..-
I ГРИФ (‘H "W"
’”"Nn...... _ /id “(lull “ xlc
I/"J4 „б“ r"'.'"/_' Z‘
.._._„_ _r I
I ь _
X:
К
El
А
" I 1 '. у 3n3.}i_A —
РУКОВОДСТВО
ПО РАСЧЕТУ ДМПНОСТРЁ И UPO1I01DII4'I'EJII:HOCTVI HO1[E'I‘A
CA}.IOJIE'1‘OB WEI‘-29 И Ёт.Ш`—29УБ С ‘ЦВИЁГАТЕПЯЫИ РД-ЗЗ
(ВАРИАНТ Б)
Halli“ - I
‘ I mi‘ т! “т '
‘*3
ёё
\\
1
"ЧЛ;

С O Д Е P Е А Н И Е
I . о о О I с с о о о о о о с с о о о в а о я о с
I.I. Основные термины п определения . . . . . . . . . . . . . . .
I.2. Основные фанторн. влиякпшв на дальность и продолхителъноств
и о о о о в о с о в о о с д 9
Раздел П. МАТЕРИАЛЫ ДЛЯ ВЫПОЛНЕНИЯ ИНЕЕРЕРНО-ШТУРМАНСКИХ РАСЧЕТОВ
2.1. Сведения о запасе топлива . . . . . . . . . . . . . . . .
2.2.
2.3.
.I5
Характеристики массы самолета и внешних подвесок . . . . . .I8
Аэродинамические характеристики внешних подвесок . . . . .. 19
Вспочогатзлънне графики и номограммы . . . . . . . . . . . .21
Сведения о расходе топлива на земле . . . . . . . . . . . . 21
Характеристики взлета и набора высоты . . . . . . . . . . .22
Характеристики дальности и продолжительности горизонтального
установившегося полета . . . . . . . . . . . . . . . . . . .2З
Характеристики снижения. захода на посадку и посадки . . . .25
Характеристики горизонтального разгона z торможения
самолета по прямой . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
2.I0. Характеристики фигур пилотажа . . . . . . . . . . . . . .
2.4.
2.3.
2.6.
2.7.
.8.
.9.
.25
.26
Щ. HE71‘01I.‘«U{A BIi1IOJI}¥.E1H3'!H I/IHI:'-'EHEPHO—HIT3'P£.LAHCKOI0 РАСЧЕТА . . . . . . 31
3.1. Перечень основннх задач инхеаерно—штурманского расчета . . .3I
3.2. Перечень исходных данных для выполнения инженерно-штурманс-
Раздал
кого расчета . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .3I
3.3. Порядок выполнения пнженерно—штурмапского расчета . . . . .3I
о о I I о 039
ГРАФИКИ . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . .

ВВЕДЕНЫ
Настоящее Руководство разработано на основе расчетных данных с использо-
ванием материалов летних испытаний и позволяет производить инженерно-штурман-
ские расчеты полета самолетов МИГ-29 и МИГ-29УБ при рекомендованных режимах
работы двигателей во всем диапазоне высот и скоростей с различными гариатаыи
внешних подвесок вооружения. Значения характеристик дальности и продолхителъиоь
сти горизонтального установившегося полета (раздел П, пункт 2.7.) близки к
верхней границе зоны раэбросов результатов летиых испытаний.

‘.‘LEIPE‘~IET:fia
сокращений‘ и условных обозначений
‚Ш? - инженерно-ацтекский расчет.
н; ПЛС - показатель лобового сопротивления.
КРТ — определи тель кнлометрового расхода топлшва.
‚Ёж; скорость ‚ соответствующая реваншу ьексъплалпэной дальности,
(‘:2 1/%mm— скорость, соответствующая ренту максшлалтьной продолжительности,
д “V3933 - возщпиная скорость полета,
э; Vucm - истинная скорость полета,
Vnp --'1IfDEOOpHaH скорость полета. _
Ч M4, max - число M полета, соответствующее .V4/"W,
Мг max - число LE полета, соответствующее Y/3mg,.,,
1.1 - число M полета,
L/9:» - скорость фактического ветра,
(jg - скорость эквивалентного ветра. .
д? -— угол вежду-направлениегл (курсом) полета самолета и направлением
фактического ветра,
/7’,г› - бароггетрпческае высота полета,
¢—/,,,,,,_ - напвыголнепшая высота полета (высота начала полета "по потолпсалл")
Чддщ. - практический потолок,
тов - Предвзлетная класса самолета,
тдз, — взлетная масса самолета,
пиве. - начальная масса самолета,
/77сн - касса снаряженного самолета,
/77Ло - нелетная касса самолета.
/775/2 - масса внешних подвесок.
т „д - политый запас топлива на самстете.
ттддщ - расчеты‘ ‘1 запас топлива на самолете,
?7„‚_д_ „вы - гарантийный технический запас топлива.
т„‚__‚дд - чаавнгшшошъ-й запас топлива,
- тактический запас топлива,
mm „м - расход топлива при работе двигателей на земле,
/77,,,_,.¢5_ -— расход топлива в наборе высоты,
mm ед: - невырабатываекпли остаток топлива.
Z sew. - время работы двлгателей на зените,
"J:-«of - время набора высоты,
/77m ./770K177
35/7. - время горизонтального полета,
ахи. - время полета "по потоашам",
C/7/J — практическая продолкктелгвгаость полета самолета,
232,0. под’. — пшсшлалтьная практическая продолжительность пощта
самолета,
20052. - время разгона,
с. тори. — время торможения,
(Ёддзд- -— время разворота,
73¢»-_ - время снижения,
ддд - частоте “пашен”: * . . гатеттеь: при фактическо. т зратуре
Hapymoro BO BIUXE,

‘.1:/L é} 7/ K3/5
/4
О)
7";.».£-gm - фазппческая температура на ужаого возщгха в Келхъвтнах,
"` ..2.c7>- — стащартная температура нар тшого воздуха в Кельвянах,
5 1,9, - фактическая температура наружного воздуъа в градусах Цельсия,
а дм, — стад-клад mar; температура нарзшого воздуха в градусах цеддсид,
gm — плотность топлива, кг/л ,_
‘/;;~,,,_,._,_,, -- запас топлчва н: горязонтадпэшзй полет,
/?7.«,~,,,_,,_ — запас топлива на полет "по потошам",
/7Ълдддд — расход топлива на разгон,
ткатддм -— расход топлшза на тормоаение ,
г7„‚дд_‚д_ — расдод тэпэшва на разворот,
лад-с - расход тошшва на СНЁЁЪЭНЁГЭ,
?7m.~a;- — расход топлива на внпошгенце посадки,
U’/F.» осы -— экс. пиа-ташонная вырабатывает}: вглестзплость основных
“сплавных садов,
ЁК/Ёгчп ль —
енсплдуеташхонная вырабатываемая вместимость подвесного
'E‘OTL'1KBHO"'O бака. JI ,
ф — r<z.ao:..«s-rposszz расход топлива в штгшеаых условдтях,
L:~‘_ec,_ - кятоглетровай: раскоп тошвпза с учетом ветра.
:1) „дф - часовой расход топздзва при фактической тетлпературе наружного
воздуха,
C?!-—.c:r.~; - часовом расход топлива при стандартной температуре наруэгого
BC'3.U:v"}{3,
ы 2:2 — практическая цацгьность полета,
‚__‚‚_‚дд‘_ - путь в наборе высоты
ыдд -— давность горизонтального полета.
д, ад - дазтъносзъ полета “по потешал",
„дозе. -° ПУТЬ В PP-“P038.
__,;..,.,,_,,.,_ - ПУТЬ в торчдоаеггзпт,
до, -— путь в спшзезптп,
Драм} -— радиус разворота,
/75-9:» — фактическая перегрузка установившегося разворота (парша).
Лида“ — расчетная перегрузка,
к’); асс-и, - расчетная пргшедеьная перегрузка,
Н9(6-° энаивачентная высота полета,
A 9” - затанщхй угол разворота,
Рединга работы силовой установки
«во. C7/ép — дроссельный оесфорсагяых,
Да от — дроссельный: форсаяннл,
"ЬтГ" — Маши газ,
_".'.}" — ma.r<c.«r:..a.n.

/ еще!‘
Раздел I. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
I.I. Основные термины и определения
Ф
I.;.I. Hpn выполнении полетов на датььность и продолжительность различают
следующие реванш полета в зависимост‘: от скорости (числа М) на ненцев высоте:
- резная ыансшлальной дальности, ему соответствует ьшньтмадъьъшй километро-
вый расход топлива и скорость наношлалхьной дельности;
- per-rm: r.aa.r<c;:-.~.aJLbaoi': продолжительности. ему соответствует мьппплаятьныи часо-
Boa‘. расход топлива и скорость максимальной последовательности.
Среди рантов максъсталпэной дальности и ктаксгежальногй продолжительности мол-
но выделить такие, на которнх кил глетровнч или часовой расходы топлива принимают
натленьшпе из воэгондчнх значений. Этим решетам соответствуют наивнгоднейшжпте (по
дальности и продожштельностп) высоты полета ("полет по потоэшаы").
крохе перечисленных речэъимов при выполънечътгт разливных задач монет использо-
names :.:a.Kc:{:-.'.aJILuu’t (с срорсезсем или без форсажа) Решал. работы двигателей. Еду
соответствуют взансшлальные скорости полета и хлаксимальхше часовые расходы топли-
ва.
Рекоыеъщацпп по выбору оптимальных решшов полета в зависимости от темпера-
туры наружного воздуха и полетной гассн самолета, внешних подвесок с учетом осо-
бенностей системы регулирования двигателей изложены в подразделе 1.2 Руководства.
¢uI,[
I.I.2. Практическая дальность полета самолета (группы самолетовМт/э, п...
ДЗЛЕЬНОСТЬ полета с заданным режимом и профилем полета, когда взлет вппошъяется
с полной или заданной заправкой топливом, а выход на аэродром посадки или в точ-
ку начала маневра для зачода на посадку осутцествляется с запасом топлива, нсоо-
ьодинолл для снкаенпш и захода На посадку, повторного захода по установленнод!
схеме (по оольшод. "коробочке", двуъл разворотами на 180° mu: no кругу) посадки
и заруливання самолета (самолетов).
(‘Ч-
I.I.3. Практическая продолжительность полета С ш, мин. - время от ьюмента
начала движения самолета при взлете до ьтомента сруливания с BID] после посадки
на освещал и при условиях практической дальности полета.
1.1.4. глаксхплальнан правтичсскал дальность полета саыоле а (груш ° самопа-
'ro13)Ln,o max . ma - практическая дальность полета, внпошъчсхлого на нелгвыгодпоь-
шея висите 2: скорости, соответствуюцеза ренту максинацгьнод дальности, с участок
пройденного расстояния при наборе внсотн и снтг- ‚чая (набор и снижение °".иО"`Е5"*“Т
сыч по маршруту) и при взлете с полно] earl“ . цоплчвоы.

/.
(‘-
Z.I.5. 3.'.2=.z<c:c.xsJu.2:a.q практическая прододлтезштость полета со тех, ‚да _
во ‘от от качала ‚пвклсенш: самолета при взлете до мочента срулпвашя с ВГШ после
посадка, при полете на напвнгоднегтшеёй высоте д скорости, соответствуют; pew”
.».:su<c:r:..a.'zsHo"t Ix'p0JIO.'£:‘{iIT€JIE-HOCTII при взлете c полной заправкой топливодд
Пршлечанне к п.п. 1.1.4, 1.1.5.
при определении практггческой я глаксщальной практической дальности и про.
делите чьвости ‘полета самолета (группы самолетов) оерется расчетный запас топлт-
га л учитывается раскод топлива на запуск н опрооьъащхе двигателей, руленпе до
ЗШТ. взлет, построение боевого порядка, его роспуск, заход на посадку, повторным
заход по установленной схеме, посадку н зарулнвалпте сгслолета (самолетов).
1.1.6. при внпозптенлп H111? конкретного полета неооходшпо учитывать действи-
телънучо метеорологьческую обстановку (ветер п температуру наружного возила),
полученную не раньше, чем за 3 часа до вылета, а также предполагаемую обстанов-
ку по маршруту полета и в районе цели.
Кроме згказашянк выше факторов, слещгет дополнительно учитывать:
- бё-ннй навигационный запас топлива тмин, кг, на возможное хазгаенешге
ветра, на учет ошгоок в его определенны пли прогног грованшт, оеручшъйёся от топли-
ва, расходуемого полет по ыардгръпгу;
— тактэщескякд‘: запас топгптгатт натр, кг, на возможное изменение тактичес-
кой, навигационной, ктетеорологхшеской и радпоцнокзогг обстановки в полете, опре-
деляеьтой команшгроъ: а завнсхщостп от конкретных условий;
— запас топша для ухода на запасной аэродром п перенацеливании /77m зад,
кг, которых определяется в зависимости от условий очзчрованпн, расположены за-
пасных аэродромов п поставленной задачи.
с
1.1.7. E{:r:o2.IeTpoBsz}1 расход топлива )2 , KP/RM - пасса топлива, расходуемого
на один кмгоълетр пути в штплевнх условзъяк при заданном ранние полета.
Расслтнвается по форелуле:
д , Соси
K Tl/¢.54‘).5[').
де Qua; - часовой расход топлива, опредечяетлнй как гласса топлива, расходуемого
а 1 час полета на заданном реклгле при фактической температуре наружного воздуха;
Удава? - возючпггая скорость полета (отл. 13.1.1.8).
Рексвтеьлэднп по учету вцпъянзъя ветра на килонетровнёй расход топлива наклоне-
‘чн в п.1.2.8.
(1.I.I)
”3
OJ
1.1.8. Воздушная скорость W7055, вся/ч —- скорость полета относительно
39303?-F_fi2e:z:»ioi§ сгсяолетог: воздушной среды.
жатки-зная скорость ‘Ист ‚ кал/ч - затаренная на самолете возтшьная скорость.
Значение-Ъ «ст считывается с указателч эт.:г-2‚5-2 (тонкая стрзлзса).
7-P110 скорость V”/0 ‚ кгл/ч - скорость, считываемая c указателя прибор-
3'50 ^ Ch’0?'0 Та .':'G—1600—1 Ц соответствующая згцгсреъшоьгу в полете скоростному напору.
Еарсьетрнческая высота НА? ‚ м - ВЫСОТЗ по Стандартной Атгэосгере, соотвстст
ВЕЧЕР-Я Фагтгтескспт‘; xzasszemaz-3 невозэлгденной воздушной среды на высоте полета.

„д axe? %7Й7’
ГР-богная высота. ‚0‚ м. - замеренная на самолете барометрическая внсчта
„-ачзние считывается о высотомера УЗ-3О—2 при установке на нем давления
750 мм рт.от._и отличается от/на па сумму аэродинамической и инструментальное
поправок:
/-//0 =;C/nio +49’//(:7 ~15,/47';/Hcm_ (LL?)
nnezé; с? - аэродинамическая поправка, определяемая по номограмме рис.2.4.2;
С‘!
<7дИ“*‘”” - ИНСТРУМЭНТЗЛЪНЗН UOUPEBKE. Ofipehenaemas no тарировочной таблице.
прилагаемой к каьдому внсотомеру на борту самолета.
1.1.9. фактическое число A полета — параметр полета, равный отношению воз-
душной скорости и скорости звука.
Приборное число Рйуо полета считывается с'указателя УМС-2,5-2. Значение
/уйду отличается от‚^/ на сумму аэродинамической и инструментальной поправок.
По лгюбоэдт из параметров Ир ‚ 17305.5‘. , Мор. ‚ M МОЖНО определить три других
с помощью номограммы рис.2.4.1. при заданных значениях внсотнгёб и температуре
наружного воздуха (без учета инструментальных поправок).
I.I.IO. B настоящем Руководстве все летно-технические характеристики привр-
menu В зависимости от суммарного показателя лобового сопротивления (ПЛС) самолт-
та. -
ПЛС — условная величина, количественно характеризующая безиндуктивнув
часть лобового сопротивления (приСЪтС?).
Кроне понятия EEC B НЭСТОЯЩЭМ Руководстве используется понятие определителя
нилометрового расхода топлива (ОКРТ).
Е$Ч‘— условная величина, являющаяся обобщениям показателем километров го
раскола топлива, количественно характеризующая полное (равное сумме безннпчкчиьь
ной и индуктивной его частей) лобовое сопротивление самолета в установившемся
горизонтальном полете, а следовательно, и потребную тягу силовой установки.
Введение понятий ПЛС и ОКРТ позволяет представить летные характеристики
самолета в компактном обобщенном виде, не связывая их с конкретными вариантами
внешних подвесок.
1.2. Основные факторы, влияющие на дан ность и продолчительность полета,
и оекоме уши по IX нет‘ '
1.2.1. Дальность и прэдолнительность полета самолета при заданном запасе
топлива зависят от ренина полета (скорости и высоты), температуры наружного
воздуха, пслетнои масон самолета, варианта внешних подв„сок‚ а такие скорости
и направления ветра.
Добиться максимального использования змоявостей самолета по дальности
и продолжительности полета и экономного расходования топлива можно лишь правилъ—
ним выбором рекима полета.
1.2.2. Скорость полета оказывает значительное влияние на дальность и про-
должительность полета.
При увеличении или уменьшении скорости полет по сравнению со скоростью
максимальной дальности килспетповг? расход топлива возрастает.

(‚З
Loft;
A,
qficfia/92/max’. соответствующие Dlnncw В зависимости от полетнои масон,
знсотн полета (в том числе и "по потолнаы") и ПЕС приведены на ноьограиме
(рис. 2.7.2).
'~iacoBo:“ расход тошщва при угвеличеътяи скорости полета по сравнению со CHO-
состью Ъё„„,(?4„„„„) увеличивается, продолжительность полета при этом’умень-
дается. ЧИсла‹^1;/паж , соответствующие Ьглпды, в зависимости от средней Homer-
ной массы, высоты полета и ПЛС приведены на номограмме (рчс. 2.7.2).
1.2.3. Высота полета существенно влияет на дальность и продолжительность
полета. C увеличениен высоты дальность полета увеличивается, достхгая максималь-
ного значения на наивнгоднейшей высоте, которая находится на 500+1О00 м ниве
дозвукового практического потолка. _
По мере выработки топлива полетная масса самолета уменьшается, что приводит
ч твеличениш практического потолка, а вместе с тем и наивыгоднейшей высоты поле-
та. Следовательно, для достинения маисиьальной.дальности нудно постепенно увелк—
чдвать вчсоту соот зтственно уменьшению полетной кассы санолета. При этом полет
будет происходить на напвыгоднейшей высоте, если ноэдбициент подъемнои сплн
(угол атаки) поддерживать постоянным. Такой реяли полета называется полетом "по
потолнаь".
полет "по потолнан" монет выполняться сразу после взлета и набора внсоты
или после выполнения части задания.
Барометрическая внстта начала полета "по потолнам" в первом случае в зави-
сппости от взлетно; массы самолета и ПЛС определяется по графику (рис. 2.7.1.).
во втором случае в завтсимости от полетной чассы в начале полета "по потолнан"
и ПЕС - по нсиограмье (рис. 2.7.2).
Ыетоднна выполнения полета "по потолнаы" следующая:
а) набрать (установить) высоту начала полета "по потолнам”‚ дпределеннув
по номограммам рис. 2.7.1., 2.7.2 И подбором реви а работы двигателя установ.ть
ЧТЕСЛО /"I4, max ;
б) по указателю угла атаки определить (считать) угол атаки самолета Ь за-
полнить (записать) его;
в) подборов _знтла работы двигателя сохранять постоянными Е течение всего
полета "по потолнаи" число‚ д„„д„ и угол атаки, при этом самолет по мере выра-
ботки топлива будет набирать высоту;
г) при постоянной температуре нарунного воздуха (например, на высотах более
IIOOO M в стандартных условиях) для выполнения полета "по потолнам" достаточно
вндернивать постоянным значенде числа М.
О влиянии температуры наружного оздуха на методику выполнения полета
"по потолнам" см. п.1.2.4.
Потребная частота вращения ротора двигателя в начале и конце полета "по
потолнав" в зависимости от ОКРТ. числа /Ч&;пт„хи температуры наруяного воздуха
при необходимости может быть определна по номограмме рис. 2.7.4.
Еродолнительность полета также увеличивается с увеличением высоты, достигая
максимального значения на наивнгодне„шей (по продолжительности) высоте.
Надвнгоднеищие внсотн полета на пансивальную продолнительность можно опреде-
лить по номограмке 2.7.1., 2.7.2.

‚к‘ год} ‘//We
- -4- T OPBTYPR Наручного воздуха при полете на дроссельных ре ах pa-
от" д тгатьгт c постоянным числом Ь (или приборной скоростью) на постоянно
°ысоте п стичсски не влияет на километровый расход топлива; часово. расход топ-
.- а при эт"х условиях с повышением температуры возрастает, а c понижением -
уъ .ьнается.
Количественно влияние температуры наружного воздуха на величину часового
расхода топлива мсвнс оценить, проанализировав формулу: Q11? ‘ф ‘V6 у?
Так как в данном случае километровый расход топлива не зависит от температуры
НЗРУЪНОГО ВОЗДУХЗ. T0 H3M9H9HHe5?%a3 будет определяться изменением воздушной
скорости T/éo5.3'M гадить аз. ‚ т.е. с повышештехл фактической температуры
наружного воздуха часовен расход возрастает, п наоборот.
В полете на постоянной высоте при фиксированном полонении РУД (в том числе
и на дроссельных режимах работы двигателей) влияние температуры наружного возду-
ха обратно списанному выше: при повышении температуры наружного воздуха часовой
расход топлива автоматически уменьшается, а при понинеьии - увеличивается, что
обеспечивает постоянство частоты вращения ротора двигателя.
B этом случае при понияенли температуры наружного воздуха число M полета
возрастает, а при повышении — уменьшается.
Несмотря на то, что километровый расход топлива при постоянной приборной
скорости (числе M) полета не зависит от температуры наружного воздуха, общая
дальность полета зависит от температуры. Это'происходит вследствие того, что
изменение температуры влияет на характеристики набора высоты за счет изменения
вертикальной скорости и часового расхода топлива на фиксированных режимах рабо-
ты двигателей. Повышение температуры наружного возтуха по сравнению со стандарт-
ной увеличивает расход топлива, в результате чего общая дальность полета умень-
шается, несмотря на некоторое увеличение пути при наборе высоты, и наоборот,
понижение температуры наружного воздуха приводит к увеличению общей дальности
полета, несмотря на уменьшение пути при наборе высоты. Поэтому c увеличением
высоты полета влияние температуры наружного воздуха на общую дальность полета
увеличивается.
При полетах на малых высотах температура наружного воздуха на дальность
полета практически не влияет.
Температура наружного воздуха при определенных условиях может оказать су-
щественное влияние и на дальность горизонтального полета на больших высотах,
а такяе при полете "по потолкам". Полет "по пстслкам" или на высотах, близких
к высоте полета “по потолкам", на режиме максимальном дальности выполняется при
частотах вращения роторов двигателей, близких к максимальным. При повышении
температуры наружного воздуха по маршруту по сравнению с температурои в начале
маршрута для поддержания заданного речима полета потребуется увеличение частоты
вращения роторов двигателей; при этом понет оказаться, что даже при максимально
возмоявой частоте вращения роторов двигателей заданный реяим полета выдержать
невозмоннс. В этих условиях полет внпо„яять Целесообразно на ьеньше„ высоте.
При этом максимальная дальность полета уменьшится.
Особенности выполнения um? полета самолета в условиях повышенных (по срав-
нению со стандартными) температур наружного воздуха состоят в том, что на задан—
пои высоте полета для фактической температуры падУЖН0ГО воздуха по ь
рис. 2.7.4 в зависипостн от O‘? I числа . ( 1H/HQJWOX) полета Н„0плСГ .0 оп-
ределить потребную частоту Будда ‘ goropoa двигателей. Гнзнсмоггт е jzc.2.7.F
определяется кило етровыи расход топллв°.
U-
УМ.

С
г ‘ещё ‘//W
I2
Значения стандартной температуры наружного воздуха для ряда высот приводят-
ся в таблице на номограмме рис. 2.4.1.
1.2.5. На характеристики дальности и продолжительности полета оказывает
влияние полетная масса самолета: на каждом этапе расход топлива, требуемый для
полета на заданном режиме тем больше, чем больше масса самолета. ‘
Исключение составляет этап снижения, захода на посадку и посадки, где влия-
нием массы на дальность и продолнительность полета можно пренебречь. ‚
При полете на скорости максимальной дальности влияние полетной массы на
километровый расход топлива можно приближенно оценить по формулам:
длям5#г<-1000 M
Ёаг if?! Z. 4°70a4/
;mna/3b;? I000 М
Q3 -Q/[/.~0,/A/,o%3’f— -//.7 (I.2.2)
Где gf И га — KEJIOMBTPOBHG расход]! Топлива при МаССах CBMOJIGTB, COOTBGTCTBQHHO,
РЗВЪШХ fl?/70 f L’ //7/)0/Pg
Ада — барометрическая высота полета‚.км .
+ а 1 .___т*7т„е__
-1747 (I.2.I)
C увеличением высоты полета при неизменных прочих факторах влияние полетной
массы на километровых расход топлива возрастает (это видно из приведенных формул)
Например, изменение полетной массы самолета на 3000 кг на высоте 500 м приведет
к изменению километрового расхода топлива на "V 27, a на высоте 8000 м — на*ч16”.
1.2.6 внешние подвески вооружения или подвесные топливные баки оказывают
значительное влияние на дальность и продолжительность полета, увеличивая безна-
дуктивную составляюую лобового сопротивления и полетную массу самолета.
Установка подвесных топливных баков (ПТБ)‚ увеличивая запас топлива, одно-
временно, как и другие внешние подвески, увеличивает километровый расход топлива.
Однако, установка их на с иолете в итоге увеличивает дальность и продолжитель-
ность полета на крейсерском дозвуковом режиме.
Эффект от применения подвесных топливных баков значительно снинается‚ если
они не сбрасываются после выработки из них топлива.
В данном Руководстве предусмотрена установка одного ПТБ под фюзеляжем, до-
пускаемнй диапазон применения которого оговорен в "Руководстве по летной эксплуа—
тации".
1.2.7. В предыдущих пунктах Руководства анализ изменения килоиетрового
расхода топлива проводится без учета влияния ветра. Скорость и направлень^ ветра
оказывает существенное влияние на километровый расход топлива.
Километровый расход топлива с учетом влияния ветра определяется по формуле:
= Ё/Енлыд
гнет. gvma ‚из (1.2.з.)
где: — километровый расход топлива в штилевых условиях, определенный по HOMO-
граммам настоящего Руководства;
(QC; — скорость эквивалентного ветра. км ч, который, являясь только попут-
ным или только встречным, изменяет километровый расход топлива такие, как фак-
тический ветер с данным углом.

Г’ У"Г`/\‚
P4
CL:
Понятие эквивалентного ветра вводится в связи с тем, что строго попутный
или встречный ветер является`редким исключением. Величинасцъэ может быть поло-
жительном или отрицательной в зависимости от величины угла (9”) между направ-
лением полета и направлением ветра и определяется по номограмме (рис. 2.4.3).
следует помнить, что при полете с возвращением, когда в одну сторону ветер
попутный, а в другую — встречный, средний километровый расход топлива (туда и
обратно) больше чем в безветрие‚ и рассчитывается по формуле:
а _?c»°
€55-3"" Сд- __ (На
J2
тлдаыд
Таким образом, при полете о возвращением наличие ветра повышает километро-
вый расход топлива. При выполнении полетов по маршруту следует избегать попада-
ния во встречные струйные течения, где скорость ветра может достигать значитель-
ныл величин. При попадании во встречные струйные течения необходимо изменить вы-
соту полета. _
Влияние скорости ветра на скорость ЪЁлми4О”2пи2о)незначительное. Позтыиу
рекомендуется выполнять полеты на числах, указанных в настоящем Руководстве для
штилевых условии, необходимо лишь учитывать изменение километрового расхода топ-
лива по приведенным выше формулам: 1.2.3. и 1.2.4.
(1.2.4.)

1“ же.’ и
PM
‘Л
Раздел п; MATEPI/LAJIH для вьнолынпм шашШгно-цггуылмжскън влетев
2.1. Сведения о запасе топлива.
2.1.1. Топливная система самолета включает основные (внутренние) и подвес-
ной топливные бани.
На самолете предусмотрен подвесной топливный бак, подвешиваемый под фюзеля-
mew, ЭМЖОСТЬЮ I500 литров.
2.1.2. При выполнении.ИШР полетов c подвесным топливным баком (под фюзеля-
нем) необходимо учитывать следующий порядок выработки топлива.
Сначала вырабатывается 95 литров из основной топливной системы, после чего
начинается выработка топлива из ПТБ.
2.1.3. Полный запас топлива на самолете/Тёща? кг - масса топлива на само-
лете, обусловленная эксплуатационной вырабатнваемьз вместимостью‘топливной
систем и плотностью топлива:
„да . (шиш ,'W',._,,,g) Pm (2.I.I.)
гще.Ы0;скн ~ эксплуатационная вырабатываемая вместимость основной топливной
системы, л;
ТхЪ„1дд-эксплуатационная вырабатываемая вместимость подвесного топливного
бака, л;
Jpn» - плотность топлива, кг/л.
Й
Полная внутренняя эксплуатационная (вырабатываемая) вместимость топливной
системы самолета МИГ—29 составляет 4200 литров. На самолете мидьгеув — 4200
литров.
При полной заправке самолета МИГ-29 с подвесным топливным баком (150О л) —
5700 литров. Вместимость топливной системы самолета МИГ—29УБ с подвесным баком -
5700 литров.
Полные запасы топлива на самолетах МИГ-29 и МИГЬЗЭУБ приведены в табл.2.1.1.
Располагаемый запас топлива/ПИ; кг — масса всего имеющегося на борту топ-
лива, предназначенного для данного пол`та‚ за исключением невырабатываемого.ос—
тетка.
Располагаемыи запас топлива при полной заправке самолета топливом равен
полному запасу, а при неполной составляет его часть.
В случае, если заданная плотность топлива отличается от значений, привс-
денных в табл. 2.1.1.‚пересчет полнгнч запаса -ч ^аданную плотность выполнять

К
К‘
ъ
II
I5
по формуле: /77„‚ - /?7„‚ табл f3L’—é9—a—
JD/77 тай
где ттмэ и/От тобг- табличные значения полного запаса и плотности топлива;
‘;;„дд- заданная плотность топлива. д
Располагаемни запас топлива используется при расчете предвзлетной масон
самолета (ом. п.2.2.1).
2.1.4. Расчетный запас топлива/7&д„„„„‚ кг - масса топлива, используемая
в расчетах дальности и продолжительности полета.
Расчетный запас топлива составляет часть располагаемого и рассчитывается
по форхтуле:
С
/?70200си.=/77т " 7772.9. пели, (2'I'3')
где: /77m.am.a».w- гарантийный технический запас топлива, равный 0,07 /77m
Гарантигшй технический запас топлива „Ъдкьд/лехн) кг - запас топлива на воз- °
:.'.o:«'.m.°e отклонения характеристик расхода топлива, принимаемых в расчетах дальности
и продолжительности полета, от действительных за счет: допусков на регулировку
двигателя. агрегатов и систем силовой установки; технических допусков на изго-
товление самолета и двигателя.
Расчетные запасы топлива, соответствующие пошшм запасам топлива на camo-
лете приведены в табл. 2.1.2. Если необходимо пересчитать ужазанные в табл.
2.1.2. расчетнне запасы на другую плотность топлива, пересчет выполнять в momm-
ке, аналогичному указанному в п.2.1.3. для полного запаса..

оч-ь.
А, Z I С I: С
Полные запасы топлива в самолете, кг
Т3блнца 2.1.1.
Варианты Заправки Ф Плотность топливЁ_(нг/л) 5“ 7 ‘.‘ 7
топливом 0.755 0,765 0,775 0,785 0,795 _01Ё05 0,815 0,825 0,835 0,845
Ее UTE МИГ—29УБ 3170 3215 3255 3300 3340 3380 3425 3465 3510 3550
З ШД`—29 31 70 3215 325 5 3300 3340 3380 3425 34 65 3510 35 50
С ПТБ МИГ—29УБ 4305 4350 4420 4475: 4530 4590 4645 4705 4760 1830
hWH¥29 4305 4360 4420 4475» 4530 4590 46Ч5 4705 4760 4320
Расчетнъ
{Ю запасы TOHJJIB8. на СЗМОЛЭТЭ, COOTBBTCTBYIIIIPIO ПОЛНЫМ ЗЭПЗСЗН, КГ
Таблица 2.1.2.
Варианты заправки
Плотность топлива (кг/л)
топливом 0,755 0,755 0.775 0,735 0,795 0,305 0,315 0,025 0,335
Без „ТЕ 144022915 2950 2990 3025 3070 3105 3145 3135 3220 3255
0110-29 2950 2990 3025 3070 3105 ъ 3145 3185 3220 3205
С Ш 101122915 4005 4055 4140 4150! 4210 255 4320 4375 4425
миг-зев 4005 4055 4140 4450 g we f 4255 4320 д 4375 44.25
Ъ 7 """”"” ш “т” “цц-м __° ‘м
ЁЁЗ - . д„-
\ ‘Q Ё -_.Ш:.\ '2'
` §\ г . :.3
ж In Е?
ё’
0.845-
сионист-т-
3300
3300
4480
1483
L1

с
9’:
° 12/(С: //
’.2. Еарантертстнкн mazes самолета н ввещннх подвесок.
Г‘! 1'5 Ч
„.„.1. "релвзлетная масса саполеталддьд ‚ кг - масса снаряненно1о‚ заправ-
ленного 2 заряженного (загруженного) 3 соответствии с заданием на полет самолета
на стоянке перед запуском двигателей н внрулнваннег для взлета. „
Рассчитывается по формуле:
(2.2.1.)
/7700.’ „а: */77т ’*/77б0
где 7Ъг„ — масса снараленного самолета, подготовленного для выполнения конкрет-
ного задавив, кг, состоящая из массы пустого самолета, гкнпаза c летным снаряже-
an н x боезапаса к пупке, эксплуатационного снарннення самолета, нндкостеп и
газов, расходуеннх для обеспечения полета, а range масс масла н невнраоатываемо-
го остатка топлива.
77сн берется нз табл. 2.2.1.
ибблп — масса располагаеыого запаса топлива в кг, при полном запасе топлива
берется 2 таол. 2.1.1.
7?д › - масса внешних подвесск, кг, состоящая не масс крнльевнх пнлонов.
кусковых устройств, подвесных топливных банов (без топлива), ракет, а также
любых дзутнх ооевнх средств н грузов, устанавлпваеьых на внешних точках подвески;
‚ддьарассчнтнвается ван сумма указанных составляющих масс, которые берутся из
табл. 2.2.1. ’
Если в процессе эксплуатации в результате выполнения доработок или при даль-
неьшем производстве произойдет изменение составляющих массы снаряженного самоле-
та, их необхоцнмо учесть в соответствцт с формулярннмн данными и техописаынеы
самолета.
Таблица 2.2.1.
Наименование изделия Кол-во Масса. кг
Ъасса снаряженного санолета МИГЬ29 IIJHO
Цасса снаряженного самолета МИГ—29?Б 11055
Конструкция фюзеляаного подвесного бака
объемом 1500 л 1 116
Пусковые устройства АПУ447О 2 120
Пусковое устройство AHYL60-IEBI 2 90
Пусковое устройство АПУ468УЫ2З1 2 90
дерн тель БД3-УМК—2—Б 2 I70
Ранетн P—27PI 2 506
Ракеты Р—60‚ Р—60ЫК 2 90
Блоки Б8-М1 2 318
Ракеты С8—К0 40 470
Ракеты C-245 2 470
Бетон ФАБ—5ООМ—62 2 998
Зажигательные баки 3Б—500 '2 750
Контейнер ЮлГУ-З 2 340
Ею Эовая нагрузка КЫГ742 2 640
Патроны к пушке самолета МИГ-29 150 1Ч0
50 45
Цатронн к пупзе самолета МИГ-29УБ

I I
AC i;/L '
P’!
£.".2. Взлетная пасса саг. слета Леи. ‚ кг - масса самолета в ьоьтн‘:
начала вгченив при взлете.
Рассчитывается по формуле:
/775-5/' ‘Лада "/77/77 зем- (2.2.2.)
где /Ёъдде -масса топлива, кг, расходуемого при запуске. опрооовании двигвтьлек
д: pvszez-mix (ct... u.2.5.I.).
2.2.3. Расчет предвзлетной массы самолета по формуле (2.2.1.) рассмотрим
на примере. ‘
Припер.. Определить предвзлетную массу самолета для выполнения полета
с 2хР-27Р1 и 4хР—6О о плотностью топлива_19 = 0,785 и о боекомплектом для пуш-
ни.
/‚,
Решение. Для расчета требуемой/“Чао необходимо словить массы 7:и.‚
2:/'1д,‚‚ состоящую из масс двух ракет Р—27Р1. двух AHY4470, четырех ракет Р-60
и двух Aflb’-«60—I1I.L%Z.
В указанной пооледователъности записываем L складываем
/770,, - 270,, + 27 +тд_‚, = M1/0+5.'50.0 «505 + ‚го + /30 +90 я 5336 т.
2.3. АЭРОДННЭМИЧЭСНЬВ XBDEKTQDHCTHKK ВНЁШННХ П0ДВ8С^К.
Под аэродинамическими характеристиками внешних подвесок в даннон Руководст-
ве понимается прирост лобового сопротивления оамолета<зС1дд при установке на
внешних точках подвески различных элементов вооружения и подвесных топливных
баков.
.. . . г ‚. ‘Д:
Величина суммарного показателя лобового сопротивления ЦЛС (знак оуилы-_‚
на ноыограхмах и по тексту в других пунктах и разделах опущен) самолета опре-
деляется по формуле:
ЕЁ;/7 Сч:/7 C:QM_*/7 СЗ5/7 (2.3.I.)
где /7 суд,-.плс снаряженного саполета без внешних подвесок;
/7 с:д„- ПЛС внешних подвесок определяется как сумма составляющих ПЛС всех
элементов, данного варианта подвески, которые берутся из табл. 2.3.1.
2.3.2. Величины показателя лобового сопротивления одной п той не внешней
подвески зависят от места установки этой подвески на самолете. Схема расположе-
ния точек установки внешних подвесок на самолете приведена на рис. 2.3.1.
В таблице 2.3.1. приведены показатели лобового сопротивления внешних подзе-
COK C УКЗЗЕНИЭЫ ТОЧЕК УСТЕНОВКИ.

Показатели лобового сопротивления снайргшенного
та) самолета и внешних подвесок Табшща 2.31
ох „ . ‚„
[I I-ia?c.:eI=.oI3a.=—'.1e . ПЛС I 2T'q;n nzmegmi 6 7 Кол-во
ЁЗЫаряЕешШФЖ самолет 230
31 Ъошзесно}: топливъшй сак И: I500 Л 22 1 1
‚Тугие-вое устройство АПУ-47О I __'Z I I 2
Ёпусновое устройство AIIY-60—IH.BI L] 3 I I 2
Ёйускозое устройство АПУ—›58Э'2.12-Э1 IO I I 2
%,le1::3a-r ель БЕЭ-УЫЬ-Ё -Б 20 1 1 2
п гад-тэта P-27PI _ Г? I I 2
;Pa:~r~.-Ta P-60, P—-GOMK ‘в ё ° I I 2
gfxioaz I:'8—E‘:‘.I 50 1 I 2
C-24E 43 I I I I 4
Еноты ФАБ-5ООЕ‹1—62 55 I I I I 4
ъ II-50-75 I5 I I I I _ 4
I O~DA.E-I00-I20 I8 I I I I 4
Q 0I>A.B—-250-270 25 I I I I 4
ii ОФАБ -ZSOUIH 25 I I I I 4
’ SAL’ -250-200 IIO I I I I 4
CA5-250-200 25 I I I I 4
д P‘-3}{—?50I1"'I‘A}3—2 . SM 45 I I I I 4
ЗАЬ-БООШ 55 I I I I 4
I7E‘I‘AB-500 55 I I I I 4
- 3IS—50O 55 I I I I 4
Ё зв-эоош 55 I I I I 4
;‘~:—.I::.'—2 65 ' I I I I 4
I
l __

21
2.3.3. Рассмотрят: примеры определения ПЛС.
Пример 1. Определить ГЛС` самолета с балочными держателями БЦ3—УЭ.п{-2Б на
W 3, 4 точках и вдд-зттк-г-в на 1—ой ъ. 2-051 точках подвески.
Г С =/7 Од, т/Псдд 4.250 ~20+.:?‘(2 -.270
д, Пример 2. Определить ГШС самолета с четырьья B8-Iii.
5; Решение. Согласно q;op:.ryJIe'2.3.I. с учетом данных табл. 2.3.1. имеем
\"\
`° /7 C=/7 Сан г‘ 7 Сел. ‘350*Ч0›’—/00*570
ч
2. 4 . Вспомогательные номограммы .
2.4.1. К вспомогательным Ho:-.aorpa:.3.:a:.1, помещенные в Руководство, относятся:
а) номограмма ри .
2.4.1., позволяющая по одному из параметров 14043. I/2,q
M ‚мир определить три других при заданных значениях высоты //,0 и температуры
наружного воздухгц:
б) нокаогразат-ла рис. 2.4.2., служения для определения аэродинамической попргш
ки к показаниям барометрического высотомера;
в) номограмма рис. 2.4.З.‚ служащая для расчета ветчины эквивалентного
ветра.
2.4.2. “ассмотрхш правила пользования вспомогательными номограммами на
примерах.
Пример I. Onpe*1eJm'rL число н и воздушную скорость полета самолета на баро-
метрической высоте 5200 M при температуре наружного воздуха +15°С, если прибор-
ная скорость полета V/70 = 600 атм/ч.
Решение . иске:
тыс числа M полета и дом? определяем с помощью ключа на номо-
грамме ртс. 2.4.1. Точку на номограмме, соответствующую высоте 5200 м, находим
лишенной интерполяцией гленщу высотами 5000 и 6000 м. Точку, соответствующую
{на = +15°С - лишенной интерполэгцией гденштёнд = +10°С и Ёмд. = +20°С. Считы-
ваем получеьпше результаты с осей числа M и РЗдзб‘;
/‘—/=27‚6‹9
V6035? == 960 кн ь;
Пример 2. Ьпределить скорость эквивалентного ветра, если заданы Идол? =
= 1100 км/ч, скорость фактического ветра U ф = 80 м/с, угол ьтевду направлением
(курсам) полета и направлением фактического ветра ‘Р = 120°.
' Решение. Нахождение искомой величины U э основано на использовании графи-
ка (рис. 2.4.3.) и изображенного на ней ключа.
‚Пли заданных условий полгучаеьи U э = -1'73 км/ч.
2.5. Сведения о расходе топлива на земле.
2.5.1. К расходу топлива на aemze/)7,,,_.,e,., относятся:
' a) mcca топлива, расходуемого при запуске и опробования двигателя на
стоянке перед выруливанттем;
б) ьъасса топлива, расходуемого при руления со стоянки до линии
старта
на ВПП;
в) класса топлива, расходуемого при рулении по ВШ1 до стоянки после посадки.

i мы‘ 7/(""'c
$3
2.5.2. Расход топлива на земле рассчитывается по фсрлуле:
f'\
/7702.-.e~ 'Q.«.e~ ‘baa, (2.5.I.)
где 6?... — cpemuit :.1;my*rHH"i расход топлива на зовите равный 37.5 кг/мин.
?Ё3д„, — время работы двигателя на земле; зависит от условии базирования,
порядка взлета и т.д. (при выполнении ЕЩЕ? задается Ko2.:a:~;1u:por.:).
2.6. Характеристика взлета и набора высоты.
2.6.1. Характеристики взлета и набора высоты в Руководстве похещены на
номограммах 2.6.1.—2.6.2.
Время набора заданной высоты ада приведено с момента страгивания самоле-
та при взлете; гласса расходуемого при наборе топлива/ довод - с „тоиента дача.
РЕЗ] на взлет; путь. пройденный самолетом [мюё- с высоты 200 м.
Е-Царактерхтстикът набора высоты в Руководстве приведены на максимальном бес-
форсашоы режиме работы двигателя в зависимости от взлетноз: глассы. показателя
лобового сопротивления :: температуры наррсного воздуха.
2.6.2. Характеристики набора высоты на максим mom ренина работы двигате-
лей, приведенъпяе на номограгпнах 2.6.1. . 2.6.2. можно реализовать при соблзцдении
слещгщих условии: _
- взлет на максимальном ранима работы двицгатезгега до достижения ЙутЗОО км/ч.
- выполнить разгон до Ист: 850 ки/ч с набором высоты h = I им
- набор заданной высоты выполнять, выдерживая постояннои истинную скорость;
- указатель высоты в наборе должен быть установлен на ,IIaBJI€Ii.He 760 им рт.ст.
2.6.3. По номограмглан рис. 2.6.1.-2.6.2. можно определить характеристики
набора высоты как при стандартной температуре нардстого воздуха, так и при от——
шиной от стандартны. при этомАёоо определяется следующим образом:
на uni» (2.6.I.)
Ari go = _2
где At * 'tq.:m,o ‘папке - отличие фактической тештературы наружного воздуха
от стандартной на высоте начала набора;
at; = t¢,,/.3 -— стыде - отличие фактической температуры наружного воздута
от стандартной на конечной (заданной) высоте набора.
При необходимости определения характеристик набора высоты не с гломента
взлета, а с любой заданной высоты //,0 , до Аде ‚ характеристики набора также
определяются по указанным номограммам: с поъдошью ключа 2. При этом с. достаточ-
Hon точностью, для практики, гдоино принять /77дн =ГР7лш
_ 2.6.4. По номограмме рис. 2.6.4. определяются величины практических потел-д
иовсаыолета, позвотязогцие характеризовать диапазон высот полета в зависимости
. ‚ -. . . и
от [BIC самолета и его взлетной массы при режиме работы двигателеи."ыаьсьплал .
Температура нарукыого воздуха — стандартная.

П
4.-
Полетная масса самолета на практическом потолке может быть определена по
ьормуле: `
/7’ >:.=~./‘row ’/775$ ‘/77m.,«m5 тат (9
где ты — заданная взлетная масса, для которой определяется Вешхчцна „ради-
ческого потолще; -
77т ют. - масса топлива, расхощгемого при наборе практического потолка
(определяется по формуле 2.6.1.).
В случае необходимости определения практического потолпча по известной полет-
ной: массе самолета на высоте начала набора с достаточной для практик; точностью
его глознно опреде: ть по номогргизле рис. 2.6.1. ‚приняв за /77д›м массу самолета
в начале набора высоты. -
2.6.5. Рассмотрим прпгмеры по определению характеристик набора высоты.
Пршер 1. пределить время, путь и массу расходуемого топлива при взлете
и наборе высоты 6500 м, с взлетной массой 16000 кг, ГЛС = 300 при т ‘лпературе
нарутзного воздуха на земле на 15°С выше стандартной, на высоте — на 1000 выше
стандартной.
Решение. Согласно 11.2.6.3. определяем: Ёсз = 5270 ‘ Й» 5 EC’
По ноэлоградслагл рис. 2.6.1.. 2.6.2., с потлощью ключа 1 определяем: fwfi = 3 .‘.”.3'.'2~{;
Аид = 38 'r::c.;/?7,,,,,g,§ = 385 ЕР. Точки на ноьюграхллах, соответствуете высоте
‘6500 м т: ПЛС = 300, определяем линейной интерполяцией между высотами 6000 м и
7000 м и 1110, равными 280 и 310 соответственно. ‚
Приз-дар 2. Определить практический потолок самолета в полете с РЛС = 310
и взлетной массой равнсЁ 18200 кг. Температура наружного воздуха - стандартная.
Решение. По номегрезлие рис. 2.6.3. с помощью плеча определяем фат: 10050 м.
2.6.6. На ноглогрзатлах рис. 2.6.4—:-2.6.II приведены профита набора высоты
Н = 14 км на режиме работы двигателей "ПОЛНЫМ ФОРСАЖ" с разгоном до hi = 1,2;
1,4; 1,6; 1,9 на высоте Н = 10 нм для ПЕС = 230, 270, 285; для стандартной тем-
пературы наружного воздуха и для температуры на 100 превышающей стандартную.
2.7. Xanaz-:'reD:Ic'1*:::~'u IT.f’...'7BI{CCTI‘! 1! ITDO}',OJI.'€-'J.T€JII>}ECCT}i I‘0UI'.3OHTaJIbI!0I‘O
YCTBHOBIEBUIPPOCH ПОЛЭТЗ
2.7.1. На Ho:-::orpa:.'.:..e рис. 2.7.1. приведены высоты начала полета "по потол-
ms" (щади) самолета в завнсзелости от взлетной пассы и ПЛС. При полете на
постоянной высоте, выбранная по этой номограытле высота будет являться оптималь-
ной для достижения гиакскзлатпязой дельности.
при полете с подвесным топзщвъпдл баком следует учитывать ограничены по
скорости в соответствии с "Руководством по летной эксшхуатация".
2.7.2. километровые расходы топлэш и числа/Йтш, соответствующие pe:a;:;:y
r:.as<c,m'.a.v1:.:~:o‘1 дозвуковой дальности в зависимости от полетной массы самолета,
бауонетргтческой высоты полета и ПЛС самолета, а также высоты полета "по потешал:
определяется по номограмме 2.7.2.

г‘?
указав-пасы. E02101’;-.i..i.‘{*3 II)'EiI-{‘I‘Ii'pH.2.r'£ ."-"£H}i5:.' COOT38'ICZ‘B:y'€'I‘ ьшэпслагьгш‘: ЗНЗЧЭ-
‚Ф.
:s':.=;..: :<'*.'1c:ae-rpoaux расходов топлива и определчет pe:='*' :.:a}<c::::a::L:-«:02. дальности т;
Ж взлете "по потогпчшл".
no-3:
Q
Рента z.'.a.=:c:2:.:a.::eHoi': до гчнгтельностг: во всем диапазоне высот полностью
совпадают с реванш '.:a:-:c;r.:...:'b:—:oit дальности, поэтому
‘ч следцет пользоваться номогрэалъдсй рис. 2.7.2.
м‘: (‚Ч
та’ их определены "I‘8.E{.":£cs
А-
:Z.7.3. Paco»:-c'rp;:.: пръплеры по определению харедгтерътст;п‹ дальпостт п продол-
злтел ' т полета.
“D'I"PD . Определив РЕ п „д для самолета с ШЮ = 260 /7? д, = 15500 кд
д I’
Решение. По но:„огра:.:.т.:е 2.7.1. с помощи) к. ча определчегл HE Г п .-_ 11300 ,_;_
T.j.:::..ep 2. Определить Рн_п_п_ и И „др для самолета с ГЛС = 260 и полетной
кассой 15500 кг.
165935519- 50 H0?--0I'P&’«?~1B 2. ‚З. стштыгзаегл Банд“ = II550 м ‘иди = 0,8.
.1j:;::.:ep 3. Определить кплоггетровы: расход топлива, /"4/mu Hm: средней no-
летной массе 14800 кг, 4,0 = 700!;_».;_:: ШК? =300.
. €-7‘!E‘:iijf3. По подогревала рис. 2.7.2. с помощью ключа определяем:
-'s_.._. - ЖЕ _
ь: 0 ‘д
I
2.7.4. `ллоглетровые расходы топлива на оесфорсаглих резина}: работы долга-
теледй при тюбик змеиных чгслач 2.2 п оароглетрзхчсзкодё высоте, ЕШС л средне: по-
летной пассе самолета определспотсч в следующая порте:
а) по з:-эг.гограэ.2.:е рис. 2.7.3. в соответствии с залатаны; чпслог: 2.3, средней
полетной массой: з: высотой полета определяется 0203”. По Ho:.:o1'pa:.:.1e pm. 2.7.4.,
если: это аеооходапло, хложао определить по найденыш-ш O??? I10'I")eOh'3r".-"3 част ту
вращения ротора дплгател 72310. ;
о) по 1-10:-5orpa::.:..e рпс. 2.7.5. В соответствии с пс-лученъкл 01071‘, для ватка-
згого тшслс. Iii И оарозлетрпчесз-зо: высоты полета, определяется нпдхозтетровы}: расход
тошпхва.
2.7.5. Рассмотрим пршерн пользовашя нохлограэлптаэлг: рис. 2.7.3.+2.7.5.
Пршлер I. Определить 01{”l‘ 2: 780' пр: полете салголета с ГЩС = 280, L2 = 0.75,
др = 8000 ы п средней полетной массой I5000 КГ и геглператюе наружного возщгъа
равной + 1800.
Решение. По :—zo:-norpa:-.mue рис. 2.7.3. с помощью ‘точа определяем 0E«.’?T = 29.
По :~1oi.soI*pa:.me рис. 2.7.4. по найденному OECPT определчеглддд = 84,27.
Пример 2. Опредешять кплонетровшх расход топлива при полете самолета с чис-
:s:-.-. 3.! = 0,5 z Hp: 5000 M, если OKPT = 70.
Решение. По ноыогргеспе рис. 2.7.5. с помощью плеча определяем: y =4, 7 5-
KM
2.7.C. Ha ao:.:orpa:::.-.a:< рис. 2.7.6. ч 2.7.7. пргпзедеж сенутищхгые расходы
топлива в еавнспплостп от температуры нарды-кого воздуха, ччсла .'.I и оароглотрлчес-
тол высоты полета при работе двигателей:
а) на резвые полного (форсажа;
о) на дроссельных оесГрорсагпгнх п ьтаксиэлалпьноъл режимах.

2.7.7. Рассмотрим: примеры по определению секундных расходов топлува.
Пршлер 1. Определить секундных расход топлива при работе питателей на
уалсшлалънотл фореахнслл режиме при полете самолета на высоте 3000 м с числом
‘ = 0,75 и температуре наружного воздуха + 5°С.
‘Е
Решение. По номограмме рис. 2.7.6. c помощью ключа определяем QC.‘ ~9°"-5 -'
Пример 2. Ътсходътые данные "re, что описаны выше, кроме режима работы двига-
телей. Реши работы двигателей - дроссельный бесфорсашшйй. Средняя масса оголе-
лета - 14000 ьг, 1 10 = 270.
77717
Ь Решение. По волгоградцы-хе 2.7.3. c помощью ключа определяем 0‘rCP'I' = 2:1.
д: По ыоыогразлие 2.7.4. определяем обороты двигателей 22 =82,87З.
gi, По номограмме 2.7.7. определяем Ос =qg.g_/Z
‘Q 2.8. хапактериртггнэ: снгьнензтя. захода на посадит и посадки.
2.8.1. время, путь и расход топлива при снижении самолета с заданной высо-
ты до высоты 600 и для любых вариантов подвесок (ПЛС) без учета торможения c
маршевого числа и почета приведены на графике рис. 2.8.1.
На графике приведены три ренина снннеъхия: со скоростями V7.57, .—. 400 юл ч.
Укр = 450 тел/ч ъ. L ya: 500 хоз/ч при режиме работы двигателей "I..A.7Ihi3I ГАГ
2.8.2. Средний лшыупгный расход топлива при выполнении полета по кругу
в рад/коне аэродрома и посадки еоставлчет- Сддд = 50 ‚ша
МИН
2.9. Харантевътстини готзпззонтшдвного рвзгрна и торможения по правдой.
2.9.1. На номограс.э..ах рис. 2.9.1.+2.9.5 помещены материалы, позволяете
определить массу расходуемого топлива. путь и время при разгоне сгжолета по
враждой на высотах 1000 м, 3000 м, 5000 м, 9000 м и 13000 м.
'.-2.9.2. Характеристики разгонов сахлслета на номограъшах 2.9.I.+ 2.9.5.
приведены ma стандартной теипературы наружного воздуха и температур, превышать)-
щнх стандартную на вегигтлтну до+2О°С.
при температуре наружного воздуха шике стандартной характеристики раз-
генов опредег ть как для стандартной температуры.
2.9.3. Характеристики разгонов на промещгтошых высотах определять шхнгезё-
ной интерполяции: менду характеристиками, приведеншлш на ноыограъплах 2.9.1.+
+2.9.5. .
При выполнении разгонов на высотах ниже 1000 м характеристики разгоыев
определять по ыоазогралгтлали, приведенным для высоты 1000 „т.
2.9.4. Рассмотрим примеры по определению характеристик разгонов сем лета
по припои.
Прзцлер 1. Определить‘ врем, путь и расход топлива в разгоне самолета на
высоте 10000 ы с ШЮ = 252 и полетной массой в начале разгона 14000 кг при
работе двигателей на решете полного ti‘-opcesaa, от числа М = 0,5 до числа = 1,5
(V/7 = I200 ниш/ч) , температура наружного воздуха на 10°С вьцпе стазщартнодё.
Решение. По ночгограюлам рис. 2.9.4. и 2.9.5. c помощью ключа Определись.
врем, дальность. топливо для разгонов на = 9 И Н = 13 юл. Затем линем.
интерполирует их значения для высоты Н = 10 Ю»...
Oupenemerazfpase = 117 ce1<,L,oc-se.= 32 ньц/Ртдддд = 5135 кг.
V

7
.. ер 2. Стхргегтть время. путь я расход тента в
‘ ЗГОН8 С°Ч0Л 18 ПО
о?
высоте F = 5 кн c ПЕС = 280 а полете! :..acco.! в начаге г aroma
2' ‘О hi‘ П? работе шпателей на решетке полного форсажа от .'.: = 0,8 до
1.2
в стандартных условиях.
Гесенпе I. По неттограьеле рте. 2.9.3. с пехоте шипа определн время,
путь а расход топлива в разгоне от " = 0,5 до ..t = I,2:
‘драит г ‘fiqgcex ‚дозе ‘под = бкм /?7 ода _: 530K
I
„ъ
Фх
ёё- .
.\
ь Решение 2. По ноыогракеле 2.3.4. определяем характеристики разгона от М = 0
rs‘ по 2:1 = 0,8:
\J
IJ Р g =
Т 5_59~_03=’ все‘ I L/00.38/Vrod, 4K4“-f /?7n-page до‘? ддж.’
<
Ре ‘еще З. характеристик разгона в диапазоне гщсел Г: = 0,8 - 1,2 одре.
цешштся как разность тещ соответствующем»! характеристиками разгона до чисел
= 0,8 Ё Ш =
г‘ =‘^' -Z _. =50=2*6=.54«.ac*e»r
(’p"“"",«7.-ga.- е ‘дожди ‚г ’00“°°'H-ac’
.. _. , , _ ‚г
A/cage „На _ L,oosa~_ а, дрозд” ad, 5 4’ дм
__ " д: - :-kg 9'7
2.9.5. Ha Ho..zor*pa:.e.sa:< рис. 2.9.6.+2.9.9. псмещегш вреья, путь ы масса топ-
лива, расхстгуеыого при ropmozxeasm на :.:a.rzo.-z газе в зависимости от ПЛС для дшбнх
пцетннх mace самолета.
lip шер. Определдль :.1acc,v расхоцуегаого топхзгеа, путь :1 ере ш при: теплоходных
самолета с HJIU
280 на Hp = 50-‘JO з: в дчапаеоне чисел 1.‘. I,5+O,8.
Гашение. По Hc:.so:pa~.. ‚е рис. 2.9.7. с поглошьв ключа определяем:
/
Г‘
ттсудм ‘ ‘-9.5”’-U1’/7v0,0A¢' " ‚ L/"74?/Jw ‘$4’-fie‘
Ера. решена: используется операции, опдтсаъпше в п/п 2.9.3. пршленителъгхо
к тэшоеенгээ (припер 2).
‘тупит u-O
Г “а:
Ь.:...‚- - .'._
2.10. \am_-c7e*::r"r:::<': szrrvp
2.10.1. Реътогленпацьн, повешенные в настоящем подразделе позволчют
определить:
_ - врет. pazL':‘_.'c п: норчалъъзтэ перегрузку уотаноэивштхся разворотов (пираты!)
е завцсъсхость от полетной! массы ca:.—.o::e*ra, числа ‚т полета. 12510 салюлэта. темпе-
рае-пе нарушаете воздуха и реяьгла работы 11-“arr телец;
3"-W
поп-
L
Ч 3'. 3.5360)’ TOU.'7'1'E8, '_D3CXOJI‘j8Z.IOI"0 H}! BblIIO.-'[H€3' 2112 (l;;£1*_vp Hi.JIOT8.'i.8
чет. Нестерога‚ полу:=тлп‚ переворота. боевого разворота, горки, пикирования).
..0.2. “репа. радиус н нор*алъную пэрегрузгу установьвцггося разворота
хват
) пт работе двигатели: на nc:::~1o: форсачном резные определять в c...-Lu.
.5
‘а
1:
'//4'

‚(5 7::/cl‘ 7 ‘7-/<:_
парше :
Нага? =Н - At
(2.IO-Io)
д - заданная барометрическая высота выполнения разворота, м;
д; - разность ьтедпу фактической и стандартной температурами наружного
воздуха на задачнои барометрическое высоте (рассчитывается по фориуле
At ‘C4-15?’ "C/v’&.c“n7 ‚ В КОТОРУЮ Ёндф И Ёмдст подставляются со своими
заедали).
б) по ноэлограъплахл рис. 2.IO.I+2.IO.3. в зависшлости от ранима работы двига-
телей, Ham. ‚ числа Ы и ГлС саыолета определить величину расчетной перегрузки
фри‘; . 3Ha=I~3::J.s1/7_z,p¢;a,» при выподшенпи впраяей на режиме полного форсажа
для .IéI определять с ноъюгразчпш рис. 2.101,‘ а для Ы>1° с номограммы рис.
BOIOOBI
Расчетная перегрузка дурости введена для удобства выполгнешъя расчетов и
представления их в графическом виде:
ГДР
Йена: (:3.Io.2)
/77/75 go.
где тддщ- расчетная масса, прэтнятая при расчетах 15000 кг.
"ереси, = лщ,
в) по номограмме рис. 2.I0.4 определить фаитичесчую перегрузку /:99 в
зависимости от /QIMC9,/.91 средней полетной массы саглолета.
_ г) по ноаограэллёрис. 2.4.1. заданное число M В развороте перевести
в Удазд ___
д) для задаю-шк зыачегшзй Иэддд :1/79.73 no H...1orpa:.1Mo рис. 2.10.6. опреде-
лить радиус разворота драма, по номограмме рис. 2.IO.7 ` хлремя разворота
‘гдддд на 180°. ‘
Б случае выполнения разворота на угол, отлхитшый от 180°, пересчет времени
разворота на заданный угол выполнять по формуле:
. A Ч’
(дрозд =Ёрсгзддгдо э}? (2.I0.3)
где A S“ - заданный угол разворота.
2.10.3. Массу топлива, расходуемого при выпошении разворота рассчлтать
по ‘форытуле:
ттдагд ‘Сдай ' QC». (2.IO.4)
Г" .
где (‚разд — время разворота на запавший угол, определенное по форщгле 2.10
Ос - секундант расход топлива, определенный по ыотлограатагл рис. 2.7.
: рис. 2.7.7. для заданных ранга-тов работы двигателей, температура наружного
воздуха. числа п и оароглетричесной высоты полета.
2.10.4. Bper..;1,pa;uv:yc и расход топлива при выполнении разворота тирана)
при работе двигателей; на дроссельных оесфорсалъгых рез-шкалах (при надет: 2011 постели-
ной. частоте вращения ротора /70";/7 ) определять в следующш порядке.
а) по номограьэле рис. 2.7.3. определять ‘“-"W.

. I,‘/I’ 2
[,.,/(L, '//'7 91'
24;
о) по номогрьажле рпс. 2.1О.3. в завпсшлосты от тлела .‘.. полета, ПЛС самоле-
та. С??? и полетной массы определить значение Лада“, _
‚о
/7 . =/7 "
у все» т “"'*'
/-7 __ .53?” ‚вы
в) по номограхлъе рис. 2.10.:›. в завлсашостп от полугчеьшого 3Hat5e:'-1.5:
/{”xr._,_,_—:»1 оароглетрлчесной высоты полета определить фелтичесьул ыорлальыую
перегрузку установтэзшегося разворота (виража) 5:49
г) по ноыогрш. „э рпс. 2.4.1. задаъшое число Ы в развороте перевести
В T/60.5.01
B дальнейшем разворота, время ы хлассу топзглва. расходуемого при
его вьполшенпэх, определять аналогптшо пзлозхехпеоъау в 1I.2.10.2. И 2.10.3.
секундный расход топлива пр; работе двигателей на дросселтьынх decizopca:-ramx
решат): в зависъсьхостп от температуры нардшаого воздуха, потреоной частоты враще-
ния роторов двигателей, числа Ы и высоты определять по номограшле рис. 2.7.7.
2.10.5. Номогр '.::.m РИС. 2.10.З. п рис. 2.10.5. позволяют решить задачу,
обратную нзлоленъгой-Е в п. 2.1О.4. , т.е. по заданной норгаальной перегруз /79¢,
определить пстреоъую частоту вращения роторов двигателей при работе их на дрос-
сельных оеофорсашгдях разделах.
2.10.6. P&CCmOTpfiL.fipHM8pH пользования вонограпмаыи по определенны харак-
теристик разворотов.
Пример 1. Определить фактическую нормальную перегрузку. spams, радиус п
расход топлива при выполнении установившегося разворота на угол 130° при работа
двигателей на резине "ПОЛНЫЙ ФОРСАЖ", ПЛС = 280‚г7Ь = 10000 Ы, число Ы = 1 5,
средняя полетная пасса 11500 кг, при стандартно: температуре наружного воздуха.
Решение.
1. B соответствии с гназанлямн n.2.10.2 рассчитываем 432: ы ‚ддамд
.:»r:=0, -/3Aé=/7»0".:§~o£.».?"
2. По
= Одддм Нэжд = ‚о
нсг.‚ог1:‚ег.с.:е рис. 2.10.2. определяем 5/par _7 = 5 4
3. ‘Io ыоглогршлте 2.1О.‹2. в завчсшдостх от mm ‚ер = 14500 кг по
Отдаст: 3.4 определя ч 2~:ojc~:..a.ILz«:y:o перегрузку устад-говъгвшегося разворота
79¢ = 3.53.
По .ic:.1orpa=:.:.:e рис. ". 4.1. с помощью взлета переводим число Ы =
в Удава при ‘Ьнд = -49‚9°с‚ 1., ф = 1610 наг/ч.
5. По Ho:zo®a:.::..a:.1 рпс. 2.°0.6. и 2.10.7. определяеь. радиус разворота
.1 время разворота на 180°.
1.5
l?’£;g_:m}_ =6) 5K'.W
д. 110 дернула (2.10.3.) paccti;:':2113aez.*. sperm разворота на угол 120°
‹^— ‚ Г‘ - A . 30 - ‚99 5 сек
La 0.30‘ (J/005:5 39“ 97.0 ‘ ш ’
7. do ::o:.:or1:.9:.:.Ie рис. 2.7.6. определяет ДЛЯ д/д = Ёст 7-7 = I-5 K
.— а = 10000 т: ce2<:;:«'rm:.-xii расход топлива Ос‘ = 8.5 КР/С-
П
о. массу топлива. расхошеглого на разворот. определяем по фоплуле:

припер 2. Определить потребную частоту вращения роторов двигателеи на
беодорсаяиых дроссельных режимах работы при выполнении разворота cuqgv, = 2,0
FTC = 252 Прп_средней полетной массе 13000 кг, числе Ы = 0,6; /35 = 5000 5 И
температуре наружного воздуха -10°С.
Решение.
1. По номограмме рис. 2.10.5 заданных значений /Ёир = 2,0 и /%2›= 5000 Ы
определяем /7g ,occ~«_;; = „ё 75
2. По номограиме рис. 2.10.3 c помощью ключа для‹СЁ#‚дд„д.= 3,75, M = 0,6,
/7zq0 = 13000 КГ, ПЛС = 252 определяем ОКРТ = 43,5. "
3. По номограмме рис. 2.7.4. для полученного значения ОКРТ = 43,5 и задан-
пых ё„„д_= -10°C, M = 0,6 определяем потребную частоту вращения роторов двигатеа
лей Пдд = 877ё.
2.10.7. Время и масса топлива, расходуемого при выполнении полупетли в пре-
делах высот и скоростей ввода, обусловленных границами их выполняемости в соот-
ветствии c Руководством по летной эксплуатации, на самолете с показателями лобово-
го сопротивления 230+300 при работе двигателей на режиме полного форсеяа состав-
ляют 15+45 с и I40+210 KP, a при работе двигателей на максимальном режиме
17+25 c И 30+45 км, соответственно.
2.10.8. Время и масса топлива, расходуемого при выполнении переворота на
самолете с показателями лобового сопротивления 230+300 в пределах высот.и скорос-
тей ввода, обусловленных границами выполнимости переворота с выпущенными и уб-
ранными тормозными щитками, c нормальной перегрузкой, близкой к допустимой состав-
ляют: при работе двигателеи на режиме малого газа - 20+30 c И 5+10 кг; при ра-
боте двигателей на режиме "МАКСИ: 1" - 20+28 с и 22+55 KP; при работе двигате- ~
лей на резине полного форсажа 20+22 сек и 180+200 кг.
2.10.9. Время и масса топлива, расходуемого при выполнении петли Нестерова‚
определяется супщировапием времени и массы топлива, расходуемого при выполнении
полупетли и переворота при соответствующих ренипах работы двигателей.
?.10.10. Вреыя и масса топлива, расходу мого при выполнении боевого раз-
ворота на самолетах с показателями лобового сопротивления 230+З00 при вводе c
барометрическси высоты 1000 м на приборной скорости 750 км/ч c нориальнои
перегрузкой на вводе 5,5 при работе двигателей на режиме полного форсажа состав-
ляет 48-52 c И 420+450 кг соответственно.
2.10.11. Время и масса топлпва‚.расходуемого при выполнении горки c углом
45° на самолете c показателями лобового сопротивления 230+300 при вводе с баро-
метрической высоты 1000 и с нормальной перегрузнои на вьоде 4,5+5 составляют:
- при работе двигателей на режиме полного форсажа и выводе на высотах
10-12 KM В диапазоне приборных сноростеи 350+40O нм/ч - 70+75 с П'37О+ь30 KP;
- при работе двигателей на "ЫАНСНЫАЛЕ" и выводе на высотах 4000-6000 м
на приборной скорости 350 км/ч — 34+5O с и 60+120 КГ.
2.10.12. масса топлива, расходуемого при выполнении пикирования на самолете
c показателями лобового сопротивления 230+300 при вводе c барометричесхих высот
менее 6000 м в диапазоне приборных скоростей 350+ 50 км/ч с углами пикирования
30+40° составляет:
- при пикировании на оборотах J газа - 5 кг на каждые 1000 м пикирова-
ния. _
Время пикировали: c учетом времени на ввод и вывод - в среднем 13 c на кая-
дн 1000 м пикирования.

Раздел з. кантоны вгшошпшя ъпгьпчввно-пгггнльнскою
. РАсчлгА
3.1. ПВОЭЧОЕЪ основных задач инженерно-штуршансного расчета
Основными задачами иняенерно—шту;;ансного расчета (далее um?) являются:
а) определение дальности продо.ньтельности‚ а также тактического радиуса
полета саьолета по заданном программе с определенная запасом топлива;
6) определение потребного запаса топлива для полета на заданную дальность
или тактическая радиус при заданной программе полета и возможности выполнения
полета с располагаещым запасом топлива.
3.2. Перечень псхрдных,данннх_для выполнения иняенсрнс-штурнансногр
расчета
Исходными данными для выполнения Hm? ЯВЛЯЮТС‘:
а) ва°ыант внешних подвесок вооружения и точки их установки на самолете;
б) вариант заправки топливом (с ПТБ или без, полная заправка или нет,
плотность);
в) програмыа полета (высоты и соответствующие им скорости, наборы высоты,
маневры п соответствующие режимы работы двигателей, условия и способы примене-
ния вооружения, условия сброса ПТБ и другие условия выполнения полета);
г) атмосферные условия полета (температура наружного воздуха, ветер, облач-
ность и др.);
д) время работы двигателя на земле (до и после полета);
е) условия завода на посадку п ее выполнения;
я) тактический, навигационный и другие запасы топлива;
з) состав группы самолетов. роль и половенпе в группе самолета, для поторо-
го выполняются HEP.
3.3. Порядок выполнения иняенерно—штурманспого расчета
3.3.1. Оценить полноту и однозначность исходных данных в соответствии
с подразделом 3.2 и по ходу выполнения mm? учитывать рекомендации, излотспные
в подразделе 1.2.
3.3.2. В соответствии c п. 2.2.1 рассчитать предВЗЛ9ТНУЮ Масс" СНЧОЛ T8-
u.3.3. В соответствии с п. 2.5.1 рассчитать массу топлива, расхоц_:"ого
при работе двигателя на земле.
3.3.4. B соответствии c П. 2.° 9 2 - P ТЭТНУЮ МВССУ 08h03 1”

3.3.5. B соответствии с подразделом 2.3. рассчитать суммарная)‘: показатель
лобового сопротивления ПЛС перед взлетом.
3.3.6. В соответствии с пп. 2.6.2.+ 2.6.5. ‚для заданного режима определить
по номограсъчезл (рис. 2.6.E.+2.6.3.) BDBMH, массу расходуемого топлива и путь пр‘:
А а. I
наборе высоты: C.-V65 /77”, „д: Ьддё
“д, В cm/"rae, есш полет задан "по потолшам" (или требуется получить махсэплалъ-
:~:;,':o ."I3.7IE-HOCTB на постельной высоте). высоту начала полета "по no'rom<a:.1"-//ran.
э; предварительно определить по номограз-иле 2.7.1. в зависимости от /77g;_-./us ШЮ.
3.3.7. Рассчитать полетную массу в конце набора по форгхгуле
-..ъ
[77/70 K/-/G5 =fl7&54 "/77/vmag
3.3.8. 8 соответствии с п.п. 2.8.2., 2.8.3. рассчитать массу расходуемого
д‘ топлива и время для выполнения захода на посадку и посадки: ткните Ёлдс
‘7
о.3.9. В соответствии с п. 2.8.1. по ногиограъате рис. 2.8.1. определить
время, иассу расходуемого топлива и путь при ониаении в конце полета:
07m CH _‚ Зам , Lon/.
"Боги высота начала с: :':.:ea;1H//,.g до неизвестна (внполлняется E/HEP почета
"по истощена"), то с достаточной для прантини точностью ее неоохошпло опреде-
лить следуъэппил образом:
а) рассчитать полетную массу самолета перед заходом на посадку по Фортуне:
/77
голо/гос = /7702 7‘/77 6/7 "/77/77r2a:: */77/n.¢.—"/);e,r,c,( 1‘/77/n_/,~7p,e/7; +fl7
m/..g;¢‘; ffl707o"p.
где тд-„дд - другие, определенные командиром, запасы топлива, возможность
израсходования которых в полете носит случайный характер.
о) рассчитать суммарным показатель лобового сопротивления самолета перед
снижением в соответствии с подразделом 2.3;
в) приняв за /77Л::и полученное 321aI1er1;1e/77/pg;/;3m.uo ноыограэтле рис. 2.7.2.
для ПЛС самолета перед свиданием определить высоту конца полета "по потозшам"
хвнсоту начала спинет) .
3.3.10. Рассчитать запас топлива для внпозшения остальной части задания от
момента окончаннч набора высоты до ьюиента начала снияенияддтя захода на посадку
по фориуле:
/)7/7; во» ‘дттросц —П7т_ дед — 77/7,_,.,«05 ~/77/77¢-V " 77/77./7/so -—fl7/27.500
-3 Гдти-‚од "`/77т др
Если оставшаяся часть полета выполняется на постоянной высоте или "по
потолнадл", то 07,,,m——m
mm , a cpemum полетная масса на этом участке определя-
ется по рорлуле:
‘(п/дм ‘Зд- ‘/7700 —/)7/7756M "/7“r>2H(:5 “т”? c’/9 3
.3 общем случае полет выполняется по ологноглу профилю, '1
K
/77/77.cIcr?:. = Ё / :7/77,:
L ' V
rna/77m; — масса топлива. расходуемого при выполнении участка полета (разгона.
3.9.40-Qa BEICOTH, t.'.a:{eBpa, горизонтального УСТЁНОВИВШЭГОСЯ полёта атаки Цели П Пр.);

33
- ко°-во участков, на которые можно разбить полет от Manama окончания
первоначшгьного набора высотыкдо начала сштяения для захода на посадку.
Аналогично: 2’ = Г"; = ‚
0007, 5 сидит A.‘
g ‘I L -I’
..., д; ^'‚ .
Чтобы определить значения т‘ ‚ с ‚_ , А‘ с помощью номограмм, помещенных
в Руководстве, в отдельных случаях требуется знать величину средней полетной мас-
сы самолета на рассматриваемом участке. С достаточной для практики точностью
mom приняты /77по go. --/>700 -/r2,.,.,_.._.,...;.,.,——/77,77. „на 2: с;
f
т.е. приравнять среднюю массу самолета на L гм участке массе самолета в начале
данного участка полета.
3.3.Ц. Для рассчитанной средней полетной массы /77/;g,,q_9 , mm заданных
условий полета с помощью ключа по номограмме рис. 2.7.2. определить километровый
расход топлива gen .
B ctuyqae выполнения полета "по потолгкам" дальность и продолжительность
рассчитывать по форьлулнь:
118/7 =: mag” (ъ А е]?
(И _ ::
Q ‚о п. ’ со Л Удддд ар
где Q/m — 1<;moMe'rpcBufi расход топлива в полете "по потозшам", рассчитанным
по форт/хуле г д = ‚О 52¢»./7. ___
T/£70.-x3.c,0 — определяется, при необходимости. по заданным значениям Ир, м
и M/7,0. a Tame /’/,0 z77zlzc помощью номограммы рис. 2.4.1.
Для расчета продолжительности полета "по потолшам" необходимо по ранее
определенной/Под go . используя номограмму рис. 2.7.2. определить средник)
высоту в полете "по потолшам", чтобы с помощью номограшлы рис. 2.4.1. по '\/éo.-.5
найти значение дйжу .
Полученные А. an. И гад будут соответствовать штилевым условиям.
3.3.12. При наличии по маршруту встречного ветра дальность и продолжитель-
ность горизонтального полета или полета “по потолкам" с учетом ветра определшть
по формулам: А,
дед = 07*"-9-” , гад. = ‘°"’
Qée/72
r1Ie'§7&em — километровый расход топлива c учетом ветра, а -W’ — путевая скорость.
определтяемые в соответствии с n.I.2.8. '
Необходимые для расчета Q55”, значения среднего километрового расхода топ-
лива в штилевых условиях г определяются для заданного решив, как указано выше.
3.3.13. Рассчитать comm дальность и продошителтьность полета, а также
суммарную массу расходуемого топлива по формулам:
40545; =АН05 +45” '
(ч. /'\—
60514‘ ‘ 4"/(‘:05/7; "'С-с‚ч +Си/70С’

/с 1./c а’ 974/ус
34
3.
3.14. Проверить сходимость величины располагаемого запаса топлива и
расходуемого за полет по формуле:
07/77
3.
ния ИШР.
— 21 /77rr,0c=cx "дал такт mm. mi» “Рт до
3.15. В пунктах 3.3.1.-3.3.15 описаны наиболее общие правила выполне-
В какдом конкретном случае возмокны отличия от указанного в настоящем
подразделе порядка расчета.
Методику выголнения Mm? полета самолета с различными программами рассмотрим
на примерах.
Пример I. Определить дальность и продолжительность полета "по потолкам"
одиночного самолета с ПТБ и четырьмя штатными держателями БДВ-УМК-2-Б на ренина
максимальной дальности. Заправка топливом - полная gfyr =
0,785 кг/л). ПТБ в те-
чение полета не сбрасывается. Набор высоты и сниыение выполнить по маршруту.
Температура нарукного воздуха - стандартная, безветрие.
Время работы двигателя на земле до взлета 7 МИН. Заход на посадку и‚посад-
ка в течение IO МИН. Навигационный запас топлива — 5% от количества топлива,
расходуемого при полете по маршруту.
Решение. При разборе данного примера порядок определения искомых величин
110383815
на всех используемых номограммах пунктирными линиями
Как в этом примере, так и в последующих um? будем выполнять, округляя
значения:
средней полетной массы самолета - до IO KP;
расходуемого топлива — до 5 кг;
продолжительности полета - до 0,1 мин;
дальности полета - до 1 км.
(:) В соответствии с указаниями подраздела 3.2. оцениваем полноту и одно-
значность зацанных исходных данных для расчета;
Тактический и возможные другие запасы топлива уточняются командиром, в
расчете приняты равными нулю.
Q} PaCC‘IHTHB8.BM HpElIB3JI€TH'_YK) массу СВМОЛЭТЗ:
/77аа Z
C,.,,+/?7,,,-2/775 = тж 4/4'75 + 6-/.354/0=7'607/AK/’
3. Рассчитываем массу топлива, расходуемого при работе двигателей на
SBMJIBZ
/77/"jay .-.Z5cH - фзем = 7-5г5Ё-265кЛ
4. Рассчитываем взлетную массу самолета:
/)7&__,.W -_-/7700 -/?7n,__5e# = 607/ “c?65=7'5806 КР
5. Рассчитываем суммарный показатель лобового сопротивления:
‚7 C’ -/7 ca, + /7flC’5,,_ = 2:30 «ее r-«:9 =29:
6. Определяем высоту начала полета "по потолкам"
По номограмме рис. 2.7.1.

35
‘7. По номограъьктагл рис. 2.6.I.+2.6.2. определяем: времч, путь и массу рас-
ходе-лото топлива при взлете и наборе высоты 11300 м:
Zyog '-'s_9.:.7r‘-rz./A’ A/4&5 = ‘ЁЁКН д7ти-ИОЁ ‘б 5Кг
8. Рассчитываем полетную массу в вотще набора:
/77„Щ_К_ дд = 5896 -6 :5 =7'579./K/‘
9. Рассчитываем глассу топлива, расхотхуемого для вьшолнения захода на посап-
ку и посажу в течение I0 мин:
тлтт =‘}:,,0C .Qnm = 0 50 =500жг
10. Определтяем время, массу расходуемого топлива и путь при снижении
(ZCH /77/770.; Асу
Однано, в начале необходимо определить высоту начала съхиыения, т.е. высоту
конца полета "по потошам".
В соответствии с уназаъшеьч п. 3.3.9. рассчитываем полетную тлассу перед
заходом на посажу:
/77п0 ..5./700 =/77¢‘/‘ "‘/775./7. "‘/)7/>7 /we ”/77/77-c"-/7’<f’J/V "l 77/77. 0/7 `
:: //1/0 f «в *50O7-0 07-44/75 «[7 05-41/75 = 72296 кг
По величинам /77„„‚‚_‚„„‚‚= E2296 И ШЮ = 292 no номограмме рис. 2.7.2.
с помощью ключа определяем высоту юнца полета “по потолпкам", равную
По номогрел-лле рис. 2.8.1. определяем характеристики снижения:
.. __ (к. __ '
Нб? V/7P ' 500 5:;/1’; Фен ‘ 7 /We/H [rev "0"0**’*‘/, /77/72¢/¢ = O54’/*
II. Рассчитываем запас топлива для полета "по потолкам":
/77,—,—,,7_,-,._ ’ /77r27,o.9¢«./ ’"/77/77 „ас-м ' т „об "'/77/72 C/-/-—/77/77/IOC -‘/722752.949 ‚Л? .c’./he) ч
= //4 75 —£6:S —6 5-¢05 -500 —é’25—3/6 =c24«50 A’/*
I2. Рассчитываем среднюю полетную массу на участке полета "по потолкам":
:’(770o -.07/77_5€»v "/77/7>_»7z~5 "/77/77/7/7 Ё '7 607/ 72°65.‘
-e/5 — -if-§"— = 5966 ж»
13. По номограмме рис. 2.7.2. для /77/20 .go= 13965 KI‘. ПЛС = 233 011139119-
ляен /‘~/._ may И средний километровый расход топлива: fig/9 = 305% 4/
/"/4. тау =0 7.95 -
Средний километровый расход топлива в полете "по Потолкам" равен
гм =/,0 дед = ‚аи-г 05 =2o7§;3—
mm д,
14. Рассчитываем дальность полета "по потолшам"
[_,,7_,.,_= /77”””7 „Щ = i894’
520.0 —‘ =9; С’ 7
По нсьсгразл-‚ъе рис. 2.7.2. определяем ДЛЯ среднего B808 083 fl"-"1-‘E Среднюю
высоту полета "по потолшаъ".
Она составляет 11950 ..

С помощью номограмны рис. 2.4.1. для стандартной температуры на этой высоте
гид: —56,5°С и числа M4 ,.,,m,,= 0,795 находим VX7053: 350 1.1,;/q,
Продолжительность полета "по потолнал" составит:
у *5-.n.=g,§g мхи и д
15. Рассчитываем общее дальность и продолжительность полета:
ада; =4»-nag «ат "Loy = «aw т во г‘ звгт
\`ъ Ёддщ .- 2`„д‚3 7"2лп /‘гсч ‘$73 т" 39:0 + 7ч=/(70‚6м -V‘ 4’ 5/f”/U”
Ё I6. Проверяем сходимость располагаемого и пзрасходовачного в полете топлива:
:33 /77/77 "'/77rzr.se~ “ /'1/7.~x«c:c'5 ”/77/27/2'7, ’/77/72.434 "/77 ос ’ /77_.;o_,-;,¢,.;_,"'
..a/77 „Од =,_.65-.»5-5+.—.9450 £?5~*5c70r9.:?5+‘.:> 5= 77-’5.»<'
-—/‘,4'75,4(/'v= .4/75/\’/"
Расчет наполнен правильно.
Прлыер 2. Определить дальность И продолжительность полета одцночы„го само-
лета с одним HTS под фюзеляжем л четырьмя штатными дерзателяпл БЦЗ—5ЖН на высоте
5000 м со скоростью, соответствующей резцы ыакспъальнол дальности. заправка
топливом полная {;2„ = 0,785 кг/л) ПТБ сбрасывается после выраоотн: из него топ-
лава.
Набор высоты н снижение по марлруту.
Температура нарухного воздуха — стандартная, оезветрне.
Зремя _зооты деигателя на земле до взлета — 7 мин. Заход на посацъу и
посадка — I0 ЫТН.
Нав„гационный запас топлива — so от топлива. раохоц3е„ог0 на полет по
маршруту.
Решение.
{ii B соответстанч с упазанллпь подраздела 3.2 оцениваем полноту л однознач-
ность заданных исходных данных для расчета.
Не задан тактическил и возможные другие запасы топлива. принлъаем все неза—
данные запасы равными ну „.
2. Рассчитываем предэзлетную массу самолета:
/7ддд =/72д„‚+7сёд„ 75/7745 = ./4т7‚— z97TT~* £3 rz5429*= €5Z777'Ar
С}. Рассчитываем массу топлива, расходуемого пдп работа двигателя на зетле:
А о 2 . р _:
‚датчан = от, Q5... 7 52: гадит
(Ё, Рассчитываем взлетную массу самолета:
//7___5,; -=/77,10 -/77,77 дам = 6071 "265 ‘ 58Обк
до Рассчитываем суммарные показатеть лобового сопрот.вт вин:
‚7 C’:/7/}C."¢ т’ cg,” =.-.75.c>r.=22 0:29 .,
6%. Определяем время, путь и массу топлива, расходуемого при взлете п наборе
высоты 5000 м по номограммам рис. 2.6.1.+2.6.2. Ь.›ен
их _ _ _ —
(‚дог ‚аз/и ‘и :.='7fi/A /77/WHO‘; $3.50/\'r~

[с 25,-tcc //I им.
7. Рассчитываем полетную массу в конце набора:
,,_,.,,,5 =/274%,, —/77,,,,,;5= 5806 -500 г /5506 K,»
C8/‘ Учитывая порядок выработки топлива, указанный в п.2.1.2. рассчитываем
остаток топлива в ПТБ:
а) масса топлива, израсходованного в момента запуска двигателей составила:
/77пэ3еыу'*/7чЙдАсц5 =‹36Ё5чй5&25’=:й5ёЪк7*
б) масса топлива, вырабатываемого из ПТБ /77;» = II 75кг.
в) в соответствии с п.2.1.2. до выработки топлива из подфюзелянного UTE; из
основноз топливной системы вырабатывается 95 ‚литров (75 нг) топлива. Таким сора-
sou, после набора заданной высоты в подвесном топливном баке останется 685 кг
топлива (1175- 565 + 75 = 685 KI‘). _
9. Определяем путь и время в горизонтальном полете самолета Ha/7/’: = 5000 м
с ПТБ до полной выработки из него топлива. для чего: `
а) по номограмме рис. 2.7.2. для расчетной массы 15506 кг, ПЛС = 292 с по-
мощью ключа определяем число Мдтд, =0, 6.35 и fan ‘ё 75 ,-.1-‘ff
/77
б) в соответствии с п. 3.З.П. для Мм, = 0,625‚йнд = ..I7,5 опре-
деляем T/gw5’?,_,m, = 725 KM/‘I,
B) рассчитываем дальность и продошхительность горизонтального полета:
,/77men¢_ -585 _ ."' -.- 83
€80 -5 - 83Kfi// Cc°./7./ 7 :5
IO. Рассчитываем: полетную массу самолета после сброса ПТБ и новый сумиаръпхй
ПЛС самолета: '
Len, = /5мин
/77//04 58.5 /7r5 5 506 ° 585‘ ‘//6 3 /4705-KP
/7 C59.‘ то; =29г ":92 =..97&
II. Рассчитываем массу топлива, расходуемого для выполнения захода на по-
садку и посадки в течение 10 мин:
р Ё
/77/n not (Ё (‘Пас ‘флаг ‘ /0'50 500”/W
I2. Определяем время, расход топлива и путь при снижении c ВЫСОТЫ 5000 м
HaVn,0 = 500 нм/ч.
. По номограмме рис. 2.8.1. определяем:
г»
OCH ‘SISA-{C//'/I /77,;‚С‚.‚‚ ‘бак/ч
I3. Рассчитываем запас топлива на горизонтальный полет после сброса HT’:
/77 ._ ..__ " /7
/-,~,e_,-,3 = /770,00, -/7’7,,,,wC, /77/7, д, -*/77/h. c°./7762’/V /77/«*7//ac‘) “да
где ГПтдо, — вырабатываемое топливо основной топливной системы (3300 кг).
Гдтддд — расход топлива при выполнении захода на посадку и посадку (500 кг).
/77/77 сих - расход топлива на сшивание (50 кг).
/77n7..«?./7z:u¢ — гарантийный технический запас от всего располагаемого топлива
на полет: 007- 475 =5 5-x/"
д, Од - навигационных запас 45205 ‘4475 ""=7‘35”""'
"".7l8T 2

I ' I’ я
‚Ё. ,« I с` L и/ ‘/1 L
38
/77,,gg, - масса топлива. вырабатываемого из основтой топливной системы до
начага выработки топлива из ПТБ (75 кг)
4-).)/7 =3500—5oa-50-5 5—2.a5--75 ч? 3530"
~ a
.,.,. ‘ч.
E4. Рассчптываеь среднюю полетную массу на горизонтальном участке полета:
___ /77/n,a_ Лег
’77 z2¢czx ‘/Сддкэ Айаз›0т2г де
5538']
I
E5. a) по номогразгзле рис. 2.7.2. ДЛЯ средней полетной: масон 13б`З8кг‚
чысоты 5000 г.. и ШЮ = 272 с помощью ключа определчеь: Ь‘ т, =Л6 и? =5-‘55A,5;' |
о) рассчитываем дальность н продолжительность горьзонтального полета без ПТЕ
В соответствии с п. 3.3.11.
Véafcafinoxe = 675 за]
ьцсз0г=°ЗЁ533д= :637,(д/
цЭ_ `.)
" J"
5/=9./2,3 = 5,355? = 566 для
:15. гассчнтвваем ОбЩТО ДЕЁЁЬНОСТЪ И IIpO,I10.TE-I€i{T_eJIb1—iOCTI: полета:
‘AH05 ‘дек; *4Сэдг flag’; =8 Ё “'35? :g?6/§’/-/
205% ,Z'__¢_;5,2en ,.Z_"é_/颣C# =¢=95.4/5 /56,6 r255 = "¢:’,‘/nun = /2. 73/V4/H
I7. Проверяем сходимость располагаемого н израсходованного топлива.
/?7с*; =/77?7_5с'‚у тиф; +/77,,,, д, г/77,‚‚„„д +/7;‚‚ а;
i _ =g55 500 685 3/45 „до rvaoreeo ‚в О=44 75zr
’/"five тети " £7’ 75.‘; ___ 175‘/_
Расчет выполнен правильно.
f”?/77¢?/; "‘/?)/27¢:/;c,

Ru $0: .\.§ nu: nu.§ . пои, .§\\&0
56
и. ‚ V
ж хЁю оо\\ \x\\ \\x\\ \“\ \\.@x\ .
a .».<.,«sV- \.\\\“\\~\\\X\\\\\\‘
Ф . \
m „её \\\ ..J,, ,_.x\ \ \\\ \\\\
ш \ х х д. А x\\ \ Х ы\„\ к
R xxssxgfivvmxxvwxx
тжёб \V\ \\.Q\\\ Acts \ .
M. \\\§$
0 bw К \ \\\ ъмЁ \\\\\ \ ~
м Ё N \\\x \W\ ,\$€\ \\ ‚аз -
„„ fix х ы _ \ x
а \ ‚ ‚ъ \ \\ \ x х
н ъё чхы „так к \\ \ \ \
„т, жЁХ \\\ ы \v\\\\K ‚Ёъ L
таз m\\ \\\\\\\\
§V\\x\&V\\V§\\m N en§P.
Х \ к \ ы
„ э м
\\_ . &\k\\\\\\.\A\ к „ещё д
OW N \ к
>ж „Жх \\\ \\\\ т .
щ Ёж оь& ё \\.\ ш „Ёё д
„„ L -.aM//§\\ \\\\m\\V „
-3 w о
т . ambr//r „изба к тьёсь W. &$.Q4
M \ - \ N е: о
о Ё „в ы х Ь д,
fl N Ж kw Q. э. з м„„„„„_„\„_щ„„ т. Ё;
‚о х . д \ :1
так, xim ж \§a г, ч E
W, д, о ‚м &&&\ м: Ё %mfi.,§. WE-
с /// {ё \\ „щ„„ш„„„„щ„„„щи u...m.\v.%c mhwwnmmwqfifim
т /// ‚из. с %fiw...w.....» o\m\...L% „вьёт? E8 .
Щ /аьъ N V тёзка: Ела-Ч
Й щшдэт мою mm ‚мама «Pb еще ‚о awn ЮГ ЕЁ
ад ей Ё aw am. an Ё Ё Ё „е. Ё Ё мы _ шт Г ь ь ‚мы, акте. ..
щщмьшчмъыкщщщюмъьбйьшмъщщ„ „ы me. м . . .L§u.
«Q3 м? жжоьёшочёёч Ё hwwommmmm. xmkcwwbkoxfi «§w\.§.§.m_\.. .2$So%.R.§o§
ъ чзчьбёъью к «$3 \~§WMGro%~\\.$<\..GmQ ь. .§%.\...\.. Ёк м. Жъцшщхьчёомъ Q3 ч
ь Ёвъч .\& 39:55 _

‘ЛОЧ.
‚.
57710’ ж’, г,
Д’ ‚и
а" :19?/' ‘АТ 1 Ё ч. oh;
НЕ} Ьл\1\Ё1Т EH
" °~‘ “r§»"»§l.\~W‘sz ‘ix
I ч в I ‘G ` ъ г 3*?
“ё! :3§|§L.§‘K:1g"'nA"§*°"\%»‘Tfi§:Q\' ‘Т к 1 L к
‘§.‘\¥1.\“\ HE \ 1 1 _ \ ‚
2U0”:E\‘\\\l\. ‘ \1\` ‘д
W ‘\ H 1 х \ ‘ г *
!‘\“\”\"’*‘r“x‘ ` %
\‘ .;\ K171 1 к \ ь \
‘Ч \‚ Г] 1| ‘ \ .
.'\_ I I1‘ 1 ё L. 1
‘ \ I ‚а E:
' m ' 1 Ч
то " 1\
ЧП И -\'- а
° ‘\ Н‘. I . \
~ \‘T"'r5 «г а
' “Е; „Ё“ ix \
-1‘. фи’ :_,Y ‘и ж ЬК
0 r—’. if 1? '1‘/{WT
. .-' ф.‘ 4.
"7@
"ш 4 . + 1 . к и
500 жди 500 боа 700 два 900 moo //00 /200 ‚дао 7/}: 77"
рис. E4 E’.
///ozjuet/nyuez От 77p ‘дай лен/г: о ‘Игр Doomfienxwmé/ADM/81.7
r. @ Ма- //а 6’r.=con5é
J73/UOOQUH/?Hut/EUHDH non/on5/en Еда н Баса/пе 70 5=.;a0~em-
/auuea mvu 54/coma мел ‚ nfigcaeiuyeuymy Н П ВД - /8 Г - 5/1, 5
in 5ucuHacmu ат ‚дои 0,0H0u' PHD/oocmu и BS9/o0~e;o¢4ec/anti
Ёысагпы Лоре/т mx/0/zemn.
Oh

/1’/'r'0#
V
‘r\L/h
«и!
д я V60.-53"/1’00’°"/la ufiaxzee
6);: 1:/aoala -cso0}~/4
<3/2'9 Удод -%00»'w/u
I
L
i .
- .500 -200 * /00
100
200
рис‘ 2. ‚д Ндмогром а для определения тамаде wave: бедра д .3 06¢/cwvoc-ma ст СкЛДОС/т/
и нажата/пения Фок/пище сказа де пр:

mlw кг‘
0000
17000 ‚
{5000
6000
an
ъ -‘v *7 д‘? ’7/7,9- дележ/я массы ила/жида, рас 03:/e.~/oeo при 4 е т:
сот но максима оном реки; д. дд д д ‚д
„а?
(со ПАС с но emu ‚ лампада у
-J
р.‘
Я
L
/n‘M?5K/.’ r
1060
900 '
>\g\\\,
‘U0 -
° ' T‘\
_ „‚_._._
. 700 ‘-
х:
__х Г.
у T T #1 1
6004 ‘T _
:\ """"" +""'
I
__ .". гита?
_ I V 3.-an m*cJi‘:;»\»«.;2p(m,,“5bc d ч; ‚шьем: ‘n.,.,, ‘у д
400 ‚ _____шмти ичи .u.1\M'. ’.:.v-307 . м.‚‚.е_да‹.-‘пиь/‹р‚ ‚д
K / . N G: 7 I ' Q} дачей’! ILIJ ПЛ! д-Ц-ЖНЁУЁ тид К.
I Нр г/и щитка! Лам/як.‘ лад АО бод под Н.) 9.5,)‘
“-00 / и м“ m""“5 "m’r4-5.2 ‘ 7’r "
Г И
i ' ' I e’ е‘ /-m
2.30 . V may” 7‘- ‘"
"" 1‘-- ’ таи / L X Л
00 \ - и Щ‘ ' у
-/ ьд ..
штаб ‘bx o т’ ‘с
N
д" I Afr
— о а о а `°
- ь J
абс‘

V‘
‚ЁЁЁЬ‘
РдЁСШ.
„д, ‚4500054
НО I ми” '
\ I
N ~41. .
6 |
\ %. .
ч Э ч
. 6) __ ъ
«.2 U V xx ‘к "Ш ъ
‘\ ё ’° В“ “з”
\$` г f / ’ г '/
.\\ I T Zr;fi-X2. у /1%‘,
" мЁ /{/V‘ " ‘/”1.4~*"‘%
‘Г’ J ‚ //’ I n/(‘:25 4
— ——-* """ ‘е. г“ 4 I `
в —`. 1 I Щ I
‚20 ‘ч. ат диадема’
"0 0 * I ё 2 ;_.se”°""~o7m?'i"5<~a~.e
I ,U'q:£,_{e¢°,c “Аид анчо- Hfln
йодид“ ‚п I $%.'H‘2a.i;0N
Y (Паст Н/О
а L l
1 “и ‚И „‚
щ, х/ м‘
Ы 4. ‘°
1 ‘°"‘-<:oL
1‘ / 7’
230 l (
- И _‚
-*_ 25 »»-/ "
` \ / ::—-mfl"v*“/
‘A . . 4/
‘ . 4
‚го г З/О I Ё д ‘р! l l‘ ' ч‘- ‘(люде
at“ "0 О i щ‘ “Ред-своему / ‘
д‘ 5 п 2 1
р c""’*‘3°’»'n pe6°"‘°"w v Q J‘ . i
“С ‚под,‘ /.2qC"At.U6Oc?Q~ A д.
A-/08;|00H/ha an о З ‘Ми Р: ,~'z:D,:"‘,::{c Ё-г-г ‘ п
н ' /7 ‘ “‘ ~'
а /V04-CUH0 ре еЛенд/д 6 Luca-L‘o5_: 4:90 ;
5'5 e OWN Редким рант” и ”!/ а та‘ .
Отд“ массы ‚МС в дддагпо/ ддща /7"’ '60-’-I /nafope
Самддето ”’¢‘ я д 5 охота.
а ’77’~
*0.’/*fH0eo,50 д
5 то.
‘K

г и I г I 1 ъ 1 I
Н . ‚и „
флот .
ч
щ 000 _
" I ' п;
' 3'" I нлюги / л
/3 U00 „Худ 3.255’: ' I
- ;;%“€x |
"2 ° ' |Ж *`+`-„ `‚\1"
/ЁПОПЁЁ ' Ё 1, ~\:\_
| ! \§?5i:.\___ 1 ‘———-д....__._:_
11000 \—l\l__ ‘ Ё _ -\7\T‘“ 3 ~"“‘-L
| : 1 I r Од _
10000 Г`Г"* I _-_
__ ____ I . е t I .;\_:P_____ =-—_.~§{
g000 ‘~‘“"""--«~....__=___:__ /L’/C ‚рад «Т
I _‘%~"“*""r-——fi_§k ~‘.~mi~"**
1 Y ——-‘-=z‘__
8000 .- ’ 1 ' Ёж"? ____
7uou Ё
I
5000 :
1
50 . ' .
т 15000 I4/000 А‘ 15005 16006 17000 ' 1 3000 т?“ И.
Рис Ё. 5,3. //0H0/;on.ux/A ins: 0/7/09 еленця /;on/amwecn/cro nomoxwn mxzaxzemp Ё дтябиогшости L:/77
. л
51/IemHau' ндссд/ и ../7C сдиолетд нд ‚сем/инв ‚ОЛЗЪГПЬ/ €511/‘A/778.41? RA’C'L/:UA?fl

д.
ч
" u
‘.\‘
F>.\5
| 1
‘О /7.4024
до - е?
/zo.e3o_____..97.7 ‘ч’,
н, л П Л // 1 4
_/ // д
% И / ‚к
народ... z7,::.f/ ‚Г, / / /
[А
_____o,5/ [И
5000 7 ‚д
Ё
35 /.
и
т,“ I5’: / ‘д т
1.950
д / / / до
Z
/
gnu: /’
од V .
И /7 РЗ3д‚-=”9'0‚‹?о° ......
‘ и‘
01
Z Д
ий/
La’
0 Aug-"/Z2 ~-
д то ат д“? 2‘ с
д ,;_25:,s_ _ _ , дуть д огню? тепла/да’ (v_’ wze/770' o €259 =?c5’5? £364
рои Hfigpe быт/ми Н: 0,-.~ ‚даваемая‘ до чад = е? о
тледуяощцм 5oz:nac7a.4t Я /3’-‘ fi‘-’»‘t- 77/. .= 2-/rz; ‘тем
050772251 двигателей . ладный 90906‘ "-
..-§v§§

[С 5:5‘? т /'."' дБ,
I I
if
И ж’
‘~‘ „иди
ш L .7 N n c'-2727
т 0 м 85
Q3 Л _a£;:_P___
т Г
Q5
Q5
Ч” 4- H ....
Q5 . толщ! н’ н ammo ""912 т "Лемм
твид 5/afi
moon V é
8000, /
5000
ищи‘ /
ИШЬ
261061 7/
ЕООЩ 0 ‘(A
/mcaesf
I J’ ' к
/U00-as fl7T)KF __ ж‘)
| ›/
д Анн
%
а . I д
L 0 дни fl}7Z"=P30,:”~‘70,285" _________,__,_1————“
' 0 ь-——Ц-" . L Ё
100 goo 300 I/00 teen’
91025.5 Bpénaggrmo u /oncxog man/7u5A mun/wemn 0 /MC 236126308’!
при нд ape //=/0 кн I /onjromq
nae/wfiuowu go/xcio/u нд
= 11/ нм,
0 I/J0/IA‘ //=12 0
ТмЁ-тТНО:
емким ‚од отд: д: umme/z.9u' „ парный форсдж.

5000
1 J
. / Z’ \
де ‚
д /
16‘ из а „Ед
17 ‘_ '
W // 4/
/1 X /
од: г’ . / У
T И и /
‚э! //
// . {aft
. о‘
т“ И’ 21“
Z 7-____1
К
/ //3°
"‘ 1/ /
1/ /
‚х
г д/
I
/ т: а ‚же?
„у ‚и‘
/‚
/
‚ау/И
""”'/V//fl ц I ‘ зад
. .55.‘ ‚в для, 5/ma Лида г‘ 0
д “$75999 льды ‚ :3? 30
о 3y щам: Магда-И I"‘- м
саботаж 3:5’ - - ea‘ о. .5 с? 990

и:
:5
1,2
и
1,9
0.9
0,8
ov
Q5
Q5
т;
npc =21? n/zc =285
при :285
n/;c=2..’7'0
JU00
дал Цен
/00 - 200 300
Puc.25. ?. Брут, rg/mu u ncxndo man/7L/En однолетка в ЛЛЕ 230 259, 281!
‚т‘: н" 0: 4:/0/«H, lazy/'0;/n до z/uc/In J =41/c о
/. среда” '-.4«-H gblAJ%0H нд ' ‚Ч: I/"RH; TH5 =uT+/0 ‚
/o жин рддоть: С? urpme/2eu „ парни/и рарсдж .

/
я /// леди 7д___ 2а5_„
° /
:во00.___д5 Y / / 1
тёь
_____aJ 1 ‘г?
и /
//I
1/
{и / липаза .970 ea’!
2/ ж‘
И
//
а /, / _
д о p/‘ ‚а? „ту .509 Ё ы.
‚с 30 б’ 5’
о и дох-од тоЛщ/Ёд гадала/ъ 0 д ‘
fly,» ‚д 0’ _ б: г,
- „ - д
„Оде/Од id/(vfllol ’ .. 022- ,‘/0533030 0‘? V
nocwe07yM7a;u.4c é°o/.z‘055*W ‘Ю’ F/=/4 .*r.IH.'. ляд’ г , earn; .
Ч мы 3o"ueax>.e/zea‘ пинаю W0 д”

в
lit г
Ё ё :
0 люди 9- Ё ‚ Ё И ”/“€35
адепт If '/ L
4777 5000 I_ T-
K" шт _ ' 1/
2000 И ` /
£000 й д L д Ё rmc=£70
ё I ф?
Р э I * 0/?£'=25D /__
д * Ч I И”
. we . /
д т тж д '
.-are 1 д --
1 ' -L 4/
. ‚ . ' а
Z и ’/" _ n/2c=285
"д д плачет И /,
о I ‚ш ___ ‘дин МЁ‘Е‘“° И „дййй
| ф _ 1 р,’
а „Ь-ж-чт-“ГГТ/ ' l .~
100' 200 1/00 £09?
{Lg гад B/a ens: I gimp и ‚восход татидд сднодегд в /7fl[' P50, 259 284/
‚ч‘?
75 мёд?’ „сшил Ёо/ХОЖПН
фа .4’ = /Dw ‚од туя
J
in жмут //=19:
‚ЧД n’-14/an Tug: 7+/0°
режим ‚оддоты ЯЁ/мгдтедей H nap;/zmi gvqomxf

N
/L7‘!/I/l,H —
' I
‘. . =
Ё | -
{.500 " ;
>\_ ' Ё г __`Ё` ;
12000 к ' ' ‘I\|\ ' §—!\ «ы
~§__§..-I | ° я "Чщ I ' Ь ‚э.
”\ K1 i 1 ‘lg \T*.£.&""“::~N‘~ F—=~ - R4
' --1>- --1 -—-' '—- д“ —' д‘ 0.1‘- " Ё . "ч- """" ‘Т
f‘/000 c'F\“$\ к г R13“ Е Ё‘ ч?" с г-——-—-‚ -—›
'_° ‘51 ‘Тт "*%- 1%
10007 -`‚\ ~—-1 к -~-...__ хм"
J 000 §___ "“~&...___" 7
*2-._ .. ‘*--4%‘
а? ‘ F‘_""""" y—--—--J-—-——-—- 00%-
gaoa " = ` —_._ "кн —1
_J H‘-%"‘*'~«
I *‘"4--__4
7000 7'3 "жжёт 460
5000 11000 15000 16 000 17000 10000 /77 М, кг-
Duc: 2. т . бараметрииескоя 601001770 нас/ада 170 01770 170 name КОН ' (//,«/_/2./2.)
зада/самости от белеть/ш?
000`дес0к Г f///C’) npa ‚00501770 дбиеателес? 110 0’,’00c~ce/zo//a X 5ec'¢70,0c'aMHa/Jr
режимах.
массах самолета K и Орионта
531

Ы
х
\
\
Ф;
ь ”^^ `
)2‘/5
W
I
’<o
в}:
Q/‘ ь „в
/ ` 29°
[V 'Q\'.“’Q
“QQ\}\
[плах ‚ H P
20000
\
\\
\ j
ft: г’ ’
М
Ь.
-K
k>
0:
V
ю
3
д!
/.. ,1“? Г „эдг
V V та’: 5 м: / ~
‘Г ... А‘); И / ЕЁ ЁЦ/
I
6
\
13000 / 7/ Vz / я
У
______ ___..__ ._ ‚плел д} _ / - ‚плена L G‘
\'\BC)/ Q y’ / ф“ -/
_____ K _____ __ /!"_,¢ ;0Qhf 737.11 -F0‘! cg
Х / для 0,-2/.'.‘c:rJi'.-?.t'e/./I./I3 д. uqaeasnepup
//1 / И _ числа НС‘ г. /V 07.
10000 / д
до. к? 72 //omzof/éa'.a1.4=:o' o7.r.rz 0}}Oé’5'é’../.‘£f£Lo9 n'awa«n~‘e;7:,ooop)e0 „Пагода тогда «£7 (у J, vc/c"z~L¢ с. д, дм т: и ‘I д .r:
базе/ять: нот/ада‘ помета по падал/тюк до’ .,;r0'rc4.-.wa:4.az.-¢1¢= дед? .—ro."on.o ч av.-(~:~.n.e» r an?’ It-‘M’ r’: 6 и ‘С ‘д’
J1./(Fun (жми от поле диет’ иногда: Ггпддд ) и 5744161: та’ noguféco/r //7./5’-.°7.
—-—_._—....-
~—————-:— ____:_____-_ _ . -——_._....——~p - -———-— --—c-

- /7 M [moi I/{A _J: I‘/4 _,_L:T,_/\/I» ,L.»_/‘____w:_»» . и
/ U9 ‘£96-A ““ /
„д. / 719 ‘>_.o:'['_.i 743;’... _. L V. K/___. __
/‘K ° / . "9 ч 7:3) л / __ V 3
‚1 D---- -"'f— ' ь и ‘о 'r“"' V
Т | Х ‘Э в О?
‘до э. 7 ‚ / Га, V39 --v“"" тык
7 I .______.
/ ч J” ‘ I I” “/i’?«0 9/
э‘ у б" % в
ое/ "U Ё { f ‘Ё
О ‘А " С?
‚т‘ |
ею / 05 I
1
40000 _ 2%;-fii / Х /‚‚
. 0-0 и
Й Z
\‘Ix 53 //
HZ ‚И
\ д’ " /
\ _.
\ „/ 10
Ё lz
50 А Z
Х
\\ 90 И //Z
Й “О
L / 420/ v
Х Z‘ Х‘ X ./TA Од)
рис 2. 7. 5 На огромна для определения 0/<00 7' м: Ёесфорсажно/х ража/мох
"Т
‘р з‘ 4 I2‘: ‚.‚ работы ééueomenezj.
. I
Г
‚ 1“
VP»! I

п/ / I ё‘ ‘ / Ё
$6 &?//3// // // и’ I / 1/ л / ч
/ / Z И / /‘ 7 и’ 1 7
/ / v ’ И ’ / / 1
/ / / / у] д/ / 7 /
g / / И 95’ ё’ ё / 1 А
/’ / /’ и _{..._-_v\.\’:__ __ ж? -——-5 [V / /
/7/4 //2 Г ~—r—~———-~—w — »-— 4 / // ‘аду ‚и
А ' и /- ‚я <>
147/ /Ё /97 / Й fly
[[11//J /y /«L ._7[/ ‘Z V] //V / \,“//I
‘ - / ъ
I / I ‘ г I
//I//[0 7/ :* fi- 4/ Z / Й 1 1/
/ /4 ; / / д и / / Z
/ / Ё / / / / /
А 1, / ‚Ё Z / ,7
///‘ ё И / 7 / 7 /
г‘? за 40 ‘I 1 / Z 7 J 1 1/ / -
ad 50 70 0 fa ‚чад дтдд- ад 90 гад /2, '.
_//Que. а Z 4. 0/y.7¢=:5’¢0.//40/5':/8 05.0 завод” Ёбигдтвмгед /20 3aé’aHHaA(_5/ Q’:/(3/1}’ O/Z 97'
и мелкое доту/Фе ‚див/иуд оного 0'72: fig/9:0’ а? на’ 0.” '
_b:1‘~74/1,
КЛ ОД
д

""" _ - Jr‘
90 00 6‘ __I'
г онрт - ‚
д ос я? .5` Н д’ or? ae& Я г к: гм .z~oo'b'
I Бес „ас-и .2: зси our " до: 0'I5°uea/3349:} о з и
от ff. и °' о ел. участи? o’?>m:9mbz полезно’

Одазнаиения:
77/0 ' Тет
!
”""" 7}/6 -7"c/77 **/0°
о ад дав ш 12 м ив /.3 20 22 H
да: 7 6 - _'H3Hoz& рос . од тал/гида при ‚о доте дбидателес}
г нач gnopcaar//av режиме. в:
‘ё

0’
a¢'7‘om ь z
„х ‚ 2/
/‚‚ /V
z VA.
/A //
7007 /HW%
и и / Q
2} OA%/ /%W/
//9 //////, flaw/A
Х //// / /z// отбив //;
//// ‚шт/Су
А: /М„ъд // /
\ю..
.0oo / И
пшш/ / ‚ /
0 ///A
ь //V
/r/
/.
W W W „ „и. ‚м
о „и, 2 д 4 5 Gem
& KI! . ЁЖ
/4
Й? 2/
/r/,5,
/T/4 J X\\m® Х //,/7
\\v\\\\ \\ д
ьмм4„„„щшм
и ‚шь _
д /
W,
u¢»\... mu „юзы ‚м
де дно оэдг/оедёления селуядядгх r/cu-o5’o6' тепла/да Где )
нага: дворов сажи-гага:- и малсммоиднам /<7e.:«cu4eo<:c
лаб.
.:?ZZ

„ к,
/3000“ дн,“ ./)7?‘ Лид-
т‘
д.)
„ \\ % \
\\
/1000
ь
Ё
Q
//
/Z
И
___,.r
I
./Z?
АХ ‚\
'1\\
\
2/ /¢
‘р;
\
Дж
Ё
V/P = 4/00 его / у \ "УВЫ? ваш,
| ' | j _~ Г I г
Тлг = Ар 0 ?{ь7‘д` \ 'V77p'='4I50,»¢/y ,
I .
""” """'Vrn° =500x;,w‘;7’” ‘-K" ‘ 1_72,F—=‘50og§ /5;
-——~--—-— ---4
ё
D
я
1
I
д
д“ м 0985 М уЁцдгм“ ‘т: KR“
0 а 50 ход '_ _0 /Dc; mum! r
_._1\ - ..
т L J L
' ’ o ‚ '5 = * ‘т
с. 2 8 { дуть ‚одета _r_n_c_vg2nuzicv,_t5:ge/~29 игра лишаи/дебету нв___д‹3жц43_в__1о‚<739(77‚ц1__д5игя/геля‚‚рад, '_;_;z;y доля _ с: - С L

(граде пои заданном /77007, ‘Ф,
50
50 K/nay -/
(«gm oapeflc/we»: т: ЛЪ-‚ддч, Lpo
Lgug ЦОК! J<9&l9‘rN€/-'4 A 77”0" . На”
дддд ддс an H-05 co soars: 11030
20 \ ч Н
._.. \\ \» е} ‘д? cg во
(V
‚Ф I-/0
Ад": v.20
0
(‚Ёж ‚д, 20
K/H0./J
ЗЛО шведами: /7 тазе, Lpa.-.e
..z.~.o_ ллс от микадо Наезд
Л7Гдазг- Г/‘йродед " П‘): н,’
{$4 ч. ж
77.0. I ‘э ‘*"«+>
Atnb
сред
§<&:o
рис 29. //0/voe,oomgo Зла -0%e3e/79/vz/9 Hoccor pocxoggieuoeo moo/moo , fig
/000
гран, т‘
' no /zonzvou на 0 ‘пе 1000 o soou ‘и ч0 и om o e ‘ и ‘3‘35’L’ne;a"?“"’ при pdsegovrw/E Сама/Ё’ д?
0/ H я. a n /7 m/«an co/ , .. om ' o На ое
ПАС на no нам форс-атом режиме радопю/ 06¢/c"orb€//9. ‘ИО ‘О н О до -W0
Х

Zane, b--1--~ rn”°" F é `
ac-—u:-—o
47 ' Г I 6
\L I ' ‚_- 1- .
_ .\.\ I т???“ /
50 ‘\ I г
\ диода //
K
\
V nt.H.0 ‘C ‘О
\„ i Ё _ _ а
‚ I
т
. о 7 '
Арам, ‚ч д”
Кл/о4/2
для 5-np:~3exrex/up /7l,”.,,3' 1, „од,
Траве [дои додон т ч ‚’Ппщ_ /,0,
¢1tI.a0_ ЛИС Й” Мщд, 39}-/__ca(7_,_ '
~ /’7rp0:.2'_,~ I7f%.}d4
L ‘X t
- Т \\; \ '
{lull-(._,_ „рот; J ч. А_
’/ I” та“! 7516‘
/ "]lx\r}Il . J _ 1 _ _
I 2
/ I
/ . _--_._.
и’ к |
' 1/000
„ __ I ‚ __ --..._ _
I
‘одра: г, к!‘
дам:
„Ъ-Ъ-Ёчэуи
Д/%
ё /'?_/
/
/AV
/ X
/
1 1 4
/O4/c 2. 9. 2 /'/0.'~«0a,00H/vq для: олдеделения массы p0cx047_z,e~0e0 man ада, аут»! U 5/063/‘¥‘~" ‘и’ ТЮ? .005 Ют? ‘0’”0”“’-”"7
no flomvou но до come дойдя д „годна/масти от /70//60‘//Ou на сои I n;.c~nec0?‘r7y/00 ядру W~’0=’0_
дав ухо и ПАС’ при полете На датчан форсшкдгм ‚девиц/же ‚да ‚оглох душе Отв r
C‘ /574091
стает ‚„„„„‚ - 6<
j ПАС от H-0.5 За .sc8omoeo vUCr'Ot‘J ' П
J ч‘? ‘° ‘Ё “Ъъ L’ о, ‘о ‘
/00 ф? ‘р, „ /3000 9' “о 0'65 З’ °.' Ф" 1
(гдом ДГЬ`%› АСА/д Ё 1 bl Q Ъ I
„о т?‘ з:
д‘ " 445000 д Г %'7 I
ч. / J/7}’p‘\_£ C - g I
I

URL:
”‘“ I! \\ тли ' flrrjl an а
и 0 о ъ ч. И и ‘о to “" ч. ч «ъ '-
› 1 ‘х «начат-юга- ь. . - :1 "з. з. V -
l L \ издав ®ж1°д°°ёэгй э, Ё 7‘ ё _
/r х Г I / /
ямб? н / 7 ‚и / /'
Л о ’ 1% h 1 r
E/$2"/233%’: ””fZf.«r Szsvfifif \ ' ‘/ / / 7 и’ / / / / /
нога ‚чекана <//{ ‘I J‘ \ J о V j / 7/ /‘ д] /
. \ 000 ‘Ж. / Z’ 7 ‚Г / / г’
2 {мни-К - A 5 -‘ dig; Х _l 3].- '7 I / / I
"Жид „З Ё \ „гада I /.__»
‘Радия.’ ‚.__\ 1 дли \‹
„та; \ \ \ \ ‘N A „5 0
к '$*:._ О О
\ \ xx
\ “‘=- +20
60 50 до до .90 /0 /
аза, K //
1 ’\
/ в
I / *
,/ x {гад
А‘ ‹ \ ж’?
// дао \ ад \\
Жмоте’ ?7 ‘р; 0 \
Z | Х? о
- г?’ к
до? опоеЗелр/гил /77pdd г, 440098, \% \ Х
7-Ioaae л и dz/c?aHHa~rJ: $204,-'9/0, \
/| n£)«6'.’ con. -.1/.506 до 508.2 '\
/77/page ‘тух 32.2 '/T17 роз? .
п _ ‚ч, ж. /77 аза, исп
2:22: ii тж» „в ’°
694 ‘г `
‚ г ':;,;\‘. ‘И
an 29.1 0 де м (7 а 0/_?/0.«95'az9Hz/)7 macro: /70’(:ro0"5/..’-=.4/030 /7+0/7.4:/&7 путы! U é.7~’4"’~‘¥é’-"¢’<'/ /I/0! ‚гос-угоне сама ед» о‘
по п/орлсод} н (Яне-отд „Тдбдм д‘ 36/6°;/ca/.4«r0r"?:ov 077: r20.»teI7w!-fog? масса: , /7:e?.4o2g79077-z_qy9bz Hg’/at людоед
é’035'_ur0' и - -'2 аи подлёте но’ палкам рмйъжажчгом ‘дюже/мг (‚сода/дог 5:5 ыеои-„ьыд

С
2 о 1771204, /he Ь
I ;o:(°_\&"‘_ r ‘n B
рдд` дддд Ё°°Т°°`°Ео® ' _ и щ ‘о . в :g-?-—'
и д //
_ д?
/zjrrorz \
дав оградки: mu-2 /7?,xu.-, J
fl/pose’ (‘довод yo J0'bV'cVx:.NA(.t' /77no.¢ \ O
.H,o,az~,4', лиг‘ от ./ t гад‘ до 14090 ‚ .. . ‚
-— 30t7a'/ywoeo Qzxwa’ И. - ‘ ' A//
о г г а \ M ’
ф" это „1 ф_//
~ д‘ flfr 1:’: '
`- 90¢“? R Inna‘ PW at ’
Ф т \\ “д а гм .'c
м J" ёж 1 . I ъ ' 4-
Q) . [Vt \k \ ‘д
‘ J I Рода | 3 1 ‘до
rt „г \
C/oaaa, нм д 50 50 40 50
J
и’ I ‹
ШЁЛ/ тюн- .2 ч \` 2,/.0
д’ о 90802’ ген: ‚со‘ г-
ёове, гонад ‘г аи J06’/In-m-,t.:-'2 /0275 х \ {до
Ъ/и 7727021. пал, 1'2-w5'. -//-{'0’7i идиша! J \
и 30 и .-14707.2 _;_, ‚_ ¢‘-‘ 0
/ ё»
/ „Жреце "/77r/-vdae_'=‘/77r/* 54' I \
° 1% Ёж’: ”?лщг›ч—{(' м. ж I 1
й />012 I fl __‘:§_:_.______ a .5 ч. 4
"Ъ их ‘ .
% А Д]!
м: ._
/4»4’..'..’L3“'
""1°""° 7 2066’
f@zar3a, 1'96
320118
до. ее Яшгддоошдд б’ я д/рдедёленш ..-V02-cot /;va.:::rn@ze»r(oeo r7zoz7.a/é'o; думу и {семени л и
самолет-ю’ по полита? ко’ батата .900/Au д’ лабуде/масти om пасе/пяди „часе: г, те rte/can»
Но’ ya-cuoeo .{0J@~IY7j /«VF на полном рсовсошсда/‚ч делю-мне /оа'5оп‚д: аЯ/сооъел .9.

I льда Rn I
/ Z73 ‚ АГГЁ
H —-—-J
1
N
_-__,zk
Д 1
а, гама '-‘7 l 0
I
° 7‘£‘/rxorz е i /
й гделенил /73aaue «разе
еду - и Эйде/пята: Я7пол‚ I‘//o /
4:5»: С от дави 30¢! зада
7" гране ` r727‘/°d-5~
I 4
l".[\-—-. „тьмы в | ‘ ': ‘ _
“ I
Рад 9,_.___1_ .\ д’ .
2 ъ,__гч
И I
__ /f‘ юге
5'4-V c yaeéznencn /77;. за,
дрозд, Z‘/adse U .36‘(7'7wRbr.:r: I
n,m,.,.77/;, {я ‚Л до ‚_ .47 VKV3
до 5 дкутогп vac/20'-/F13
7%
/
/
w ZN ъ т‚„‚.г› о 2000 , V ,
„А < 2___Ь.____.д щ Е _.._ L \ I
J3 V
—-—- / V тесак: A я I
маг . ' 6'?/O67 21.9 oryoezio долг/я моего: oz-.2-05" видео morn ибо‘ л то и д° в в
7 oz} ozcone /5000.»: J’ .~10'o'z/cu (5:/av (;/$7: ламе/энда? мопеда: ‘уме ngéfinyji? /:0»: WW3 он д-д д
700' 04¢’/18 яга‘ этажная род 9c~at.x::ra4z ежа а работа: Эбоеагг. ад)? у ого
————-
:g__

‚То
05/my фену /hloya./xzoyfl-envy .:*o’.»x{(2.x.v_0/7:0’ 00 басами Jza/:9/7: но 3.41:1 .4(oa_"o:4{z/ НО’
iozao/7.6
-Hr/mu
(/?z%»’./1.Jz7d.Fz'bZ€ zqunzzru Ё _;/ffio’/«No.4: rzo.r.m.9:a9.m ax’).
,1
0 250 1 ‚кед 510 я д‘? д . I I
@:\\ '
\" N ` —
ъ N ‘ J‘ I\ I; L
‘Чём л гс ___` Ь ,\/Mo
к / 67 /‘ т
\V
1 7!” A}-01!
\ .
‘ч
‘ Т- I I
"0 6'0 50 40 30 20 0 ‚.5_ 5 ‚ 0 д‘ Д, тж
ж \
/“ / \\‘<
И” '
u/' / T
у’ \ "
/| 10 L\§_\ N
/Zflé’ / ///1 N\‘% ` /7./zc
\
540 X Г/ 540
/ Х
-— \
ea’ 7" .230
/
‚изо ‚Х go \ 250
/72' т ‚ тгп I
Г I Т .
ы: 25755 2‘/a/2{o;°p.7.xz(.,rza для 0хугеделеяуя 5.99.4./¢°»<z.r_z, ./:/areal /<:o’c.rc7.5’_5/6‘. ‹к0е0 /rrozmz/Jo" и

/.':' av
к} д, г’? ‘"13’ “" -;.;____ д’
:""*' Д?
а ›—==:- \ _‘_J
$%\ 1,0
| Ж :’Z°./Ifolz
1 х
‚5 \
I
5
т до д I 20 50
750 Од 50 ‘Ы’ 1
Им ‘ж \ *
///I 0 \\V\‘_ й
г //// Z \ \<\\
//V/ \\\x \
7/,/7/ 20 \‘\\\
лис‘ 1 4/ И ‘ \‘\\x Лидс
7 /
/ 540
_ „Ъ ‚/ \
I 1/ *
гс? ‚„.._ 50 \ его ‘_____
I т‘ ` \§\
‚ЕЙ 2'50 о? д‘ же’ ‚до? 02:4}0é’3I9x A?»-talc? 9709.»;/afizz; -/!(0Z"(‘bZ 0’c.z~o5_.y..0.. ого‘ \\
L Y/‘r0f7v. и пути п и т 4vo_2m€2={z.«'z/ co:/xrzz./149/7:0’ (о бЁР/ии поле/видами _‚
ч’ 0’é‘6"0’-Ar о тлю r'/- 571241 r’ :23;-wze z.g;z//7,2-ru до удданнам na/10-?/0?/I:/U).

‘ЁЁЁС /_ е__..
AL’
rm}. ' I 1 H
__‘\\
\ \ 1'0
щ
\\\
Wk“ 45
‘По goo . \\2'0 .
' 2'90 “го Ю го so 40 50 до 7о во
о „г“
АИ го
,/// \
/ /, I \5_\\
,/7/ И до \\\\
I Х
/'1‘/70 I//Z/I / ‘V0 V\\x
3!/o x//”/ \N Р“
// 5'0 .31/0
// п. 50 \*\
250 // \\
П) тащи \\ 250
рис‘. 3.9.8. Ho '
могрдннд для определения фонема, нрава: ‚ОдсхоЭд/еного ттлиёд ; __\ __ \ Ё д; ‚г: \
" Ч _
“Лтидитоноже -
5' и” ,0 НИЦ однолетд со Ёсени полетном/и ‚идее Фин ндфк‘
5b/come ,4/:5
_ ‘W { /7790*/0;Hb/e щитки 5 é/B/-0/QAIHOH положении)

м; 1| ‘ 69
250 g!90_ ~54\0 0'5 K/.'/00 I
’*-h§1_“-:'$.L[§”\ . ‘Ч
‘ч 40
'\\j$\\\’ ‘ Т I {ЁЖ Ь
\\А\ пдс gc
‘Х T’\\\ ` Гпт __..
т " 2.0
I
‚д, ддд ‚ ‚ад щ 40 20 50 40 50 C50. 70 .90 .90 Ь ‚кн
й | \~T\‘k“‘\ ‘\
X3’! /V за
Ад _ К. Ж
/71./T ‚Х §\ /24¢-.540
‚И‘. Z/7 WK .230‘
80 /-4;’ ‘к
и гЬ0__
Dd
f I

Ik-
I Ключ для с/довдеценш flyfawl
\
/¢ / уж“!
__ __ .1 I _
лают \ \ ' I
-9:530 I
I
его I
so I К
Яда 340 \ I
г ._. ._.
0.5‘ Ф’ 0.6’ 0.9
' I 1 ‚г 3 4 5 д‘ 7
_/И=д*55 I I I ] I

\ Ж
\ .
S ё \ \\ \\ ' Жак ‚г /£2 На 02/90'/mam’ Em? of)/oefiene/{up /002*!/é>/is ныл-
Т‘\ \
\ \ \\ fie;-7095"/05/30¢: yo/7:o'Hot>'u.5az/o<:z'a9 /eaaoyoom об’ Гбё зажег?)
_ \\ \\ \ Яд’ ежи/не ада/ад: Эдема/дел pa} ‘
о /7
\ \\ ч?’ ‚ полном? goo -come.”
д I ./J
\‘?(\§°\°r: \\\\
”‘..o“‘5ep°&’ х \ \
% _ Х \ —- «L ХЕ т” ц \--—:\
1 RX Х M \ ‘\--1;
\. \, \\ \\° \_\ \
\, \g\\\\ \ I \%c>O Ё;-
\ §\\ \; её); »›„\__‚‚\
\\ \„\ \~% ‘да ‘I \ \
а? а‘ ‚г? /,6’ ‚д! ‚2
",.T,T,,g., с? 4 5 6 7 8 77 ч
ч®®&к$д W ’
/ §§$$§“ "к
J x \ K\\\\\ 65%‘:
ИЛ \®\\\\\\\\ \\<§)" \:\ \\\
247% \ \\ \!"3’o0% ‘ \~X‘ N‘
/ „и \\ и fix \ \§ \\\
an Ъ V \ Ж
‚м-‘ч I M "—‘ \\ \‘ Ё‘ \
..__.__....... 4,5 l.__ J Do \ \
l L I hbg I Ь 1 -5-— I I

2
7
ю.
-_
. .\|
TY _ ЕЁ щ г Т
„и _ и _ т и ша 3 M
lL..-.. - д ‘
_ _ _ L. «о от „сит
I ;_.I_i._I .1.IL.o.G_
„ ._.wo_ _ _o.
от __ „ д _
fol.nmu1nruofl.u.1. . In
;m.uD_s.4» щ _ _ _flI
Ё мы „Н щ ...._.. _.......:
.‚„„ „д: -.. e „ . _
ur~m.L.rll_I.-. j _
u_.. _ _ т! _
_ ‘и- ....I _
-. _ _ .‚_ _
_, _ _
м 5 4. 5 1

дм / |/ ' д ' I 4/
ул“ Д / /V ’/ /V ' /Z7:/77,0 5:55 6
/ 2/ / />7
' / / /’ ’
5 / ‚/ А
./ /
,/ // //
4 J A//‘ и
<›- — -- //'
у’
.5
.2
Л
/
И”
Ёж/ ‘F
д Ё 6 4 ‚ 5 6,299”
дик: 2 05 Начогрднма сйс? пересчета норма/явной перегруз/Ф 6'0 -""a””""-9””-
50,00/we’/77,0-’,J¢/ec/r_§//0 осаду

|
‚КН ‚а J
500 /’ / ' „Х“?
п / ‚А 1/
Ъ‘; Й/
„С. г 7/1 /Ъ// /—’
- ‘б?’ ж’ "ъ / / / L/7"
,(\\X'/_. +.._ ‚во,‘ ‚‚/ /’, ‘X
о -1 о / 1,.—г
1500
ЁО
а ° а
д” ”‘ ' /}14/ /ИЗ”;* п‘ // Ё
I J4 !/’ .42 к; ‘ ""JZI‘cw "р
а 5 5 6 7 г в т а Ддид, KAI
рис Ё ' P034/ya paabapoma (барака) „зада/самости от дздушнаь’? c:/(0/00¢’/7' и
и нор «а дна’ ф перегрузка .

Удоаддюч‘,
2500 1“
‚ и 1 -
я?’ I
Д}; / Т
.2000 0.0”” /2’
b -- и Р
_ в "
и ...._....z_ / / ‘S?’ ‘ «и " ‚
"00 / Й 77 и /fl / В И
// / / ъ / к V g ‚т
17 /’ V / / V/ 7/ дао’ nu | Z
4 и’ 1/7 /I /// //1 ‚в‘ nl.4.’*
I I // /’ ‚И ч „М
L// / 1/ / ' и’ Й” / Х '1;]———_.-
Х [ /V / / Й „4 АИ/ /1
/% „/ ' / И ‚Эх. .4.49
/[]/ / /‘I / ‚Т Ь ‘21/ ‚21/4 ’6"z’—_._+_O Пи‘ ж}
Г / ’ / -1 а о
500 74/ 4[/I 1./X4 4 A/__,/1+”’br 1_’___4,..——31—.-n‘e'f:"’r',£l”’::.:',-A
0 10 ед дд’ г; <> /, И’ 4./0"‘ fa
-0 60 70 go 90 ш т,- /20 Юте
рис‘ 2 0 7 ‚в
° ° д“? раздора/па (IS-4:-Joava 1 д ддд
д’ H0/ONO./ox40rJ перегрузки иск/мост” от дщё/“Мш Cmoacmrr