4.8.Пилотаж

Общие положения

4.8.1. Пилотаж выполняется в зоне. Набирать высоту при полете в зону необходимо вначале по кругу, а затем по пути в зону с таким расчетом, чтобы прибыть в нее на заданной высоте.

Набор высоты в зону производить в соответствии с рекомендациями п.п. 4.6.1-4.6.3.

Маршрут в зону и из зоны строить так, чтобы не проходить вблизи границ соседних зон. Выход из круга осуществлять по касательной от ближайшего разворота в направлении зоны.

На прямой от круга до зоны, производя отвороты самолета вправо и влево на 15-20° с креном 20-25°, просматривать воздушное пространство и контролировать свое место по отношению к аэродрому.

4.8.2. При подходе к зоне оценить погоду (высоту нижней границы облаков и видимость), осмотреться и проверить, не занята ли зона другим самолетом. Убедившись, что зона свободна, занять ее и проконтролировать свое местонахождение по ориентирам зоны. Проверить температурный режим двигателя и высоту.

Сбалансировать самолет в горизонтальном полете на скорости 200 км/ч так, чтобы при этом на ручке управления не было тянущих или давящих усилии.

4.8.3. При выполнении задания в зоне ввод в фигуру производить, как правило, в направлении на аэродром или от аэродрома. При сильном ветре ввод в фигуру должен производиться против ветра. В процессе выполнения фигур периодически контролировать показания приборов работы двигателя, высоту и свое местонахождение в зоне.

Предупреждение. При выполнении фигур пилотажа при уменьшении скорости менее 130 км/ч возможно загорание сигнальных табло «Опасная скорость» и «Срыв» в мигающем режиме, а также срабатывание звуковой сигнализации в шлемофонах летчиков.

При выполнении фигур пилотажа в случае непреднамеренного уменьшения скорости полета менее 130 км/ч и загорания сигнальных табло «Опасная скорость» и «Срыв» с одновременным появлением звукового сигнала в шлемофонах для предотвращения сваливания самолета необходимо отдать ручку управления от себя до прекращения световой и звуковой сигнализации.

4.8.4. Если другой самолет приблизился к зоне и будет мешать пилотированию, надо прекратить пилотаж и отойти в сторону от него. Не прекращая за ним наблюдения, доложить руководителю полетов и действовать согласно его указаниям.

Виражи с креном 45° и 60°

4.8.5. Вираж с креном 45° выполнять на скорости 190 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82%.

Перед вводом в вираж наметить ориентир в направлении ввода и вывода, установить частоту вращения и наддув, соответствующий скорости 190 км/ч. Плавным и координированным движением ручки управления и педалей ввести самолет в вираж. По мере увеличения крена плавно увеличить наддув с таким расчетом, чтобы при крене 45° сохранялась скорость 190 км/ч. Когда заданный крен и необходимая угловая скорость будут достигнуты, надо поддержать крен, несколько отжимая ручку управления в сторону, противоположную развороту, и от себя; одновременно движением педали против вращения устранить стремление самолета увеличивать скорость вращения.

В установившемся вираже контролировать положение капота относительно горизонта, величину крена, показания приборов (указателя скорости, положение шарика указателя скольжения, вариометра, высотомера и АГИ-1) и сохранение установившейся угловой скорости вращения самолета.

За 20-25° до намеченного ориентира координированным движением педали и ручки управления в сторону, обратную вращению самолета, начать вывод из виража. По мере уменьшения крена плавно уменьшить наддув до заданного. Когда самолет прекратит вращение и выйдет из крена, поставить рули нейтрально. При выходе из виража самолет стремится поднять нос, поэтому для сохранения скорости полета ручку управления нужно слегка отжимать от себя.

Самолет на виражах устойчив и легко переходит из одного виража в другой. На правом вираже самолет имеет тенденцию к увеличению крена и угловой скорости вращения.

4 8.6. Вираж с креном 60° выполнять на скорости 210 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82%.

Перед вводом в вираж наметить ориентир в направлении ввода и вывода, установить частоту вращения и наддув, соответствующий скорости 210 км/ч. В глубокий вираж самолет вводится так же, как и в мелкий. По мере увеличения крена плавно увеличить наддув с таким расчетом, чтобы при крене 45-50° он был дан полностью.

При достижении крена 45° и дальнейшем его увеличении ручку управления необходимо незначительно выбирать на себя и незначительно отпускать педаль, отклоненную при вводе в вираж.

При крене 60° соразмерным и координированным движением ручки и педалей удерживать самолет в режиме виража. Ручкой сохранять угловую скорость вращения и крен, а педалями удерживать нормальное положение капота относительно горизонта. В ходе виража не допускать перетягивания ручки управления на себя.

Вывод из виража начинать за 30° до намеченного ориентира координированным движением ручки и педалей, отклоняя их в сторону, обратную вращению самолета, при этом ручку управления отклонять вперед по диагонали, предупреждая подъем носа самолета. По мере уменьшения крена плавно уменьшить наддув двигателя до заданного. После вывода самолета в горизонтальный полет педали и ручку управления поставить нейтрально. Распределение внимания такое же, как и при выполнении виражей с креном 45°.

4.8.7. Характерные ошибки при выполнении виражей:

• несоответствие мощности двигателя величине крена - самолет теряет или набирает высоту (увеличивает или уменьшает скорость);

• перетягивание ручки управления на себя - возникают излишние перегрузки, самолет теряет скорость;

• капот самолета не удерживается педалями по горизонту; излишнее отклонение педали в сторону виража вызывает опускание носа самолета, увеличивается скорость и теряется высота; малое отклонение педали в сторону виража приводит к подъему носа самолета, уменьшается скорость и набирается высота;

• некоординированные действия рулями управления и рычагом газа при вводе в вираж и выводе самолета из виража - возникает внутреннее или внешнее скольжение, не выдерживается заданная скорость;

• резкий ввод самолета в вираж и резкий вывод из него - не выдерживаются скорость и высота;

• неточный по направлению вывод.

Боевой разворот

4.8.8. Выполняется на скорости 300 км/ч, при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82% и полном наддуве. Перед вводом необходимо осмотреться и наметить ориентир для вывода (в направлении хвостового оперения).

На заданной скорости плавным движением ручки управления на себя подвести капот к линии горизонта, а затем энергичным и координированным движением ручки управления на себя и в сторону боевого разворота с одновременным движением педали в ту же сторону перевести самолет в набор высоты по восходящей спирали с начальным креном 15-20°.

Темп ввода в боевой разворот должен быть таким, чтобы после разворота на 130° самолет имел угол крена и угол тангажа 50°, при дальнейшем развороте удерживать это положение. Развернувшись на 150° (за 30° до ориентира вывода), одновременным движением ручки управления и педали в обратную сторону начать выводить самолет из разворота с таким расчетом, чтобы скорость при выводе была не менее 140 км/ч.

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

4.8.9. Характерные ошибки при выполнении боевого разворота:

• мала скорость ввода в боевой разворот - самолет быстро теряет скорость, мал набор высоты;

• замедленный темп увеличения угла крена при координированном боевом развороте - самолет быстро теряет скорость;

• ускоренный темп увеличения угла крена при координированном развороте - мал набор высоты;

• некоординированные действия рулями управления - разворот происходит с внешним или внутренним скольжением;

• вывод из боевого разворота производится с большим углом тангажа - возможна потеря скорости.

Пикирование

4.8.10. Ввод в пикирование выполнять с горизонтального полета или с разворота на скорости 140 км/ч. Пикирование разрешается выполнять с газом и без газа до скорости не более 360 км/ч.

При пикировании не допускать:

• понижения температуры головок цилиндров двигателя менее 120°С и температуры входящего масла в двигатель ниже 40°С (в случае переохлаждения выполнить площадку для прогрева двигателя на повышенной частоте вращения коленчатого вала двигателя);

• непрерывной работы двигателя на частоте вращения более 86% в течение более 1 мин;

• резкой дачи газа.

Выводить из пикирования плавным движением ручки управления на себя, не допуская превышения перегрузки более +7. При выводе из пикирования рекомендуется плавно давать полный наддув в течение 2-3с.

4.8.11. Характерные ошибки при выполнении пикирования:

• при вводе в пикирование с разворота не соблюдается координация движений рулями и перетягивается ручка управления на себя - возможна потеря скорости;

• резкий ввод в пикирование с прямой - возникает обратная перегрузка;

• резкие движения рулями управления во время пикирования - не сохраняется угол пикирования;

• не контролируется высота при пикировании - вывод из пикирования производится на высоте ниже заданной;

• резкий вывод из пикирования с перетягиванием ручки управления - возникают большие перегрузки;

• вялый вывод из пикирования - большое нарастание скорости самолета и большая потеря высоты;

• вывод из пикирования производится с разворотом - увеличивается потеря высоты на выводе.

Горка

4.8.12. Горка может выполняться с различными углами набора высоты, вплоть до 90°.

Ввод в горку производить на скорости 300 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82% и полном наддуве плавным взятием ручки управления на себя. При достижении заданного угла набора высоты зафиксировать его и проконтролировать положение самолета по авиагоризонту.

Вывод из горки начинать на скорости не менее 170 км/ч отдачей ручки от себя, не меняя режим работы двигателя. Перевод самолета в горизонтальный полет должен быть закончен на скорости не менее 140 км/ч.

4.8.13. Характерные ошибки при выполнении горки:

• резкий перевод самолета в набор высоты - большие перегрузки и преждевременная потеря скорости;

• не контролируется положение самолета по авиагоризонту - не выдерживается заданный угол набора высоты;

• поздно выводится самолет из горки - потеря скорости.

Спираль

4.8.14. Спираль выполняется на скорости 180 км/ч с креном 45°.

Перед выполнением спирали установить скорость 180 км/ч и заданный угол снижения, координированными отклонениями ручки управления и педалей ввести самолет в спираль.

Заданный угол крена выдерживать по авиагоризонту, не допуская скольжения (шарик удерживать в центре). Скорость выдерживать изменением угла наклона траектории.

Внимание на спирали распределять так же, как при выполнении виражей. В холодное время года контролировать температурный режим работы двигателя, не допуская понижения температуры головок цилиндров ниже 120°С и температуры масла - ниже 40°С.

Вывод из спирали производить координированным отклонением ручки управления и педалей. В процессе перевода самолета в горизонтальный полет увеличить режим работы двигателя.

При выводе самолета из крутой спирали с углом наклона траектории более 45° вначале необходимо убрать крен, а затем перевести самолет в горизонтальный полет.

4.8.15. Характерные ошибки при выполнении спирали:

• некоординированный ввод в спираль - самолет разворачивается с внешним или внутренним скольжением;

• после ввода в спираль не выдерживается крен - самолет может перейти в крутую спираль с увеличением скорости;

• не контролируется температурный режим работы двигателя - возможно его переохлаждение и нарушение работы.

Скольжение

4.8.16. Скольжение в зоне выполняется на скорости 170 км/ч.

Перед выполнением скольжения выбрать ориентир для выдерживания направления, перевести самолета режим снижения на скорости 170 км/ч и выполнить отворот на 10-15° в сторону, противоположную скольжению. Создать крен в сторону скольжения до 30°, удерживая самолет от разворота соответствующим отклонением педалей. Направление полета при выполнении скольжения выдерживать по ориентиру.

Выводить самолет из скольжения необходимо отклонением ручки управления в сторону, противоположную крену, и соразмерной по мере уменьшения крена постановкой педалей в нейтральное положение.

4.8.17. Характерные ошибки при выполнении скольжения:

• при вводе самолета в скольжение преждевременно отклоняется педаль в противоположную сторону - самолет разворачивается в сторону, обратную скольжению;

• создается большой крен на скольжении - самолет разворачивается в сторону скольжения;

• излишне выбирается ручка управления на себя - самолет теряет скорость;

• ручка управления не поддерживается на себя - самолет увеличивает скорость;

• несоразмерно отклоняются ручка управления и педали на вводе и выводе - не выдерживается направление.

Переворот управляемой полубочкой

4.8.18. Ввод в переворот выполняется с горизонтального полета на скорости 170 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82%.

Перед выполнением переворота осмотреть воздушное пространство, обратив особое внимание на нижнюю полусферу, и наметить ориентир. Придать самолету угол кабрирования 15-20° и зафиксировать его небольшим отклонением ручки управления на себя.

Плавным движением ручки управления и незначительным отклонением педали в желаемую сторону начать вращение самолета относительно продольной оси. После прохода самолетом крена 45° начать отдавать ручку управления от себя, не допуская ухода самолета от ориентира, а к моменту достижения самолетом перевернутого положения - опускания капота самолета.

К моменту достижения перевернутого положения поставить педали нейтрально и движением ручки управления в сторону, обратную вращению, зафиксировать самолет в перевернутом положении. По видимым частям фонаря относительно горизонта и по АГИ-1 убедиться в отсутствии крена и сохранении направления полета относительно намеченного ориентира.

В процессе выполнения полубочки внимание распределять: на координированность отклонений ручки управления и педалей, на положение видимых частей фонаря относительно горизонта, на выдерживание направления на ориентир и темп вращения самолета.

После прекращения вращения самолета убрать наддув на 2/3 хода рычага управления дроссельной заслонкой и, плавно подтягивая ручку управления на себя, ввести самолет в пикирование. Набрав скорость 200-210 км/ч, начать плавно выводить самолет из пикирования с таким расчетом, чтобы скорость при выводе самолета в горизонтальный полет была 280 км/ч.

При выводе из пикирования внимание распределять: на контроль скорости, темп выбирания ручки управления на себя, отсутствие крена, направление вывода и определение момента начала увеличения наддува.

Увеличение наддува двигателя производится после перехода самолетом угла пикирования 45°.

4.8.19. Характерные ошибки при выполнении переворота управляемой полубочкой:

• поздно или мало дается ручка управления от себя при выполнении полубочки - уход самолета в сторону от ориентира;

• поздняя или ранняя дача элеронов и руля направления на вывод из вращения - выход самолета в перевернутый полет с креном;

• перетягивание ручки управления на себя при выводе из пикирования - срыв самолета в штопор;

• вялый вывод из пикирования - большая скорость и излишняя потеря высоты.

Переворот штопорной полубочкой

4.8.20. Переворот выполняется на скорости 180 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82%.

На скорости 180 км/ч энергичным движением ручки управления на себя придать самолету угол кабрирования 10-15° и, не фиксируя это положение самолета, энергично и полностью отклонить педаль в желаемую сторону вращения. Как только самолет начнет вращаться, отдать ручку по диагонали в сторону вращения и от себя.

За 30° до завершения выполнения полубочки энергичным движением ручки управления и педали в противоположную сторону остановить вращение самолета.

После прекращения вращения ручку управления и педали возвратить в нейтральное положение. Точность вывода определяется по положению капота относительно намеченного ориентира и по зазору между консолями крыла и горизонтом.

После выполнения полубочки плавным движением ручки управления на себя завершить выполнение фигуры с выводом самолета в горизонтальный полет на скорости 280 км/ч.

4.8.21. Характерные ошибки при выполнении переворота штопорной полубочкой:

• неполное или неэнергичное отклонение педали на ввод в штопорную полубочку - вялый срыв самолета;

• недостаточное отклонение ручки управления от себя в процессе вращения самолета - уход самолета в сторону от ориентира;

• ручка управления самолетом не возвращается в нейтральное положение или поздно отдается при выполнении полубочки - большой угол тангажа в перевернутом положении самолета.

Петля Нестерова

4.8.22. Петля Нестерова выполняется на скорости 300 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82% и полном наддуве.

Перед выполнением петли в горизонтальном полете наметить ориентир для вывода, убедиться в отсутствии крена и скольжения, осмотреться, уделив особое внимание верхней полусфере.

На скорости 300 км/ч движением ручки управления на себя ввести самолет в петлю.

Движение ручки управления на себя должно быть таким, чтобы темп вращения (угловая скорость) оставался примерно постоянным и скорость к моменту достижения верхней точки петли была не менее 140 км/ч. При появлении признаков неустойчивости самолета в верхней точке ручку управления следует незначительно отпустить от себя с последующим взятием ее на себя. Как только самолет пройдет линию горизонта, плавно убрать наддув и небольшим плавным движением ручки управления на себя выводить самолет в горизонтальный полет с таким расчетом, чтобы скорость в конце вывода была 260-270 км/ч.

При выполнении петли Нестерова внимание распределять:

а) при вводе в петлю:

• на скорость и режим работы двигателя;

• на отсутствие крена;

• на сохранение направления;

б) в первой половине петли:

• на создание необходимой угловой скорости вращения;

• на отсутствие крена;

• на скорость;

в) в верхней части петли:

• на сохранение направления;

• на отсутствие крена;

• на скорость;

• на определение момента уменьшения наддува;

г) при выводе из петли:

• на угол пикирования;

• на скорость;

• на сохранение направления;

• на определение момента увеличения наддува для перехода в горизонтальный полет или для выполнения другой фигуры.

4.8.23. Характерные ошибки при выполнении петли Нестерова:

• при вводе в петлю ручка управления резко берется на себя - самолет теряет скорость в начальной стадии петли; ручка управления очень медленно берется на себя - при подходе самолета к верхней точке возможна потеря скорости и сваливание на крыло;

• в положении самолета вверх колесами перетягивается ручка управления на себя - самолет делает неправильную петлю, возможно сваливание на крыло;

• в верхней точке петли при появлении признаков неустойчивости самолета ручка управления излишне отдается от себя - возможно «зависание»;

• в верхней точке петли рано убирается наддув - самолет теряет скорость и «зависает»,

• при пикировании ручка управления медленно берется на себя - большая скорость и большая потеря высоты при выводе,

• самолет резко выводится из пикирования - создаются большие перегрузки, возможно сваливание на крыло и срыв в штопор.

Полупетля с управляемой полубочкой

4.8.24 Полупетля выполняется на скорости 320 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82% и полном наддуве.

Полупетля выполняется так же, как первая половина петли Нестерова, однако темп взятия ручки управления на себя должен быть несколько энергичнее.

При подходе к верхней точке, когда самолет будет находиться в положении вверх колесами, а его капот не дойдет до линии горизонта 10-15°, надо кратковременно зафиксировать это положение и отклонением ручки управления и незначительным отклонением педали в желаемую сторону начать вращение самолета.

Как только самолет займет горизонтальное положение, прекратить вращение координированным отклонением ручки управления и педали в сторону, противоположную вращению, с последующим их возвращением в нейтральное положение Скорость перед выполнением полубочки должна быть не менее 150 км/ч. Если скорость меньше 150 км/ч, необходимо выполнить вторую половину петли.

Распределение внимания при выполнении полупетли:

а) при вводе в полупетлю:

• на скорость и режим работы двигателя;

• на отсутствие крена;

• на характер изменения перегрузки;

б) при выполнении полубочки:

• на определение момента начала выполнения полубочки:

• на направление вывода, на скорость.

4.8.25. Характерные ошибки при выполнении полупетли с управляемой полубочкой:

• перетягивание ручки управления на себя - потеря скорости, возможно сваливание самолета в штопор;

• рано даются элероны и руль направления на ввод в полубочку - самолет выходит из полупетли с большим углом набора высоты, возможна потеря скорости и сваливание в штопор;

• поздно даются элероны и руль направления на ввод в полубочку - самолет выходит из полупетли со снижением;

• несвоевременно (рано или поздно) даются элероны и руль направления на вывод из полубочки - самолет выходит из полупетли с креном;

• наличие крена на вводе - полупетля выполняется не в вертикальной плоскости;

• в положении самолета «на ноже» не отдается ручка управления от себя - вывод из полупетли происходит с отклонением от выбранного ориентира.

Полупетля со штопорной полубочкой

4.8.26. Полупетля со штопорной полубочкой выполняется на скорости 320 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82% и полном наддуве.

Полупетля выполняется так же, как первая половина петли Нестерова, однако темп взятия ручки управления на себя должен быть более энергичным.

При подходе к верхней точке, когда самолет будет находиться в положении вверх колесами, а его капот не дойдет до линии горизонта на угол 30°, энергичным движением ручки управления на себя «подтянуть» капот к линии горизонта и полностью отклонить педаль в сторону выполняемой полубочки. После начала вращения самолета ручку управления отклонить в сторону вращения. В положении «на ноже» ручку управления энергично отдать от себя за нейтральное положение. За 30° до завершения полубочки дать ручку управления и педаль в сторону, противоположную вращению, и после прекращения вращения вернуть их в нейтральное положение.

Ввод в полубочку выполнять на скорости не менее 170 км/ч, если скорость больше 190 км/ч, выполнить управляемую полубочку.

Распределение внимания при выполнении полупетли со штопорной полубочкой:

а) при вводе в полупетлю:

• на скорость и режим работы двигателя;

• на отсутствие крена;

• на характер изменения перегрузки;

б) при выполнении полубочки:

• на скорость;

• на определение начала выполнения полубочки;

• на направление вывода.

4.8.27. Характерные ошибки:

• перетягивание ручки управления на себя - быстрая и преждевременная потеря скорости, что на закритических углах атаки приводит к непреднамеренному срыву в штопор;

• рано даются рули на ввод в полубочку - самолет выходит из полупетли с большим углом тангажа, быстро теряет скорость, что может привести к срыву в штопор;

• поздно даются рули на ввод в полубочку - самолет выходит из полупетли со снижением;

• несвоевременно (рано или поздно) даются рули на вывод из полубочки - самолет выходит из полупетли с креном;

• наличие кренов на вводе в полупетлю - полупетля выполняется не в вертикальной плоскости;

• в положении «на ноже» мало отдается ручка управления от себя - капот уходит в сторону вращения, вывод из полупетли не по направлению;

• вялое вращение из-за недостатка скорости перед выполнением штопорной полубочки.

Горизонтальная управляемая бочка

4.8.28. Выполняется на скорости 230 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82% и полном наддуве.

В горизонтальном полете наметить впереди самолета ориентир, относительно которого будет выполняться бочка. На заданной скорости взятием ручки управления на себя создать угол кабрирования 10-15° и зафиксировать это положение. После чего энергичным движением ручки управления в сторону бочки начать вращение самолета вокруг продольной оси, помогая вращению незначительным отклонением педали в ту же сторону.

После прохода крена 45° начать отдавать ручку управления от себя, не замедляя вращения. В первый момент это необходимо для предупреждения разворота, а затем, когда самолет будет в перевернутом положении - для предупреждения опускания капота самолета ниже линии горизонта.

В положении «на ноже» (90° и 270°) необходимо незначительно отклонить верхнюю педаль для удержания капота выше линии горизонта.

В перевернутом положении педали должны стоять нейтрально, чтобы самолет не уходил в сторону от ориентира. За 30-20° до завершения бочки ручка управления подтягивается на себя для удержания самолета от разворота и от опускания капота ниже линии горизонта.

Как только самолет будет подходить к положению горизонтального полета, ручку управления дать на вывод в противоположную сторону вращения, а после прекращения вращения - поставить нейтрально.

В процессе выполнения бочки внимание распределять на положение капота относительно горизонта, характер вращения самолета и сохранение направления на ориентир.

4.8.29. Характерные ошибки:

• опускание капота самолета ниже линии горизонта в перевернутом положении - ввод в фигуру с малым углом кабрирования или малое отдание ручки от себя в процессе вращения;

• уход самолета в сторону от ориентира на выводе - в конце вращения рано или много взята ручка управления на себя;

• неравномерное вращение - отпускается ручка управления в процессе вращения;

• воронкообразное вращение - большое отклонение педали.

Горизонтальная штопорная бочка

4.8.30. Выполняется на скорости 170-190 км/ч при частоте вращения коленчатого вала двигателя 82%.

На заданной скорости энергичным, коротким движением ручки управления на себя вывести самолет на угол кабрирования 15-20° и, не фиксируя этот угол, энергично и полностью отклонить педаль в сторону вращения бочки, обращая внимание на то, чтобы движение ручки управления на себя было прекращено к моменту дачи педали. Как только самолет начнет вращаться, необходимо ручку управления отклонить в сторону вращения к борту.

В процессе вращения самолета положение рулей управления и рычага газа не меняется.

Взгляд направить вдоль капота на горизонт, удерживая в поле зрения переднюю кромку крыла, для определения начала вывода самолета из фигуры.

За 20-30° до завершения бочки начать вывод. Энергично и одновременно дать педаль и ручку управления в сторону, противоположную вращению. Темп и величина дачи рулей на вывод зависят от темпа вращения. Чем энергичнее вращение на бочке, тем раньше и энергичнее нужно давать рули на вывод.

Как только самолет прекратит вращение, поставить рули нейтрально. Бочка выполняется практически без потери высоты, но с потерей скорости на 20-30 км/ч.

Техника выполнения левой бочки аналогична правой, но темп вращения самолета на правой бочке энергичнее.

4.8.31. Характерные ошибки:

• вялое движение ручкой управления на себя при создании угла кабрирования 15-20° - нет срыва;

• много берется ручка на себя - вялое вращение и с большим радиусом;

• не полностью дается педаль после создания угла кабрирования - вялое вращение;

• отпускаются рули в процессе вращения - неравномерное вращение с замедлением;

• продолжается движение ручки управления на себя после дачи ноги - вялое неравномерное вращение с большим радиусом;

• поздняя дача рулей на вывод - выход в горизонтальный полет с креном в сторону сращения.

Штопор

4.8.32. Самолет срывается в непреднамеренный штопор только при грубых ошибках летчика в технике пилотирования, при этом срыв происходит без предварительной тряски самолета.

Штопор в учебных целях разрешается выполнять не более двух витков с высоты не менее 1500 м.

Перед выполнением штопора осмотреться и убедиться в отсутствии вблизи других самолетов, особенно внимательно осмотреть пространство под самолетом.

В режиме горизонтального полета на скорости 170 км/ч сбалансировать самолет триммером руля высоты и проверить показания приборов, контролирующих работу двигателя. Наметить ориентир для вывода из штопора.

В горизонтальном полете полностью убрать наддув и по мере уменьшения скорости плавно выбирать ручку на себя до скорости 120 км/ч, удерживая при этом самолет от сваливания на крыло.

При вводе в штопор внимание распределять:

• на положение капота относительно горизонта, перед срывом капот должен «лежать» на горизонте;

• на показания указателя скорости;

• на показания вариометра.

При достижении скорости 120 км/ч опустить капот самолета на линию горизонта, полностью отклонить педаль в сторону заданного штопора. Как только самолет начнет сваливаться на крыло и опускать нос, ручку управления добрать на себя за нейтральное положение (элероны - нейтрально). Движения рулями управления при вводе в штопор должны быть плавными. Ввод в правый и левый штопор выполняется одинаково.

В процессе штопора рули удерживать в том положении, как они были даны на ввод. Характер штопора самолета равномерный, вращение энергичное, без рывков. Самолет штопорит с углом наклона продольной оси к горизонту 50-70°. Разницы между правым и левым штопором практически нет. Взгляд на штопоре направлять в сторону вращения на 25-30° от продольной оси самолета и на 30-40° ниже линии горизонта.

Для вывода самолета из штопора за 30° до намеченного ориентира необходимо сначала энергично и до отказа отклонить педаль в сторону, противоположную вращению самолета, и вслед за этим отдать ручку управления от себя за нейтральное положение строго по продольной оси самолета.

Как только самолет прекратит вращение, немедленно поставить педали и ручку управления в нейтральное положение, набрать скорость 160-170 км/ч и затем, плавно выбирая ручку управления на себя, вывести самолет из пикирования. При подходе самолета к линии горизонта увеличить наддув двигателя и вывести самолет в горизонтальный полет.

За один виток штопора самолет теряет (с выводом в горизонтальный полет) 250-300 м высоты, за два витка - 400-450 м.

4.8.33. Характерные ошибки при выполнении штопора:

• перед дачей рулей на ввод в штопор капот самолета не кладется на линию горизонта, в результате чего срыв начинается с угла кабрирования, на котором происходило гашение скорости - крайне затруднена пространственная ориентировка, штопор выполняется с переменным углом наклона продольной оси к горизонту;

• резко даются рули управления на ввод - самолет очень энергично сваливается в штопор;

• ввод в штопор производится на большой скорости - самолет делает бочку на планировании, а затем переходит в штопор;

• резко сбавляется наддув - возможна остановка двигателя;

• во время штопора отпускается ручка управления от себя - самолет с креном и заносом хвоста самопроизвольно выходит из штопора;

• на выводе из штопора отклонена педаль до отказа в сторону, противоположную вращению самолета, а ручка управления удерживается на себя - самолет после прекращения вращения переходит в крутую спираль в ту сторону, в которую дана нога;

• несвоевременно (рано или поздно) даются рули на вывод - вывод происходит не в заданном направлении.

Предупреждение. После выполнения горизонтальных и вертикальных фигур сложного пилотажа в режиме прямолинейного горизонтального полета выполнить согласование курсовой системы и арретирование авиагоризонта.