Особенности модели динамики¶

В этой главе перечислены некоторые заметные отличия усовершенствованной флайт-модели. Динамика самолёта всегда рассчитывается на основе одних и тех же общих уравнений физики, описывающих поступательное и вращательное движение твердого тела под воздействием внешних сил и моментов, вне зависимости от природы их возникновения.

Траекторное и угловое движение выглядит более естественно вследствие правильного моделирования инерционных свойств самолёта.
Нет характерных для стандартной модели, заметных на глаз переключений между режимами, которые проявляются в виде неестественно резкого изменения угловых скоростей вращения самолёта (например, при сходе с «Колокола») или пространственного положения (например, при посадке с углом крена, на одну из опор шасси).
Естественным образом учитывается гироскопический эффект при вращении самолёта (в стандартной модели данный эффект не учитывается).
Несимметричное действие на самолёт внешних сил (таких как «разнотяг» двигателей и т.п.), а также действие внешних сил, проходящих не через центр тяжести самолёта (например: сила тяги двигателей, сила сопротивления несимметричной подвески оружия) корректно обрабатывается на любых этапах полёта и вызывает вращательный момент в нужную сторону.

Центр тяжести самолёта может изменять свое положение в связанной системе координат.

Имеется понятие продольной и поперечной центровки, которая может изменяться в зависимости от заправки самолёта топливом, подвески грузов на пилонах.
Естественным образом учитывается несимметричная подвеска грузов на пилонах, правильно влияющая на характеристики поперечного управления (в зависимости от скорости полёта, нормальной перегрузки и пр.).

Аэродинамическая модель описывает аэродинамические характеристики самолёта, как объекта, состоящего из набора связанных между собой элементов планера (фюзеляж, консоли крыла, стабилизатора и т.п.), для которых производится раздельный расчет характеристик во всем диапазоне местных углов атаки и скольжения (в т.ч. и закритическом), местных скоростных напоров и чисел Маха, с учетом отклонения органов управления и степени разрушения отдельных элементов планера и органов управления.

Корректно моделируется аэродинамика самолёта во всем диапазоне углов атаки и скольжения.
Эффективность поперечного и бокового управления, а также степень боковой и поперечной статической устойчивости зависят от угла атаки, продольной и поперечной центровки.
Естественным образом учитывается режим авторотации крыла при вращении по крену на больших углах атаки.
Естественным образом учитывается кинематическое, аэродинамическое и инерционное взаимодействие продольного, поперечного и бокового каналов (движение рыскания при выполнении вращений по крену, движение крена при даче педалей и пр.).
Наличие угла скольжения обусловлено не только управляющим воздействием летчика (как в стандартной модели), но и пространственным положением самолёта.
В случае разрушения элементов планера движение самолёта задается не программно (типовым образом), а получается естественным образом, методом исключения из аэродинамического расчета разрушенного элемента целиком, или частично.
Самолёт обладает правильным характером сваливания (покачивание с крыла на крыло с одновременными колебаниями по курсу).
Реализован различный характер аэродинамической тряски в зависимости от режима полёта: при превышении максимально допустимого угла атаки, числа Маха и пр.

Модель динамики реактивного двигателя представляет из себя сложный комплекс моделей основных элементов ТРД: компрессора, камеры сгорания, турбины и стартер-генератора.

Обороты МГ зависят от режима полёта: высоты и числа Маха, а также от атмосферных условий: давления и температуры.
Моделируется кратковременный заброс оборотов при приемистости.
Время приемистости и дросселирования двигателя, а также его управляемость (запаздывание реакции на РУД) зависят от оборотов.
Значение температуры газов за турбиной сложным образом зависит от режима работы двигателя, режима полёта и атмосферных условий.
Удельный расход топлива нелинейно зависит от режима работы двигателя и режима полёта.
Корректно моделируется динамика параметров работы двигателя (оборотов и температуры газов) в процессе запуска и остановки двигателя. Реализован режим авторотации двигателя от набегающего потока, «зависания» оборотов (при продолжающемся росте температуры) в случае неудачного запуска при неправильном положении РУД на ранних стадиях запуска, а также «встречный» запуск и автоматический запуск в воздухе.
Реализован момент от вращающихся элементов двигателей.

Модель левой и правой гидросистем включает в себя модели источников и потребителей гидравлической энергии.

Каждая гидросистема (левая и правая) питает свою группу потребителей гидравлической энергии (шасси, бустеры элеронов, закрылки, носки крыла, переставной стабилизатор, поворот ПК, тормозные системы и т.п.), в соответствии с техническим описанием самолёта.
Давление в левой и правой гидросистеме зависит от баланса производительности гидронасосов с одной стороны, и расхода гидрожидкости потребителями гидравлической энергии с другой стороны (бустеры, силовые приводы и т.п.). При этом, производительность гидронасосов, в свою очередь, зависит от оборотов левого и правого двигателя соответственно, а расход гидрожидкости потребителями — зависит от интенсивности их работы.
Моделируется как полный, так и частичный отказ силовых приводов при падении давления в соответствующей гидросистеме.

Модель системы управления включает в себя модели основных элементов: механизм триммирования и триммерного эффекта, бустерное управление в поперечном канале, демпфер рыскания.

Модель триммера тангажа и рыскания, а также модель механизма триммерного эффекта крена реализованы с различной логикой, с учетом разницы в работе триммера и механизма триммерного эффекта. В частности, положение триммера тангажа не влияет на положение РУС на околонулевых скоростях полёта/руления. Работоспособность триммеров и механизма триммерного эффекта зависит от наличия электропитания в бортовой сети самолёта.
При падении давления в левой ГС, поперечная управляемость самолёта ухудшается с ростом приборной скорости полёта (уменьшается ход РУС вбок, что имитирует недостаточность усилий летчика). Продольная и боковая управляемость самолёта не зависят от давления в ГС.
Скорость выпуска и уборки механизации крыла и переставки стабилизатора зависит от давления в ГС.
Выпуск механизации крыла в посадочное положение на больших приборных скоростях полёта приводит сначала к частичному, а затем и к полному заклиниванию силовых приводов, и влечет за собой повреждение трубопроводов гидросистемы (утечку гидрожидкости и падение давления в гидросистеме).
Выпуск шасси на больших приборных скоростях полёта приводит сначала к частичному, а затем и к полному заклиниванию силовых приводов, и влечет за собой повреждение трубопроводов гидросистемы (утечку гидрожидкости и падение давления в гидросистеме).

Процедура запуска двигателей, при «холодном» старте на стоянке¶

Включить электропитание RShift + L и проконтролировать включение индикации на приборах и ИЛС.
Переместить РУД (ручку газа джойстика) в крайнее заднее положение — малый газ.
Произвести запуск двигателей клавишами RShift + Home, либо по очереди, правый двигателей — RCtrl + Home, левый двигатель — RAlt + Home.
Проконтролировать раскрутку роторов двигателей по указателю оборотов и выход двигателей на режим малого газа (обороты на МГ: 31-40%, в зависимости от метеорологических условий).
Проконтролировать рост и стабилизацию температуры газов за турбинами двигателей по указателям температуры: не более 420 градусов на режиме малого газа (обычно 300 — 350 градусов). Заброс температуры в процессе запуска не должен превышать 770 градусов.

В случае запуска двигателя при положении РУД не на упоре «малый газ» происходит перелив топливом камеры сгорания и обороты двигателя «зависают» в промежуточном положении, при этом начинается неконтролируемый рост температуры, с возможностью возникновения пожара двигателя. В случае, возникновения подобной ситуации, необходимо срочно прекратить запуск — RShift + End, либо раздельно: правый двигателей — RCtrl + End, левый двигатель — RAlt + End. После полной остановки роторов, необходимо выждать 1 — 5 минут для охлаждения двигателя и затем повторить запуск. Для ускорения процедуры запуска двигателей допускается переводить РУД выше упора «малый газ», вплоть до «максимала», при оборотах более 15-20%. Однако такой способ запуска уменьшает его надёжность и может привести к «зависанию» оборотов двигателя.

Автоматический запуск в воздухе¶

В случае останова двигателя в воздухе (при скорости более 150км/ч) возможен его последующий автоматический запуск, т.е. без необходмости нажатия кнопки запуска. Для этого достаточно перевести РУД на малый газ, и тогда запуск начнётся автоматичеки. Успешный запуск двигателя в воздухе возможен при оборотах авторотации не менее 12%.

Особенности пилотирования¶

Руление¶

Повороты с малым радиусом на рулении выполнять на скорости не более 5-10 км/ч во избежание опрокидывания самолёта на крыло или повреждения пневматика переднего колеса.

Взлет¶

Колесные тормоза удерживают самолёт на месте до частоты вращения роторов двигателей не более 80%, поэтому на старте, при увеличении оборотов до 70-75%, следует отпустить тормоза и начать разбег, доводя обороты до максимальных в процессе разбега. Направление разбега выдерживается небольшими и плавными отклонениями педалей. По достижении скорости 160-180 км/ч при нормальной взлетной массе и 200-220 км/ч — при максимальной, РУС отклоняют на себя примерно на 2/3 хода и создают взлетный угол, ориентируясь на положение штанг ПВД, концы которых должны лечь на линию горизонта. Самолёт отрывается от ВПП практически одновременно с созданием взлетного угла, при этом самолёт без подвесок энергично стремится увеличить угол тангажа, что легко парируется соразмерной отдачей РУС от себя.

На высоте 10 м начать уборку шасси, а по достижении скорости 320-340 км/ч на высоте не менее 150 м перевести закрылки последовательно в маневренное и убранное положение. В процессе уборки шасси возможно кратковременное падение давления во второй гидросистеме и срабатывание светосигнализатора «ГИДРО 2».

Взлет с боковым ветром¶

Особенность самолёта Су-25/25Т — узкая колея и короткая база шасси, что делает взлет и посадку с боковым ветром достаточно сложной. Тем не менее, самолёт на сухой ВПП можно удержать на разбеге и пробеге при боковой составляющей ветра до 11-14 м/с. При движении по земле самолёт кренится по ветру, поэтому эту тенденцию необходимо парировать отклонением РУС в сторону ветра. Кроме этого, из-за эффекта флюгера самолёт стремится развернуться носом против ветра, что парируется аккуратными плавными отклонениями педалей.

Посадка¶

Шасси при заходе на посадку выпускают на скорости менее 400 км/ч. При выпуске механизации крыла самолёт несколько «вспухает». Балансировка самолёта после перехода во взлетно-посадочную конфигурацию (ВПК) практически не отличается от балансировки в полётной конфигурации (ПК). Если же в процессе выпуска механизации наблюдается значительная разбалансировка в продольном или поперечном отношении, что говорит о невыпуске или несимметричном выпуске закрылков, необходимо убрать механизацию и произвести посадку в полётной конфигурации. При этом все скорости планирования и посадки увеличиваются на 40-60 км/ч.

Правильная посадка возможна только при точном выдерживании скорости в процессе захода. На глиссаде в ВПК скорость плавно гасят от 290-310 км/ч в начале снижения до 260-280 км/ч над БПРМ. Выравнивание следует начинать на высоте 5-8 м при скорости 250-270 км/ч примерно за 100 м до торца ВПП. После завершения выравнивания на высоте не более 1 м РУД плавно переводят в положение «Малый газ» и по мере гашения скорости создают самолёту посадочный угол, ориентируясь по законцовкам штанг ПВД, которые к концу выдерживания должны лечь на линию горизонта. Приземление происходит на скорости 220-240 км/ч. Далее необходимо плавной отдачей РУС от себя опустить носовое колесо, выпустить тормозной парашют и применить тормоза колес. Направление на пробеге выдерживают небольшими и плавными отклонениями педалей. Если при торможении не удается избежать увода самолёта, следует отпустить тормоза, выровнять самолёт вдоль оси ВПП и вновь начать торможение. При угрозе выкатывания самолёта за ВПП на скорости более 50 км/ч необходимо убрать шасси, открыть фонарь и обесточить самолёт.

Посадка с боковым ветром¶

При расчете на посадку с боковым ветром следует подобрать такой угол упреждения, чтобы самолёт снижался без крена и скольжения точно в направлении торца ВПП. В конце выдерживания непосредственно перед приземлением следует педалями устранить угол упреждения, совместив продольную ось самолёта с направлением оси ВПП, а РУС отклонить на ветер. Касание в этом случае происходит без юза, а положение РУС позволяет сразу после приземления парировать кренение самолёта по ветру. После приземления на основные стойки шасси педали следует поставить нейтрально и незамедлительно, но аккуратно опустить носовое колесо. Убедившись в правильности направления пробега самолёта вдоль оси ВПП, приступить к торможению с использованием тормозов колес. При боковом ветре более 4-5 м/с тормозной парашют не применяется, т.к. удержать самолёт на ВПП в этом случае практически невозможно. Если самолёт в процессе торможения проявляет тенденцию к рысканью, следует отпустить тормоза, вновь выровнять самолёт вдоль оси ВПП и после этого возобновить торможение.

Ошибки при выполнении посадки¶

Перелет¶

Происходит вследствие повышенной скорости на глиссаде или неправильного расчета на посадку, при котором точка начала выравнивания выносится вперед, совмещаясь, например, с торцом полосы. При значительном перелете следует уйти на второй круг.

Недолет¶

Возникает вследствие потери скорости непосредственно перед выравниванием или на выравнивании, а также при заходе на посадку ниже глиссады. Для исправления ошибки следует увеличить обороты двигателей для достижения заданной скорости (выполнить заход с подтягом).

Высокое выравнивание¶

является следствием неправильной оценки высоты начала выравнивания или слишком энергичного взятия РУС на себя на выравнивании. Чтобы исправить ошибку, необходимо задержать РУС, дав возможность самолёту снизиться до высоты нормального выдерживания, и взятием РУС на себя создать посадочный угол. В случае высокого выравнивания и потери скорости самолёт парашютирует, при этом происходит грубое приземление с большой вертикальной скоростью.

Cваливание и штопор¶

При потере скорости в горизонтальном полёте самолёт в штопор не входит, а парашютирует, совершая колебания по курсу и крену. При перетягивании РУС во время выполнения маневра возможны как колебания по крену, так и самопроизвольные полубочки (сваливание на крыло). Для вывода из этого режима достаточно просто отдать РУС от себя.

Ввести самолёт в штопор в ПК и в маневренной конфигурации (МК) возможно только преднамеренно. В ПК и МК выход самолёта из штопора происходит после установке РУС в нейтральное положение, а для ускорения выхода из штопора можно применить стандартную методику: отклонить педали против штопора и отдать РУС от себя.

В ВПК возможно непреднамеренное попадание в штопор при превышении допустимого угла атаки, особенно при задней центровке (при отстреле боекомплекта встроенной пушечной установки (ВПУ) на Су-25 и вне зависимости от наличия боекомплекта на Су-25Т). При этом самолёт из установившегося штопора практически не выводится.