Die Su-27, NATO-Codename Flanker, ist einer der Stützpfeiler bei den heutigen russischen Luftstreitkräften. Entwickelt als Gegenstück zur amerikanischen F-15 Eagle, ist die Su-27 ein Luftüberlegenheitsjäger, ausgestattet mit Doppeltriebwerk, Überschallgeschwindigkeit und exzellenter Manövrierfähigkeit. Die Flanker ist gleichermaßen in der Lage, sowohl Gegner außerhalb des Sichtbereichs des Piloten anzugreifen wie auch im Luftnahkampf, was hauptsächlich ihrer ausgezeichneten Manövrierbarkeit bei hohen Anstellwinkeln während niedriger Fluggeschwindigkeiten zu verdanken ist. Beim Einsatz ihres Radarsystems und des passiven IRST (engl.: Infrared Search and Track System) ist die Flanker in der Lage, eine große Auswahl an radar- und infrarotgelenkten Waffen einzusetzen. Außerdem verfügt die Flanker über ein helmintegriertes Zielsystem (engl.: Helmet-Mounted Sight, HMS), was es dem Piloten ermöglicht, ein angeschautes Ziel direkt aufzuschalten. Ferner kann die Su-27 über die hervorragenden Luftkampffähigkeiten hinaus auch für Erdkampfeinsätze hinzugezogen werden, indem sie mit Freifallbomben und ungelenkten Raketen ausgestattet wird.
Bei der Su-27 für DCS World steht die einsteigerfreundliche Handhabung im Vordergrund, ohne komplizierte Cockpitbedienung und mit sanft ansteigender Lernkurve. Der Fokus dieses Moduls beschränkt sich auf die Tastatur- und Joystickkommandos, welche zur Bedienung der Cockpitsysteme unbedingt notwendig sind.
Das bestimmende Merkmal für den Erfolg des Designs der Su-27 ist die konsequente aerodynamische Auslegung der Flugzeugzelle, von den Designern „Integriertes aerodynamisches Konzept“ genannt. Dieses Konzept sieht eine extreme Verschmelzung von Flugzeugrumpf und Tragfläche vor. Der mittlere Trapezflügel mit kleiner Streckung schließt sich an die großen Strakes (auch LERX genannt, engl.: Leading-Edge Root Extensions) an und bildet mit dem schlanken Rumpf eine einzige Auftriebsfläche.
Die instabile Auslegung der Su-27 erfordert eine Fly-by-Wire Steuerung. Hierbei werden Steuersignale über den SDU-10 Flugkontroll-Computer rein elektrisch übertragen, was eine automatische und damit sehr schnelle Reaktion auf Flugbahn- und Fluglageänderungen möglich macht. Das SDU-10-System kontrolliert hierbei allerdings ausschließlich den Nickwinkel der Su-27. Es gewährleistet die Flugstabilität und Steuerungsfähigkeit des Piloten, erhöht den aerodynamischen Wirkungsgrad, vermeidet bei Bedarf eine Überlastung und hohe Anstellwinkel bei gleichzeitig verminderter aerodynamischer Belastung der Flugzeugzelle.
Die beiden AL-31F Mantelstromtriebwerke mit Nachbrenner sind in separaten, weit auseinander liegenden Gondeln unterhalb der Auftriebsfläche angebracht. Die Lufteinlässe sind mit regelbaren Verschlussklappen versehen.
Die Su-27 hat zwei vertikale Seitenleitwerke an der hinteren Außenseite des Flugzeugrumpfs und zwei Finnen direkt darunter. Die Luftbremse liegt hinter dem Cockpit im Zentrum des mittleren Rumpfabschnitts. Das Dreibeinfahrwerk hat ein Rad an jeder Strebe. Das Bugrad ist mit einem Schutzblech ausgestattet, um die Beschädigung durch aufgewirbelte Fremdkörper zu minimieren.
Standardmäßig ist die Su-27 mit dem SUV-27 Zielsuchsystem ausgestattet, welches das RLPK-27 Radarsystem, das OEPS-27 Infrarot-Suchsystem, das SEI-31 System zur Anzeige von Flugdaten im HUD, die IFF Abfrageeinrichtung sowie das Build-In Test System beinhaltet. Das Feuerleitsystem ist verbunden mit dem PNK-10 Flugnavigationssystem, der Funkkommanndoverbindung, dem IFF-System, dem Datenübertragungssystem und den elektronischen Systemen für Gegenmaßnahmen.
Das RLPK-27 Radarsystem wird durch den Ts-100 Computer gesteuert und beinhaltet das N001 Doppler-Radar, welches über Look-Down/Shoot-Down Fähigkeit verfügt und in der Lage ist, einen entgegenkommenden Gegner in Jägergröße bei 80-100 km Entfernung, und einen sich entfernenden Gegner auf 30-40 km Entfernung aufzuspüren. Das Radar kann gleichzeitig bis zu zehn Luftziele im Track-While-Scan Modus verfolgen, bei gleichzeitiger Überwachung des am gefährlichsten eingestuften Ziels.
Das OEPS-27 Infrarot-Suchsystem wird ebenfalls durch den Ts-100 Computer gesteuert und besteht aus dem OLS-27 Infrared/Laser Search-and-Track System (IRST) und dem Shchel-3UM Helmzielsystem. Das OLS-27 befindet sich mittig vor der Cockpithaube. Das System spürt Luftziele über deren Hitzesignatur auf und verfolgt diese. Das helmintegrierte Zielsystem und der Laserentfernungsmesser des IRST können darüber hinaus dazu verwendet werden, Ziele visuell zu erfassen und Zieldaten von Luft- und Bodenzielen zu ermitteln.
Das SEI-31 (Integriertes Anzeigensystem) liefert Flug-, Navigations- und Sichtungsdaten an das ILS-31 Head-Up Display (HUD) und das Head-Down Display (HDD) der Flanker. Das System für elektronische Gegenmaßnahmen ist in der Lage, den Piloten zu warnen, wenn das Flugzeug von einem gegnerischen Radar beleuchtet wird und leitet automatisch aktive und passive Störmaßnahmen ein. Die Flanker ist mit dem SPO-15 Beryoza RWR im Cockpit und dem APP-50 Düppel- und Fackelwerfer ausgestattet; dieser befindet sich zwischen den Schubdüsen. Alternativ kann die Su-27 zusätzlich die aktiven Sorbtsiya ECM-Behälter an den Flügelspitzen mitführen.
Das Cockpit-Layout der Su-27 umfasst analoge Instrumente sowie ein HUD und ein Head-Down-Display (HDD) zur Anzeige von Radar- und IRST-Daten. Auf beiden Seiten der HUD-Kontrollkonsole befinden sich Sensoren, welche die Stellung des Pilotenhelmes erfassen. Unterhalb des HDD befindet sich die Radarwarnanzeige (engl.: Radar Warning Receiver, RWR).
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Leergewicht, kg - Normal (inlusive 2xR-27R + 2xR-73, 5270 kg Treibstoff), kg - Maximum, kg |
23,430 30,450 |
| Maximales Landegewicht, kg | 21,000 |
| Maximale Treibstoffzuladung, kg | 9,400 |
| Maximale Waffenzuladung, kg | 4,430 |
| Dienstgipfelhöhe (ohne externe Zuladung), km | 18.5 |
| Maximale Geschwidindigkeit (ohne externe Zuladung), km/h | 1,400 |
| Maximales Mach (ohne externe Zuladung) | 2.35 |
| Maximale G-Belastung | 9 |
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Maximale Reichweite (mit 2xR-27R, 2xR-73 abgefeuert auf halber Strecke): - Auf Meereshöhe, km - In großer Höhe, km |
1,340 3,530 |
| Maximale Zeit in der Luft, in Stunden | 4.5 |
| Startrollstrecker bei normaler Zuladung, m | 450 |
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Landerollstrecke bei normalem Landegewicht (mit Einsatz des Bremsschirms), m |
620 |
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Flugzeugabmessungen - Länge, m - Flügelspannweite, m - Höhe, m |
21.9 14.7 5.9 |
| Besatzung | 1 |
| Triebwerksanzahl und Typ | 2xAL-31F |
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Schub: - Mit Nachbrenner, kgf - voller Militrärschub, kgf |
12,500 7,670 |
Kanone: 1x 30 mm GSh-301 Geschütz, 150 Schuss. Das Geschütz ist in der rechten Flügelstrake eingelassen.
Bis zu 6x R-27R SARH Luft-Luft Raketen.
Bis zu 6x R-27ER SARH Luft-Luft Raketen mit höherer Einsatzreichweite.
2x R-27T infrarotgelenkte Luft-Luft Raketen.
2x R-27ET infrarotgelenkte Luft-Luft Raketen mit höherer Einsatzreichweite.
Bis zu 6x R-73 infrarotgelenkte Luft-Luft Raketen.
Die Su-27 kann eine beachtliche Vielfalt an Freifallbomben und ungelenkten Raketen mitführen.
Hochexplosive Mehrzweckbomben vom Typ FAB-100, FAB-250 und FAB-500.
Betonbrechende Bombe BetAB-500.
Streubomben RBK-250, RBK-500, Streusubmunitionsbehälter KMGU.
Ungelenkte Raketen S-8, S-13, S-25.
Gefechtsfeldbeleuchtung SAB-100.
Das Flugsteuerungssystem (engl. Flight Control System, FCS) kontrolliert die Su-27 durch eine Kombination aus mechanischen und Fly-by-Wire Untersystemen. Der Nickwinkel des Flugzeugs wird durch den synchronen Ausschlag des Höhenleitwerks gesteuert. Die Steuerung des Rollwinkels erfolgt durch den differentialen Ausschlag der Flaperons, der Pendelruder und der Seitenruder. Das Gieren erfolgt allein durch Auslenkung der Seitenruder.
Das mechanische Flugsteuerungssystem ist vorgesehen für die Steuerung des differentialen Ausschlagens der Flaperons als Teil des Rollwinkelkontrollsystems, den synchronen Ausschlag der Flaperons während Starts und Landungen, den Seitenruderausschlag bei Betätigung der Pedale sowie das künstliche Feedback der Steuerungskräfte und die Trimmung.
Das Fly-by-Wire Flugsteuerungssystem prüft über Nickwinkel- und Rollwinkelkontrollkanäle die manuellen Steuereingaben des Piloten, um die gewünschte Flugstabilität und Flugqualität zu gewährleisten. Außerdem werden die Begrenzungen des Anstellwinkels und der G-Last, die Stellung der Vorflügel sowie die synchrone Bewegung der Flaperons während des Manövrierens automatisch gesteuert.
Um die Manövrierleistung zu steigern, verfügt die Su-27 über eine niedrige Nickstabilität. Dies wiederum macht es notwendig, mit Unterstützung des Fly-by-Wire Systems die Beherrschbarkeit des Flugzeugs zu steigern.
Schematische Darstellung der Nickstabilisierung über den Nickwinkelkontrollkanal
Der Nickwinkelkontrollkanal des Fly-by-Wire Systems verfügt über drei Betriebsmodi:
START- UND LANDEMODUS: In diesem Modus wird das Höhenleitwerk entsprechend der Steuerknüppeleingaben des Piloten und der gemessenen Neigungsrate ausgelenkt.
FLUGMODUS: In diesem Modus wird das Höhenleitwerk entsprechend den Steuerknüppeleingaben des Piloten, der gemessenen Neigungsrate und der wirkenden G-Last ausgelenkt.
NOTKONTROLLMODUS: In diesem Modus wird das Höhenleitwerk ausschließlich gemäß den Steuerknüppeleingaben des Piloten ausgelenkt. Eine Korrektur durch das Fly-by-Wire System erfolgt in diesem Modus nicht.
Der START/LANDE- und FLUGMODUS des Fly-by-Wire Systems wird automatisch mit der jeweiligen Stellung des Fahrwerks aktiviert.
Der NOTKONTROLLMODUS schaltet sich ein, sobald das Fly-by-Wire System eine Fehlfunktion hat. Er kann bei Bedarf auch manuell vom Piloten eingeschaltet werden. So kann beispielsweise das legendäre „Pougachev´s Cobra“ Kunstflugmanöver durchgeführt werden. Die Flugsteuerung in diesem Modus erfordert besondere Sorgfalt. Das Flugverhalten ist gekennzeichnet durch:
Unzureichende Stabilität der Nicksteuerung
Herabgesetzte aerodynamische Dämpfung
Eine höhere Sensibilität des Steuerknüppels bei Veränderung des Nickwinkels
In diesem Modus ist es notwendig, der Tendenz des Flugzeugs, die Nase aufzurichten oder abzusenken, mit kurzen, vorausschauenden Steuerknüppelbewegungen entgegenzuwirken. Abrupte und ausschweifende Steuereingaben müssen unterlassen werden. Der Anstellwinkel im Notkontrollmodus sollte nicht über 10° hinausgehen (der Fluglagenbegrenzer schränkt den Anstellwinkel in diesem Modus nicht ein), im Kurvenflug sollte die Schräglage nicht über 45° hinausgehen.
Das Fly-by-Wire System kontrolliert die Flugbahn des Flugzeugs. Mit anderen Worten: Wird der Steuerknüppel in einer bestimmten Position gehalten, sorgt das System dafür, dass dieser Flugpfad stabil eingehalten wird. Das System wird das Flugzeug auch bei Verringerung der Fluggeschwindigkeit und dem daraus resultierenden verminderten Auftrieb mit einer Erhöhung des Anstellwinkels auf dem angestrebten Flugpfad halten und ein Absinken des Flugzeugs verhindern. Dies wiederum kann zum Abbau der Geschwindigkeitsstabilität bis hin zur kompletten Instabilität des Flugzeugs führen.
Das Längsneigungskontrollsystem beinhaltet Vorgaben für die Geschwindigkeitstrimmung, deren Wertigkeit proportional zu der anströmenden Staudruckluft ermittelt wird. Erhöht sich die angezeigte Fluggeschwindigkeit, sorgt das Flugsteuerungssystem für eine Auslenkung des Höhenleitwerks um bis zu 5°, um die Nase abzusenken. Entsprechend wird bei einem Abbau der Fluggeschwindigkeit die Nase angehoben. Auf diese Weise wird eine Geschwindigkeitsstabilisierung des Flugzeugs nachgeahmt, ohne dass eine Beeinflussung durch wirkende G-Kräfte stattfindet. Die Geschwindigkeitsstabilisierung erlaubt es so dem Piloten, den Steuerknüppel zu benutzen, als steuere er ein stabil ausgelegtes Flugzeug.
Automatische Trimmung des Höhenleitwerks in Abhängigkeit zur Staudruckluft
Dies verdeutlicht die logische Gesetzmäßigkeit beim Fly-by-Wire System, basierend auf dem Prinzip des Nickwinkels in Abhängigkeit zur Staudruckluft. Im Ergebnis fühlt sich dieser Algorithmus für den Piloten an, als steuere er ein geschwindigkeitsstabiles Flugzeug. Gleichzeitig werden alle gemessenen Steuersignale durch das Flugsteuerungssystem zusätzlich auf Plausibilität überprüft und die Einhaltung gewisser Grenzen überwacht. Dieses Prüfprinzip sorgt damit beispielsweise für eine höhere Sicherheit beim Geschwindigkeitsabbau. Ist das Flugzeug instabil aufgrund der abnehmenden Fluggeschwindigkeit, wird es gemäß der o.g. Gesetzmäßigkeit normalerweise den Anstellwinkel vergrößern. Die Plausibilitätsüberprüfung erkennt allerdings den drohenden Strömungsabriss und richtet automatisch das Höhenleitwerk so aus, dass der Anstellwinkel reduziert wird.
Um das Flugzeug bei zunehmender Fluggeschwindigkeit, während der Beschleunigung, für den Horizontalflug auszutrimmen, muss die Nase dann manuell etwas nach unten getrimmt werden.
Das Rollen des Flugzeugs wird durch differenziale Stabilisierung der Flaperons bewirkt, die hierbei die Funktion eines Querruders übernehmen. Im Start- und Landemodus werden die Flaperons wie Landeklappen nach unten ausgelenkt. Mit ansteigendem Anstellwinkel werden die Seitenruder für das Rollen genutzt (siehe Gierwinkelkontrollkanal).
Schematische Darstellung der Rollstabilisierung über den Rollwinkelkontrollkanal
Die Flaperons und Seitenruder sind dem mechanischen Teil des Flugsteuerungssystems zugeordnet. Der Rollwinkelkontrollkanal des Fly-by-Wire Systems beinhaltet den Differentialkontrollmechanismus (engl.: Differential Stabilizer Control System) und die Rolldämpfung (engl.: Roll Damper), durch welche die gegenläufige Auslenkung der Pendelruder gesteuert wird.
Der Differentialkontrollmechanismus wird durch seitlichen Ausschlag des Steuerknüppels aktiviert und bewirkt die gegenläufige Auslenkung der Pendelruder. Der Grad dieser Auslenkung ist abhängig von der angezeigten Fluggeschwindigkeit und dem Anstellwinkel.
Einfluss von Anstellwinkel (AoA) und Fluggeschwindigkeit (CAS) auf das Ausmaß der Pendelruderauslenkung
Die Reduzierung des Pendelruderausschlags mit zunehmender Fluggeschwindigkeit entlastet erheblich den Heckbereich des Rumpfes und verringert gleichzeitig bei hoher angezeigter Geschwindigkeit das Auftreten einer Ruderwirkungsumkehr.
Der Rolldämpfer lässt das Pendelruder entsprechend der Rollrate ausschlagen und wirkt so kurzzeitig auftretenden Rollvibrationen entgegen.
Sobald die angezeigte Fluggeschwindigkeit in niedriger bis mittlerer Flughöhe ansteigt, wird die maximale Rollrate (ωх max) herabgesetzt. Am höchsten ist die Rollrate zwischen 600 und 800 km/h. Bei diesen Geschwindigkeiten ist eine entlastete Rollsteuerung des Flugzeugs zu beobachten.
Bei höherer angezeigter Fluggeschwindigkeit verschlechtert sich zunehmend das Handling beim Rollen des Flugzeugs, dies macht sich ab einer Fluggeschwindigkeit von 1200 km/h bemerkbar.
Rollrate in Abhängigkeit zur Fluggeschwindigkeit
Die Abhängigkeit des Rollhandlings von der angezeigten Fluggeschwindigkeit wird durch folgende Faktoren belegt:
Die Steigerung der Rollrate (ωх max) bei einer angezeigten Fluggeschwindigkeit von 600 bis 800 km/h wird verursacht durch den Anstieg der Staudruckluft bei gleichzeitig hoher Effektivität der Flaperons und des Pendelruders.
Die Verringerung der Rollrate (ωх max) bei einer angezeigten Fluggeschwindigkeit von mehr als 800 km/h wird verursacht durch die verminderte zur Verfügung stehende Auslenkung der Flaperons, da die hydraulischen Stellantriebe nicht über ausreichenden Druck verfügen, sowie aufgrund der verminderten Pendelruderauslenkung zur Entlastung des hinteren Rumpfbereiches.
Der Gierwinkel wird durch symmetrische Auslenkung der Seitenruder verändert. Die Steuerimpulse des Piloten über die Pedale werden über mechanische Verbindungen an dir Ruder übertragen. Zusätzlich sind Gier-Unterkanalservos des Fly-by-Wire Systems mechanisch mit den Seitenrudern verbunden; diese schalten sich aber erst hinzu, wenn der Ruderausschlag mehr als die Hälfte beträgt.
Schematische Darstellung der Gierstabilisierung über den Gierwinkelkontrollkanal
Das Gier-Unterkanalsystem des Fly-by-Wire Systems beinhaltet die folgenden automatisierten Einheiten:
Das Roll-Gier-Quervorschubsystem (engl.: Roll-Yaw Crossfeed System) agiert entsprechend dem seitlichen Ausschlag des Steuerknüppels. Es sorgt dafür, dass sich das Seitenruder in die gleiche Richtung bewegt, in welche der Steuerknüppel bewegt wurde. Hierdurch wird effektiv ein ungünstiger Seitengleitflug aufgrund des unterschiedlichen Luftwiderstandes der Flügel beim Gieren verhindert. Außerdem wird die Kontrollierbarkeit beim Rollen erhöht, besonders bei hohen Anstellwinkeln.
Seitenruder - Anstellwinkel Diagramm
Hierbei ist sowohl ein kontrolliertes Gieren bis zu einem Anstellwinkel von 28 Grad gewährleistet, als auch der Ausschluss einer Rollsteuerungsumkehr aufgrund von Veränderungen der Steuereingaben.
Rollraten – Anstellwinkel Diagramm
Das Gier- Stabilisierungssystem (engl: Yaw Stability System) arbeitet stets in Übereinstimmung mit der Nicksteuerung und sorgt für die Aufrechterhaltung der Gierstabilität, wobei die Su-27 grundsätzlich eine hohe Gierstabilität innehat. Dies liegt hauptsächlich an den eigentümlichen Eigenschaften der besonderen Aerodynamik der Su-27 mit dem nach hinten verlagerten Schwerpunkt, der gestreckten Längsflügelfläche des Rumpfes und der nach vorne verschobenen Seitenleitwerke und Finnen. Das Funktionsprinzip des Gier-Stabilisierungssystems gleicht dem des Nickwinkelkontrollsystems.
Der Gierdämpfer (engl: Yaw Damper) sorgt für die wesentlichen Merkmale zur Aufrechterhaltung einer dynamischen Längsachsenstabilität.
Um die anliegende Last an den Seitenleitwerken und dem hinteren Rumpf zu reduzieren, besonders bei Geschwindigkeiten über 600 km/h, sorgt bei eingezogenem Fahrwerk ein Sprungfedermechanismus dafür, dass die Ruderpedale nur noch bis zur Hälfte des eigentlichen Weges in jede Richtung durch den Piloten bewegt werden können. Es ist untersagt, die Pedale bei einer Fluggeschwindigkeit von mehr als 600 km/h über den Stoppwiderstand hinaus zu bewegen. In der Simulation wird dies umgesetzt, indem bei derartigen Geschwindigkeiten die Pedale nur noch bis zur Hälfte bewegt werden können.
Der Antrieb der Su-27 erfolgt über zwei АЛ-31Ф (AL-31F) Düsentriebwerke, jedes verfügt über einen separaten Hauptturbinenstarter vom Typ ГТДЭ-117 (GTDE-117). Da beide Triebwerke über ein eigenes Startsystem verfügen, können sie getrennt voneinander oder simultan hochgefahren werden.
Um einen Kaltstart des Triebwerks durchzuführen, müssen folgende Einstellungen vorgenommen werden:
Nachdem dies abgeschlossen wurde, öffnen sich die Triebwerksklappen, was wiederum den Startschaltkreis in Gang bringt. Gemäß den Vorgaben dieses Schaltkreises wird die Turbine mit Treibstoff versorgt und die "ЗАПУСК" START-Anzeige im Cockpit leuchtet auf.
Der Schaltkreis startet anschließend das elektrische Hilfstriebwerk, zündet den Hauptturbinenstarter und führt dem Hilfstriebwerk Sauerstoff zu. Nach zehn Sekunden unterbricht das Hilfstriebwerk seine Unterstützungsfunktion, und zündet gleichzeitig die Turbinenhauptkammer. Der Turbinenstarter dreht nun den Triebwerksrotor der Gasturbine an und die Treibstoffkontrolleinheit regelt den Treibstoffzufluss in die Turbinenhauptkammer. Nach der Zündung der Turbinenhauptkammer wir die Turbine aktiviert und beschleunigt den Triebwerksrotor sowie den Hauptturbinenstarter. Bei einer Umdrehungsgeschwindigkeit der Triebwerke von 35 % wird der Zündungserreger in der Turbinenhauptkammer abgeschaltet. Bei 53 % Umdrehungsgeschwindigkeit oder nach 50 Sekunden werden automatisch der Hauptturbinenstarter und der übrige Startschaltkreis abgeschaltet und die "ЗАПУСК" START-Anzeige im Cockpit .
Das Düsenkontrollsystem regelt in Abhängigkeit der vorherrschenden Bedingungen den Durchmesser der verstellbaren Schubdüsen.
Bevor das Triebwerk gestartet wird, also während des Zündvorgangs und mit Schubhebelstellung im Leerlauf, sind die Schubdüsen maximal geöffnet, um die bestmöglichen Bedingungen für einen Triebwerkstart zu liefern: Höchstes Drehmoment, minimale Überhitzung und minimaler Schub im Leerlauf. Wird der Schubhebel bis auf 77-81% der maximalen Triebwerkumdrehungen nach vorne gedrückt, schließen sich die Schubdüsen teilweise, um damit bessere Schubeigenschaften zu erzeugen. Wird der Nachbrenner eingeschaltet, öffnen sich die Schubdüsen wieder, um die Turbinenabgastemperatur konstant zu halten. Ebenso werden die Schubdüsen geöffnet, wenn das Schubverhältnis zunimmt.
Wird das Fahrwerk heruntergelassen, schließen die Schubdüsen etwas, um den Antriebsschub vor einem Abfall zu bewahren und um einen Kontakt der Düse während des Aufsetzens mit der Landebahn entgegenzuwirken. Hierdurch wird allerdings beim Ausrollen der Schub ansteigen. Deshalb sollte für den Geschwindigkeitsabbau die Luftbremse und der Bremsschirm eingesetzt werden.
