максимальной дальности полета с одним работающим двигателем необходимо:

- при необходимости сбросить подвески;

- занять высоту 5500-6500 м, набор ее производить на истинной скорости 600-650 км/ч (М=0,5-0,6) на максимальном режиме работы двигателя;

- в горизонтальном полете с постоянным числом М=0,6 следовать на аэродром посадки (при средней массе самолета 13000 кг расход топлива составит ≈ 2,4 кг/км).

Раздел 2


ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ

ОГРАНИЧЕНИЯ


ОГРАНИЧЕНИЯ ПО СКОРОСТИ, ЧИСЛУ М ПОЛЕТА И ПЕРЕГРУЗКЕ
Максимально допустимые скорости, числа М и перегрузки самолета приведены в табл. 4 (для симметричных подвесок), другие ограничения – в табл.5.



Параметры

Без подвесок и с УР

С пустым подфюз. ПТБ

С полностью или частично запр. подфюз. ПТБ

С полностью заправл. частично или полностью выработ. Двумя или тремя ПТБ

С АБСП - -250, АБСП -100

С НРС, 4х(2)

АБСП - -500



С КМГУ-2

С 6×АБСП-500

Скорость полета км/ч:

1500

1000

1000

900

1250

-

900 на Н<5000м 1100 на Н5000м

900

Число М

2,35

0,9

0,9

0,9

0,9 на Н<3000м 1,5 на Н3000м

0,8

1,5

0,8

Перегрузка при mсам кг

14200

14200

18480

18480

Взлетн.

Взлетн.

Взлетн.

Взлетн.

М  0,85

+9; -2,5

+9; -2,5







+5; -1,5

+5; -1,5

+5; -1

+4; -1,5

М > 0,85

+7; -1,5

+7; -1,5



















М  0,9







+4; -1,5

+4; -1,5













Для самолетов до №2960502555

Скорость полета км/ч:

























На Н<2000м.

1250






















На Н>2000м.

1500






















Число М

2,35










0,8










Перегрузка при mсам кг

13500










Взлетн.










М  0,85

+7,5÷-1,5










+5,0÷-1,5










М > 0,85

+6,5÷-1,5





















следующая страница >>