ВОСЬМЕРКА

Восьмерка — это два виража противоположного направления, осуществляемые быстрым и энергичным перекладыванием рулей из одного виража в другой. Из виража в вираж самолет перево­дится легко, но при перекладывании необходимо незначительно отжимать штурвал от себя, чтобы сохранить скорость.

По мере уменьшения крена при выводе из первого виража наддув двигателя уменьшается до (480—500) мм рт. ст., а при вводе во второй вираж снова увеличивается до полного.

Выполнение восьмерки требует большого внимания и точной Координации движения рулями управления. Распределение внимания на восьмерке такое же, как и на виражах. Восьмерки с креном 45° выполнять на скорости 180 км/ч, с креном 60° — на скорости 200 км/ч.

БОЕВОЙ РАЗВОРОТ (рис. 19)

Перед вводом в боевой разворот необходимо осмотреть воздуш­ное пространство и убедиться, что вблизи нет других самолетов и что самолет находится в своей зоне.

Для выполнения боевого разворота нужно наметить ориентир для вывода, установить частоту вращения вала двигателя 70%,

Рис. 19. Боевой разворот. Порядок действий:

1 — перед вводом произвести круговой осмотр (особенно в сторону разворота). Установить частоту вращения вала двигателя 70%. Дать полный наддув, ра­зогнать самолет до скорости 280 км/ч, затем плавно подвести капот к линии го­ризонта; 2 — энергичным координированным движением штурвала и педалей ввести самолет в разворот и одновременно взять штурвал на себя для перевода самолета в восходящую спираль с начальным креном 15—20° и перегрузкой 3, 5—4 g; 3 — плавно и координирование увеличивать крен и угол подъема: 4—после разворота на угол 130° самолет должен иметь крен и угол подъема 50°; 5 — после того как самолет развернется на 150° (за 30° до ориентира вывода) одновременным движением штурвала и педалей в сторону, противоположную развороту, начать координированный вывод; 6 — закончить вывод из разворота на приборной скорости 150 км/ч; 7 — придать капоту то же положение относительно горизонта и установить двигателю тот же режим, что и в горизонтальном полете.

дать полностью наддув и с небольшим снижением увеличить ско­рость до 280 км/ч, после чего плавным движением штурвала на себя подвести капот к линии горизонта, а затем энергичным и ко­ординированным движением на себя и в сторону боевого разворо­та с одновременным движением педалей в ту же сторону перевести самолет в набор высоты по восходящей спирали с начальным кре­ном (15—20)° и перегрузкой (3,5—4) g.

Темп ввода в боевой разворот должен быть таким, чтобы после разворота на 130° самолет имел крен и угол подъема 50°. В про­цессе дальнейшего разворота это положение должно удерживать­ся. Развернувшись на 150° (за 30° до ориентира вывода) одновре­менным движением штурвала и педали в сторону, противополож­ную развороту, самолет выводится из разворота так, чтобы при­борная скорость при выводе была 150 км/ч, а положение капота относительно горизонта было таким же, как при горизонтальном полете. После этого уменьшается наддув до величины, необходи­мой для горизонтального полета.

Характерные ошибки при выполнении боевого разворота:

— мала скорость ввода в боевой разворот — самолет быстро теряет скорость и не набирает высоту;

— в процессе разворота излишне взят штурвал управления на себя — самолет быстро теряет скорость, появляется тряска;

— в начале разворота и в первой его половине недостаточно отклоняется педаль в сторону разворота и мало отклонен на себя штурвал. — вялое вращение самолета;

— некоординированные действия рулями управления — раз­ворот происходит с заносом хвоста или скольжением на крыло;

— велик крен на развороте — происходит скольжение на кры­ло, и самолет мало набирает высоту;

— во второй половине разворота не поддерживается крен, са­молет плохо набирает высоту;

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

ПИКИРОВАНИЕ (рис. 20)

Перед вводом нужно осмотреть воздушное пространство в направлении пикирования, особенно вниз. Проверить показания при­боров и убедиться, что высота соответствует заданной. Ввод в пикирование производить с горизонтального полета или с разворота на приборной скорости 150 км/ч, не допуская отрицательных перегрузок. Пикирование разрешается выполнять с газом и без газа, о приборной скорости в конце вывода не более 300 км/ч. При пикировании следить за температурным режимом двигателя, не допуская падения температуры головок цилиндров ниже 120°С. Выводить самолет из пикирования плавным движением штурвала на себя. При энергичном выбирании штурвала на больших скоростях пикирования возникают значительные перегрузки. Чтобы приборная скорость на выводе не превышала 300 км/ч, вывод из угла (40—50)° нужно начинать на приборной скорости не более 280 км/ч. При выводе из пикирования рекомендуется давать пол­ный наддув плавно в течение (2—3) с.

Рис. 20. Пикирование. Порядок действий:

1 — сбалансировать самолет на скорости 180 км/ч при частоте вращения вала двигателя 70%; осмотреть пространство в направлении пикирования, особенно вниз. Проверить показания приборов, убедиться, что высота полета заданная. Установить скорость 150 км/ч; 2 — плавно ввести самолет в пикирование, не допуская отрицательных перегрузок. Зафиксировать угол пикирования (не бо­лее 50°); 3 — следить за температурным режимом двигателя (температура го­ловок цилиндров — не менее 120°), за высотой и скоростью (не более 260 км/ч); 4 — вывод из пикирования начинать при скорости не более 280 км/ч, плавным движением штурвала на себя, скорость вывода не должна быть выше 260 км/ч

Характерные ошибки при пикировании:

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

— резкий ввод в пикирование с прямой — возникает значи­тельная обратная перегрузка, могущая привести к падению давле­ния масла и бензина или к раскрутке винта;

— резкое движение рулями управления во время пикирования —не сохраняется постоянный угол пикирования;

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

— резкий вывод из пикирования с перетягиванием штурва­ла—возникают большие перегрузки, появляется тряска;

— вялый вывод из пикирования — быстрое нарастание скоро­сти и большая потеря высоты;

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

ГОРКА (рис. 21)

Горка выполняется с углом набора до 50°. Перед вводом нуж­но установить частоту вращения вала двигателя 70%, дать пол­ностью наддув и с небольшим снижением увеличить приборную скорость полету до 280 км/ч, затем плавно установить заданный угол подъема и зафиксировать его. Величина угла определяется по положению передних частей самолета относительно горизонта и по АГД-1. Вывод из горки необходимо начинать на приборной ско­рости 170 км/ч. Для этого одновременным вводом в разворот и уменьшением угла при постоянном наддуве двигателя самолет пе­ревести в разворот в горизонтальной плоскости. Взгляд в ходе разворота должен быть направлен в сторону разворота на горизонт.

Рис. 21. Горка с вводом в разворот при выходе:

1— осмотреться, проверить показания приборов. Установить частоту вращения вала двигателя 70%, дать полностью наддув. В режиме снижения увеличить скорость до 280 км/ч. Плавно установить заданный угол подъема и зафиксировать его; 2 — величину угла подъема проверять по положению передних частей самолета относительно горизонта и по АГД-1; 3 — вывод из горки начинать на приборной скорости 170 км/ч. Для этого одновременно уменьшать угол подъема и вводить самолет в разворот; 5 — перевести самолет в горизонталь­ный полет на скорости не менее 140 км/ч

Угол крена определяется по АГД-1К и по положению передних частей самолета относительно горизонта.

Координацию действий рулями и скорость полета контролировать по приборам (указателю поворота и скольжения, указателю скорости), вывод в горизонтальный полет должен быть закончен на скорости не менее (140—150) км/ч.

Характерные ошибки при выполнении горки:

— резкий перевод самолета в угол набора — большие перегрузки и преждевременная потеря скорости;

— не контролируется положение самолета относительно горизонта—мал или велик угол горки;

— резкий вывод из горки — создаются отрицательные перегрузки;

— запаздывание при выводе из горки — происходит потеря скорости.

СПИРАЛЬ (рис. 22)

Спираль с креном 45° выполняется с установившегося режима планирования на приборной скорости 180 км/ч и на режиме рабо­ты двигателя, обеспечивающем вертикальную скорость снижения (3—4) м/с. Перед вводом в спираль нужно осмотреться, особенно в сторону разворота и вниз, проверить показания приборов, конт­ролирующих работу двигателя, и установив заданную скорость планирования, координированными движениями штурвала и педа­лей ввести самолет в разворот. Когда будет достигнут заданный крен, незначительными движениями педалей и штурвала в сторо­ну, противоположную развороту, устранить стремление самолета к увеличению крена, возрастанию скорости вращения и скорости по траектории. Величина крена выдерживается по положению ка­пота и крыла самолета относительно горизонта, контролируется по указателю поворота и скольжения и по АГД-1. Внимание на спирали распределяется так же, как и при выполнении виражей. Не допускать снижения температуры головок цилиндров ниже 120°С.

После вывода из спирали установить скорость планирования 170 км/ч.

Характерные ошибки при выполнении спирали:

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

— после ввода в спираль не поддерживается крен—увеличи­вается скорость, возможен переход самолета в крутую спираль;

— пилот не контролирует температурный режим двигателя—возможно переохлаждение двигателя и его отказ.

f

Рис. 22. Спираль с креном 45°

1 — сбалансировать самолет на скорости 180 км/ч при частоте вращения вала двигателя 70%. Произвести круговой осмотр, уделив особое внимание нижней полусфере и внутренней части спирали. Устанавливать режим планирования на скорости 180 км/ч. Проверить показания приборов контроля работы двигателя, Заметить ориентир для ввода и вывода; 2 — координированным движением штурвала и педалей ввести самолет в разворот с креном 45°. Устранить стремление самолета к увеличению крена, угловой скорости и скорости по траектории небольшими отклонениями рулей в сторону, противоположную развороту и от себя; 3 — величину крена выдерживать по положению капота и передних частей фонаря кабины относительно горизонта и по АГД-l. He допускать падения «температуры головок цилиндров ниже 120°; 5 — следить за координацией на спирали, за скоростью, высотой и величиной крена по приборам и по видимому горизонту; 6 — за 25—30° до намеченного ориентира координированным дви­жением рулей в сторону, обратную вращению самолета, начать вывод из спи­рали; 7 — когда самолет выйдет из крена и прекратит вращение, поставить рули нейтрально и установить приборную скорость планирования 170 км/ч

СКОЛЬЖЕНИЕ (рис. 23)

Скольжение в зоне отрабатывается как с выпущенными, так и с убранными шасси и щитком. Скольжение с убранным и выпу­щенным щитком производится на скорости 170 км/ч.

Перед выполнением скольжения нужно выбрать ориентир для выдерживания направления, установить самолетов режим плани­рования на скорости 170 км/ч, координирование отвернуть от ори­ентира на (10—15)° и плавным движением штурвала создать крен не более 20° в сторону скольжения, удерживая при этом самолет от разворота отклонением педали в сторону, противоположную крену. При скольжении направление полета сохраняется по ориен­тиру, скорость проверяется и выдерживается по положению капота относительно горизонта и по указателю скорости, заданный крен — по наклону крыла самолета относительно горизонта.

Рис. 23. Скольжение:

1 — на планировании со скоростью 170 км/ч отвернуть самолёт на 10—15°. Плавно создать крен до 15° в сторону скольжения; 2 — удерживать самолет от разворота отклонением педали в сторону, противоположную крену. Направ­ление сохранять по посадочному «Т» или по намеченному ориентиру; скорость проверять и сохранять по положению капота и по приборам, заданный крен — по положению капота относительно горизонта и по АГД-1; 3 — выводить са­молет из скольжения одновременным перемещением штурвала в сторону, про­тивоположную крену, и от себя. По мере уменьшения крена соразмерно уменьшать отклонение педалей, в конце вывода установить их нейтрально; 4 — оста­точный снос после вывода из скольжения погасить кратковременным (1—2 с) созданием обратного крена

Вы­вод из скольжения осуществляется одновременным движением штурвала в сторону, противоположную крену, и несколько от себя. По мере уменьшения крена необходимо соразмерным движением отклонить педали в нейтральное положение и установить скорость планирования 170 км/ч. Остаточный снос самолета после скольже­ния устраняется кратковременным созданием самолету обратного крена.

При скольжении не допускать падения температуры головок цилиндров ниже 120°С.

Характерные ошибки при скольжении:

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

— несоразмерно большой крен на скольжении—самолет раз­ворачивается в сторону крена;

— излишнее отклонение штурвала на себя — самолет теряет

скорость;

— нарушение последовательности действий рулями управле­ния при вводе или выводе — не выдерживается направление;

— после вывода из скольжения не создается обратный крен— самолет планирует с остаточным сносом.

ПЕРЕВОРОТ (рис. 24)

Ввод в переворот производится с горизонтального полета на скорости 160 км/ч. Для выполнения переворота нужно придать са­молету угол кабрирования (10—15)°, а затем одновременно плав­ными движениями педали и штурвала управления в сторону же­лаемого переворота создать самолету вращение вокруг продольной оси с таким темпом, чтобы он перевернулся вверх колесами в те­чение (2—3) с. При достижении положения вверх колеса поста­вить педали нейтрально, штурвалом, прекратить вращение самоле­та, убрать газ и, плавно подтягивая штурвал на себя, ввести само­лет в пикирование. После того как скорость достигнет (190—200) км/ч, плавно выводить самолет из пикирования с таким рас­четом, чтобы скорость в конце вывода из пикирования была (240—250) км/ч.

При выводе из пикирования нельзя допускать резких движений штурвалом, перетягивания его на себя, чтобы не создать больших перегрузок. За один переворот самолет теряет 250 м высоты. Пра­вый переворот самолет выполняет несколько энергичнее, чем левый.

Характерные ошибки при выполнении переворота:

— при выводе из переворота несвоевременно (рано или позд­но) ставятся рули в нейтральное положение; в первом случае са­молет не доворачивается до 180°, во второй — разворачивается более чем на 180°;

— в перевернутом положении штурвал выбирается на себя с опозданием, вследствие чего вывод сопровождается значительной потерей высоты и чрезмерно большой скоростью;

— при пикировании штурвал медленно или энергично подби­рается на себя. В первом случае самолет набирает большую ско­рость, во втором — создаются большие перегрузки;

— при выводе из пикирования рано увеличивается наддув дви­гателя — самолет набирает большую скорость;

— резкая работа рычагом газа — возможна остановка дви­гателя.

Рис. 24. Переворот:

1 — сбалансировать самолет на скорости 180 км/ч при частоте вращения вала двигателя 70%. Осмотреть нижнюю и заднюю полусферы. Установить скорость в горизонтальном полете 160 км/ч. Проверить показания приборов; 2 — создать самолету угол кабрирования 10—15°; 3 — одновременным плавным движением штурвала и педалей в сторону намеченного переворота придать самолету вращение вокруг продольной оси с таким темпом, чтобы он занял положение вверх колесами в течение 2—3 с; 4 — в положении вверх колеса­ми поставить педали нейтрально, а штурвалом приостановить дальнейшее вра­щение самолета; 5 — убрать наддув и, плавно перемещая штурвал на себя, ввести самолет в пикирование на скорости 190—200 км/ч; 6 — плавно выводить, самолет из пикирования с таким расчетом, чтобы скорость вывода в конце пи­кирования была 240—250 км/ч. Не допускать резких движений и перетягива­ния штурвала на себя, чтобы не создавать больших перегрузок; 7 — перейти в горизонтальный полет, установив соответствующую мощность двигателя

БОЧКА (рис. 25)

Самолет выполняет управляемую и штопорную бочки. Для вы­полнения управляемой бочки необходимо установить приборную скорость 230 км/ч, обороты двигателя 70% и полный наддув, за­тем создать самолету угол кабрирования (10—15)° и зафиксиро­вать это положение, после чего плавным движением штурвала в сторону бочки вращать самолет вокруг продольной оси, одновре­менно помогая вращению нажатием на педаль в ту же сторону.

Когда самолет достигнет крена (45—50)°, нужно плавно от­дать штурвал от себя, не замедляя вращения. В первый момент это необходимо для предупреждения разворота, а затем, когда са-

Рис. 25. Управляемая бочка:

1 — сбалансировать самолет на скорости 180 км/ч при частоте вращения вала двигателя 70%. Осмотреться, установить скорость по прибору 230 км/ч, дать полный наддув. Придать самолету угол кабрирования 10—15° и зафиксировать его. Затем плавным движением штурвала и педалей в сторону бочки создать са­молету вращение вокруг продольной оси; 2 — когда самолет достигнет крена 45—50°, плавно отдать штурвал от себя для предупреждения разворота, не за­медляя вращения самолета; 3 — парировать стремление самолета к развороту плавным давлением на штурвал от себя; 4, 5, 6, 7 — парировать стремление самолета к опусканию носа плавным давлением на штурвал от себя; 8 — за 50—40° до выхода в горизонтальный полет увеличивать давление на педаль по вращению. По мере подхода самолета к положению с креном 30—20° дви­жением штурвала на себя удерживать капот самолета по горизонту; 9 — при подходе самолета к положению горизонтального полета приостановить враще­ние, поставив рули на вывод, а после прекращения вращения установить их нейтрально

молет будет находиться в положении вверх колесами—для преду­преждения опускания носа самолета ниже горизонта.

После того как самолет пройдет перевернутое положение (за 50°—40° до выхода в горизонтальный полет), необходимо для удер­жания капота самолета по горизонту увеличить давление на пе­даль по вращению, а когда крен уменьшится до (30—20)°, подтя­гивать штурвал на себя, удерживая капот самолета на (15—20)° выше горизонта.

Когда самолет будет подходить к положению горизонтального полета, нужно остановить вращение, поставив рули управления на вывод, а после прекращения вращения установить их нейтраль­но. Вращение самолета вокруг продольной оси должно быть рав­номерным.

Правую бочку самолет выполняет несколько энергичнее, чем левую.

Для выполнения штопорной бочки установить скорость 190 км/ч, частоту вращения вала двигателя 70% и наддув (650—700) мм рт. ст., затем придать самолету угол кабрирования (10—15)° и зафиксировать это положение. Энергичным отклонением педали на 1/3 ее хода в сторону выполняемой бочки и незначительным дви­жением штурвала на себя и одновременно в сторону отклоненной педали создать самолету вращение вокруг продольной оси. В про­цессе вращения самолета положение рулей управления и рычага газа не меняется.

За (20—30)° до выхода самолета в горизонтальное положение дать рули на вывод в сторону, противоположную вращению. При

выходе а горизонтальное положение поставить рули нейтрально. Бочки выполняются без потери высоты.

Техника выполнения левой и правой бочки одинакова, но темп вращения самолета на правой бочке энергичнее, чем на левой.

Характерные ошибки при выполнении бочки:

— мало отклоняется штурвал в сторону при вводе или отпускается в процессе выполнения бочки—самолет замедляет враще­ние и опускает нос;

— во время выполнения бочки уменьшается наддув—самолет теряет скорость и опускает нос;

— несвоевременно (поздно или рано) дается штурвал на вы­вод — самолет, переворачиваясь, проходит линию горизонта или не доходит до нее и выходит в горизонтальный полет с креном;

— ввод в бочку производится на малой скорости — возможен срыв в штопор или вход в спираль;

— в положении вверх колесами штурвал не удерживается в положении «от себя» — самолет после поворота на 180° опускает нос;

— после поворота самолета на 330° перед выводом из бочки штурвал не поддерживается в положении «на себя» — самолет опускает нос.

ПЕТЛЯ НЕСТЕРОВА (рис. 26)

1. Набор скорости перед вводом в петлю производится на пол­ном наддуве двигателя с небольшим снижением. При достижении приборной скорости 280 км/ч движением штурвала на себя начать выполнение петли с перегрузкой (3,5—4) g;Чтобы не допустить крена и разворота, которые могут возникнуть вследствие гиро­скопического эффекта и действия реактивного момента винта, не­обходимо удерживать самолет от разворота давлением на левую педаль. Движение штурвала на себя в начальной стадии петли должно быть плавным.

Когда капот самолета поднимается выше горизонта на (20— 30)°, темп движения штурвала нужно постепенно увеличивать до перехода самолета в положение вверх колесами, после чего тяну­щие усилия на штурвал, следует уменьшить. В верхней точке петли штурвал подтягивается лишь для того только чтобы перевести са­молет в пикирование.

При появлении признаков неустойчивости самолета в верхней точке петли штурвал следует незначительно отпустить от себя с последующим взятием его на себя. Как только самолет пройдет линию горизонта, плавно убрать наддув до минимального, осла­бить давление на левую педаль, перевести самолет в пикирование.

В положении отвесного пикирования штурвал немного откло­нить от себя, чтобы вывод из пикирования был плавным, без рез­кого перехода на большие углы атаки. Когда приборная скорость на пикировании достигнет (190—200) км/ч, начать вывод самолета

Рис. 26. Петля Нестерова и неудавшаяся петля (с зависанием):

1 — произвести круговой осмотр, особенно верхней и задней полусфер. Устано­вить полный наддув при частоте вращения вала двигателя 70%, разогнать са­молет с небольшим снижением до скорости 280 км/ч. Движением штурвала на себя ввести самолет в петлю; 2 — крен и разворот, возникающие вследствие гироэффекта двигателя и реактивного момента винта, устранять давлением на левую педаль. При угле тангажа 20° перегрузка составляет 3—3,5g; 3 — уве­личивать темп движения штурвала на себя для создания перегрузки в заданных пределах; 4 — незначительно отклонить штурвал на себя для создания поло­жительной перегрузки; 5 — плавно убрать наддув до минимального. Ослабить давление на левую педаль; 6 — в положении отвесного пикирования незначи­тельно отклонить штурвал от себя для предотвращения резкого перехода само­лета на большие углы атаки. По достижении скорости 190—200 км/ч начать вы­вод в горизонтальный полет; 2а — резко взят штурвал на себя при вводе в петлю, самолет делает «свечу» с потерей, скорости и зависанием в верхней точ­ке; 4а —рано убран газ или штурвал не выбирается на себя, или же выбира­ется незначительно. Вследствие этого происходит парашютирование вверх колесами и возможен переход в перевернутый штопор.

в режим горизонтального полета с таким расчетом, чтобы прибор­ная скорость в конце вывода была (270—280) км/ч.

2. Порядок действий при выполнении петли Нестерова:

а) при вводе в петлю:

— увеличить скорость до заданной;

— проверить показания приборов, контролирующих работу двигателя;

— убедиться в отсутствии кренов и отклонений самолета по направлению;

б) в первой половине петли:

— создать штурвалом необходимую скорость вращения;

— убедиться в отсутствии крена;

— проверить скорость по прибору;

в) в верхней части петли:

— проверить направление;

— убедиться в отсутствии крена;

— проверить скорость (по поведению самолета);

— определить момент уменьшения наддува;

г) на выводе из петли:

— установить нормальный угол пикирования;

— проверить скорость по прибору;

— сохранять направление вывода;

— определить момент увеличения наддува для перехода в го­ризонтальный полет или для выполнения другой фигуры в комп­лексе.

Характерные ошибки при выполнении петли Нестерова:

— при вводе в петлю штурвал резко берется на себя — само­лет теряет скорость в начальной стадии петли;

— штурвал очень медленно берется на себя в первой половине петли — при подходе самолета к положению вверх колесами, воз­можно зависание и сваливание на крыло;

— в верхней точке петли при появлении признаков неустойчи­вости самолета штурвал управления излишне отдается от себя — возможно зависание;

— рано убирается наддув в верхней точке петли — самолет теряет скорость и зависает;

— при пикировании штурвал медленно берется на себя — соз­дается большая скорость и происходит значительная потеря высо­ты на выводе;

— штурвал не отдается от себя при переходе в пикирование — теряется скорость, возможно сваливание самолета на крыло и пе­реход в штопор;

— педалями и штурвалом не парируется стремление самолета развернуться вправо—петля выполняется с креном, самолет вы­водит из петли не в направлении ввода.

ПОЛУПЕТЛЯ (рис. 27)

1. Перед выполнением полупетли установить самолет в режим горизонтального полета, наметить ориентир для вывода, быстро осмотреться, обратив особое внимание на верхнюю полусферу.

Начальная приборная скорость на полупетле — 300 км/ч. На­бор скорости производится на полном наддуве с небольшим сни­жением. После достижения заданной скорости выполнение первой половины петли осуществляется движением штурвала на себя в более быстром темпе, чем на петле, с перегрузкой 4 g. В верхней точке, когда самолет займет положение вверх колесами, а его ка­пот не дойдет до линии горизонта на (5—10)° (приборная скорость должна быть в этом положении не менее 150 км/ч), нужно откло нить штурвал и педаль в желаемую сторону, чтобы повернуть са­молет вокруг продольной оси на 180°, т. е. выполнить

полубочку. За (20—30)° до подхода самолета к горизонтальному положе­нию рули управления дать на вывод из полубочки, т. е. отклонить

Рис. 27. Полупетля:

1 — сбалансировать самолет на скорости 180 км/ч при частоте вращения вала двигателя 70%, установить режим горизонтального полета, осмотреться, наме­тить ориентир для вывода. Разогнать самолет с небольшим снижением до ско­рости 300 км/ч на полном наддуве двигателя; 2 — выбирать штурвал на себя в более быстром темпе, чем на петле; 3 — выполнить первую половину петли с перегрузкой 4g; 4 — за 10—15° до подхода капота к линии горизонта (при­борная скорость 150 км/ч) отклонить штурвал и педали в желаемую сторону. Скорость на полубочке не должна быть менее 140 км/ч; 5 — повернуть самолет вокруг продольной оси на 180°; 6 — за 20—30° до подхода самолета к горизонтальному положению дать рули на вывод; 7 — поставить рули нейтрально, установить самолет в режим горизонтального полета при соответствующей мощ­ности двигателя

в сторону, противоположную вращению самолета. Как только са­молет займет горизонтальное положение, рули поставить нейтраль­но. Скорость на выводе из полупетли должна быть 140 км/ч. Если скорость к началу выполнения полубочки станет меньше 140 км/ч, полубочку не выполнять, а фигуру заканчивать выполнением вто­рой половины петли. За одну полупетлю самолет набирает 250 м.

2. Порядок распределения внимания при выполнении полу­петли:

а) при вводе:

— скорость и режим работы двигателя;

— создание необходимой угловой скорости вращения;

— отсутствие крена;

— характер изменения перегрузки;

б) при выполнении полупетли до момента ввода в полубочку внимание распределяется, как и при выполнении петли;

в) при выполнении полубочки:,

— определение начала выполнения полубочки и величина при­борной скорости;

— определение начала вывода из полубочки;

— точность вывода по направлению.

Характерные ошибки при выполнении полупетли:

— рано даются рули на ввод в полубочку — самолет выходит из полупетли с большим углом подъема, теряет скорость и приоб­ретает стремление свалиться на крыло или сорваться в штопор;

— поздно даются рули на ввод в полубочку — самолет выхо­дит из полупетли с большим снижением;

— несвоевременно (рано или поздно) даются рули на вывод из полубочки — самолёт выходит из полупетли с креном;

— при выводе из полубочки рано уменьшается наддув — са­молет теряет скорость и сваливается на крыло.

Примечание.Кроме перечисленных ошибок при выполнении полупетли, следует иметь в виду и те ошибки, которые были указаны для первой половины петли Нестерова.