Mi-8 TO kn1

ВЕРТОЛЕТ
Ми-8
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ
КНИГА I
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Техническое описание вертолета Ми-8 состоит из шести книг:
Книга 1. Летно-техничсские характеристики.
Книга II. Конструкция.
Книга III. Вооружение.
Книга IV. Авиационное оборудование.
Книга V. Радиооборудование.
Книга VI. Наземное оборудование.
Настоящая книга содержит основные сведения о летных, аэродинамических и геометрических характеристиках вертолета, данные по
весам и центровке, балансировке и управляемости, а также краткие сведеьия о конструкции вертолета и его нивелировании.
Описание составлено применительно к транспортному (Ми-8Т) и
пассажирскому (Ми-8П) вариантам вертолета.
(ИМ
И
:.7^ Номер документа
/ / /-Д,^11^..1Л\Л1*%С .-• "ч"-' А \/
подпись
Дб Массовые и центровочные
дяттттъте (И1Д Я А - 8 1 ЗЦ оборудов=)
. ... . . .
_
^•
Дата
!
*"" *" -О Я?у^У
. . . . . . . ..........................._. — .__„ — ._п————————— ,—————————————— 1
._..___ ———————— .
•
.............
. ....... ....
...
ГЛАВА I
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЕРТОЛЕТЕ
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
Вертолет Ми-8 конструкции М. Л Миля спроек
тирован и построен по одновинтовой схеме с хво
стовым винтом На вертолете установлено два
турбовинтовых двигателя ТВ2-117А.
Вертолет выпускается в двух вариантах тран<
топ пивных баков 4473 л дальность полета составля
ет 1175 км Вертолет обеспечивает транспортировку
колеснои техники, инженерных средств, различных
грузов, десанта, больных или раненых, а также
проведение различных работ в условиях труднодо
Рис 2 Вертолет Ми-8П в полете
Рис I Вертолет Ми-8Т в полете
портном Ми-8Т и пассажирском Ми-8П (рис 1—6)
Максимальная
грузоподъемность
вертолета
4000 кг
Характеристики вертолета по дальности полета
приведены для двух возможных в эксплуатации вариантов с емкостью основных топливных баков
1870 л и увеличенной до 2643 л Для увеличения
дальности полета в грузовой (пассажирской) ка
бине в счет полезной нагрузки можно установить
один или два дополнительных топливных бака ем
костью 915 л каждый
Т р а н с п о р т н ы й в е р т о л е т (Ми-8Т) в о е
новном варианте применения с взлетным весом
11 100 кг и запасом топлива 1870 л имеет дальность
полета 465 км В перегоночном варианте с двумя до
полнительными баками при общей емкости всех
ступной для дру!и\ видов транспорта местности с
посадкой на неподготовленные площадки ограниченных размеров
Для выполнения указанных работ вертолет Ми 8Т
может быть переоборудован в другие варианты де
сантный, санитарный, с внешней подвеской и транс
портный с увеличенной дальностью полета
Колесная техника, различные грузы, больные и
раненые на носилках загружаются по специальным
трапам через люк со створками, расположенный в
задней части гр\зовой кабины
Грузовая кабина находится между шпангоутами
№ 1—13 центральной части фюзеляжа и имеет длину 5,34 м, максимальную ширину 2,34 м и высоту
1,80 м На грузовом пол> кабины установлены узлы
для швартовки груза На левом борту фюзеляжа
имеется дверь для входа и погрузки малогабаритных грузов в грузовую кабину при закрытых створках Снаружи над этой дверью расположена бортовая стрела На роликах стрелы проложен трос элек-
тролебедки, обеспечивающей подъем (спуск) на
борт грузов весом до 200 кг (или одного человека)
при висении вертолета у земли.
Для крепления под фюзеляжем и перевозки крупногабаритных грузов на вертолете устанавливаетс!я
шарнирно-маятниковая подвеска грузоподъемностью до 2500 кг.
Кабина комфортабельная и обеспечивает необходимые удобства для пассажиров. Для отделки кабины и кресел широко применяются синтетические материалы. В целях снижения шума кабина имеет
тепло-звукоизоляцию. Для поддержания нормальной температуры и чистоты воздуха в кабине вертолет оборудован системами кондиционирования
воздуха, вентиляции и отопления.
Рис. 3. Вертолет Ми-8Т (вид 3/4 спереди)
Транспортный вертолет легко может быть переоборудован в санитарный для перевозки на носилРис. 5. Вертолет Ми-8Т (вид спереди)
ках 12 больных или раненых с сопровождающим их
медицинским работником.
Пассажирский вертолет Ми-8П может быть переВ десантном варианте в грузовой кабине по бор- оборудован в аэродромных условиях в следующие
там устанавливаются жесткие сиденья на 24 чело- варианты:
века.
— в транспортный — для перевозки малогабаритП а с с а ж и р с к и й в е р т о л е т (Ми-8П) пред- ных грузов, размещаемых в пассажирской кабинб
назначен для перевозки 28 пассажиров с багажом (для этого на полу кабины имеются узлы швартовки
общим весом 420 кг на расстояние 500 км, а также груза);
различного багажа, почты и малогабаритных гру— с внешней подвеской — для перевозки крупнозов.
габаритных грузов:
Рис. 4. Вертолет Ми-ЗП (вид 3/4 спереди)
Пассажирская кабина расположена между шпангоутами № 1-—16 центральной части- фюзеляжа и
имеет длину 6,36 м, максимальную ширину 2,34 м и
высоту 1,80 м. Для удобства пассажиров кабина
оборудована гардеробом. Вход в пассажирскую кабину— как через сдвижную дверь, расположенную
по левому борту в передней части фюзеляжа, так и
через заднюю-входную дверь, имеющую трап.
Рис. в. Вертолет Ми-8П (вид сзади)
— в санитарный — для перевозки 12 больных на
стандартных носилках с сопровождающим их медицинским работником. Для этого под отделкой пассажирской кабины имеются узлы для установки
стоек и лямок, на которых закрепляются носилки.
В кабине экипажа, размещающейся в носовой части фюзеляжа, имеются три сиденья: для левого лет-
ШЧ6
Рис. 7. Общий вид вертолета Ми-8 в трех проекциях
чика, правого летчика (штурмана) и борттехника —
бортпроводника. Сиденья летчиков в кабине расположены справа и слева от прохода, а откидное сиденье борттехника находится сзади них, в проходе.
Вертолет Ми-8 имеет систему обогрева и вентиляций кабины экипажа и грузовой кабины. Установленное на нем электро-, радио-, приборное и
специальное оборудование обеспечивает полеты
в любое время суток и в сложных метеоусловиях.
Вертолет оборудован четырехканальным автопилотом АП-34Б, который стабилизирует вертолет в
полете по крену, курсу, тангажу и высоте.
На рис. 7 приведен общий вид вертолета Ми-8 в
трех проекциях, а на рис. 8 и 9 — компоновочные
схемы. На рис. 10 помещена схема габаритных размеров грузовой и пассажирской кабин.
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЙ
Дальность полета на высоте
500 м в км:
для вертолета Ми-8Т' с
запасом топлива:
1450 кг (1870 л) ...
465
2046 кг (2643 л) . . . 670
2753 кг (3558 л) . . .' 910
3460 кг (4473 л) . . . 1160
для вертолета Ми-8П:
445
650
890
1140
а) в пассажирском
варианг
те с запасом топлива
1882 кг {2350 л) ...
б) в транспортном
варианте 2 с запасом топлива
2046 кг (2643 л) ...
500
570
830
2753 кг (3558 л) ...
3460 кг (4473 л) ...
1095
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И РЕГУЛИРОВОЧНЫЕ
ДАННЫЕ
Общие данные
Взлетный вес в кг . . . . . 11 100
(нормальный)
Максимальная скорость полета (истинная) у земли в
км/час
12000 (максимальный)
.- . . . . . . . . . . 250
Минимальная скорость у земли в км/час . . . . . . . . . О
Максимальная высота полета в л . . . . . . . . . . . 4500'
Крейсерская скорость (истин-
ная) на высоте 500 м в км/час 225
Экономическая скорость полета (истинная) в км/чаг . . 120
230
01
4000
210
120
Длина вертолета в м:
без
1
2
Висение в зоне влияния воздушной подушки.
и. хвостового
18,3
25,244
4,73
5,654
0,445
С учетом 5°/о аэронавигационного остатка топлива при
посадке.
1
несущего
винтов . . . . . . . . . .
с вращающимися несущим и
хвостовым винтами . . . .
Высота вертолета в м:
б е з хвостового винта . . . .
с вращающимся хвостовым
винтом . . . . . . . . . .
Расстояние от земли до нижней
точки фюзеляжа (клиренс) в М . . .
Площадь горизонтального оперен и я в ж2 . . . . . .
. . . . . .
С учетом 30-минутного аэронавигационного остатка топлива при посадке.
Угол установки стабилизатора относительно оси хвостовой балки в
град:
для пассажирского варианта
вертолета Ми-8П (с багажником) . . . . . . . . . .
3
для всех остальных вариантов
вертолетов Ми-8П и Ми-8Т . 6
Угол наклона оси несущего винта
вперед . . . . . . . . ' . . . . . .
Минимальное расстояние, от конца лопасти до хвостовой балки (на
стоянке) в .и . . . . . . . . . . .
Угол наклона автомата перекоса:
вперед . . г . . . . . . .
Несущий винт
4° 30'
0,45
—Т О0'±?з5°30'±12'
Диаметр в м
Число лопастей
бнутренний яомту/г
шлангоутоб #*/-&
(кроме ша. N'7 ШО)
Рис. 10. Габаритные
размеры кабин:
Шп. VI
2
3
4
о—грузовая кабина вертолета
Ми-8Т; б—пассажи рская
5
6360
Направление вращения . . . .
кабина вертолета Ми-8П
против часовой стрелки (если смотреть сни-
зу)
Площадь, ометаемая несущим
винтом, в м1 . . . . . . . . . . . . 355,7
Коэффициент заполнения . . . . 0,0777
Угол свеса лопастей:
+Ю'
по нижнему ограничителю . 4д о -20'
по центробежному ограничителю . . . . . . . . . . . 1°40'+20'
Максимально возможный угол
пзмаха . . . . . . . . . . ._ . . . 25° ±30'
"Угол установки лопастей (г = 0,7):
минимальный . . . . . . . . .2° 40'
максимальный . . . . . . . 15°
Коэффициент компенсатора взмаха 0,5
Угол отклонения лопасти в плоскости вращения несущего винта (отсчитывается от направления, перпендикулярного оси горизонтального
шарнира):
вперед
. . . . . . . . . . .
назад
.
.
. . . . . . . . .
Хвостовой винт
Тип . . . . . . . . . . . . . . карданный
Диаметр в'м . . . . . . . . . . 3,908
Направление вращения . . . . . против часовой стрелки (если смотреть со
стороны фланца хвостового редуктора)
Число лопастей . . . . . . . . 3
Угол установки лопастей (на
г=0,7):
минимальный (левая педаль до
упора) . . . . . . . . . . —9°48'±30'
максимальный (правая педаль
до упора)
.
. . . . . . .
+18°!3'±23'
Взлетно-посадочные устройства
Тип
13°±15'
П°±10'
шасси
.
. . . . . . . .
трехстоечное. неубирающееся
Колея главных ног шасси в м . . 4,5
87
86
83
50
49
48
47
46 45
Л 70 69 бв 6766 65 64 б? 62
База шасси в л . . . . . . . .
Размеры колес шасси а мм:
передней ног;: . . . . . . .
главны < н о г .
. . . . . .
Стояночный угол (строительная
юризонтать вперед вверх) . . . . .
Хвостовая опора
4,258
Продолжение
Вертолет
Ч
595 <1^
865X2*0
Наименование баков
3°42'
амортизационная
ЕМКОСТИ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ
Подвесные:
левый
правый
Вертолет
Наименование баков
Расходный
с подвесными ба- с подвесными
ками емкостью баками емко1425 л
стью 2198 Л
445
445
ИтогоДополнительные:
левый
правый ^^^
Всего:
с подвесными ба- с подвесными
ками емкостью
1425 л
баками емкостью 2198 л
745
680
1154
1870
2643
915
915
915
915
3700
4473
1044
ГЛАВА И
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКЦИИ
Вертолет Ми-8 состоит из следующих основных
агрегатов и систем:
— фюзеляжа;
—- стабилизатора;
— капота;
— взлетно-посадочных устройств;
— несущего и хвостового винтов;
— силовой и вентиляторной установок;
— трансмиссии;
— управления вертолетом и автопилота;
— гидравлической системы;
— воздушной системы;
— противообледенительной системы;
— системы отопления и вентиляции кабин;
— устройства для внешней подвески груза и бортовой стрелы;
— электро-, радио- и приборного оборудования.
ФЮЗЕЛЯЖ
Фюзеляж вертолета представляет собой цельнометаллический полумонокок переменного сечения и
включает носовую и центральную части, хвостовую
и концевую балки.
Н о с о в а я ч а с т ь ф ю з е л я ж а представляет
собой отсек, занимающий объем от передней кромки
фонаря до шпангоута № 5Н. В носовой части расположена кабина чкипажа и отсеки под аккумуляторы. В кабине экипажа установлены сиденья летчиков и боргтехника, ручки управления и приборные
доски. Носовая часть состоит из пола, бортовых панелей, потолка, фонаря с остеклением и стыковочного шпангоута № 5Н.
Пол кабины экипажа состоит из набора шпангоутов, стрингеров, продольных балок, усиливающих
профилей и диафрагм, а сверху и снаружи к нему
приклепана обшивка из дуралюминовых листов.
Бортовые панели выполнены из штампованных
жесткостей, профилей и дуралюминовой обшивки.
Штампованные жесткости вместе с литыми магниевыми профилями образуют проемы под правый и
левый сдвижные блистеры. На левом и правом бортах, между шпангоутами № 4Н и 5Н, имеются ниши
с крышками под аккумуляторы.
Потолок выполнен из штампованных жесткостей,
продольного и поперечного набора, профилей, диафрагм и обшивки. В потолке имеется люк с крышкой
для выхода к двигателям. Внутренние стенки бортов и потолок кабины экипажа покрыты тепло-звукоизоляционным материалом.
Фонарь кабины экипажа состоит из каркаса, в который установлены рамки с органическими ориентированными стеклами, а также с силикатными стеклами с электрообогревом, установленными против
сидений левого и правого летчиков.
В стенке стыковочного шпангоута № 5Н сделана
дверь с круглым окном для прохода в кабину экипажа. На задней стороне стенки, слева по полету,
установлен кожух ограждения вертикальных тяг управления вертолетом, а справа расположены контейнеры для двух аккумуляторов. В пассажирском
варианте эти контейнеры расположены в заднем стсеке центральной части фюзеляжа.
Ц е н т р а л ь н а я ч а с т ь ф ю з е л я ж а представляет собой отсек длиной 8,74 м, имеющий 23
шпангоута. В центральной части фюзеляжа размещаются грузовая (пассажирская) кабина, задний
стсек со створками, двигательный и редукторный
отсеки и контейнер -под расходный топливный бак.
Центральная часть фюзеляжа состоит из потолочной и бортовых панелей и грузового пола.
В конструкцию пола входят нижние части шпангоутов, продольные балки, стрингеры, наружная об-
шивка и настил пола. Поверх настила пола приклепаны два профиля под закатываемую технику, а в
пассажирском варианте вместо профилей установлены рельсы для крепления пассажирских кресел.
На полу имеются швартовочные узлы крепления
грузов и кронштейны под ролики полиспаста, а в
передней части пола, справа по полету — узлы креп-
ления электролебедки ЛПГ-2. Снизу, на наружной
обшивке пола, по шпангоуту № 8 установлены три
узла крепления устройства для внешней подвески
груза, а на шпангоутах № 10 и 13—узлы крепления
полуосей и подкосов главных ног шасси.
Потолочная и бортовые панели склепаны из
стрингеров, верхних и боковых частей шпангоутов и
дуралюминовой обшивки. Задние части бортовых
панелей заканчиваются наклонным шпангоутом, к
которому в транспортном варианте вертолета подвешиваются грузовые створки, а в пассажирском варианте-крепится винтами задний отсек. На левом
борту, между шпангоутами № 1 и 3, расположена
сдвижная дверь размером 825Х1405 мм с круглым
окном. На правой и левой бортовых панелях имеется по пять круглых окон. В пассажирском варианте — аналогичная сдвижная дверь, но с прямоугольным окном. По правому борту расположено шесть
и по левому — пять прямоугольных окон с плоскими
органическими стеклами.
На потолочной панели расположены узлы крепления двигателей, вентилятора и редукторной рамы,
па которую устанавливается главный редуктор. За
редукторным отсеком размещен контейнер расходного топливного бака.
На усиленном шпангоуте № 10 снаружи имеются
узлы крепления амортизаторов главных ног шасси.
Для погрузки в транспортный вариант вертолета
техники, грузов и больных на носилках в задней части фюзеляжа имеются грузовые створки и трапы.
Грузовые створки подвешены к наклонному шпангоуту центральной части фюзеляжа на двух петлях.
На левой створке расположены жалюзи вытяжной
вентиляции и ракетницы, на правой имеются окно
для подключения рукава наземного кондиционера,
люки для отвода выхлопных газов от погруженной
в вертолет техники, а также люк с крышкой для
аварийного покидания вертолета. Створки открываются вручную и в открытом положении фиксируются подкосами. В закрытом положении они фиксируются штырями, а также запираются натяжным замком, установленным с наружной стороны створок.
Для перевозки длинномерных грузов створки остаются приоткрытыми и в таком положении удерживаются дополнительными тягами.
Трапы — клепаной конструкции, состоят из диафрагм и балок, выполненных из дуралюминовых профилей и стенок. Концы трапов окантованы стальными накладками. Длина каждого трапа 2,5 м, ширина 0,3 м. В рабочем положении трапы фиксируются опорными крюками в стальных гнездах пола
на шпангоуте № 13
Грузовые створки пассажирского вертолета в отличие от транспортного имеют меньшие размеры и
подвешены на двух петлях к шпангоуту № 16. В
задней части створок сделан проем размером
758X1285^ под входную дверь, состоящую из
двух частей: одна из них открывается внутрь вверх,
а другая — наружу вниз (на ней имеются ступеньки
для входа в кабину). В створках оборудовано место
для багажа. Кроме того, в правой створке расположены контейнеры аккумуляторов.
С р е д с т в а а в а р и й н о г о п о к и да ни я. Для
аварийного покидания вертолета (в транспортном
варианте) используются левый и правый блистеры
кабины экипажа, аварийный люк размером 700 X
X 1000 мм с крышкой, расположенный в правой грузовой створке, и сдвижная входная дверь на левом
борту фюзеляжа. Блистеры размером 750X750 мм
и крышка люка имеют механизмы аварийного сбрасывания пружинного типа с запирающими штырями
и ручками аварийного сбрасывания. В необходимых
случаях можно сбросить сдвижную входную дверь
на левом борту; для этого нужно повернуть назад
внутреннюю или наружную аварийную ручку на
верхней части двери и вытолкнуть дверь наружу.
В пассажирском варианте, кроме блистеров и
сдвижной двери, используются люки с крышками,
в которые встроены задние бортовые окна. Кроме
того, между шпангоутами № 4 и 7 предусмотрены
места для вырубания окон при аварийных ситуациях.
О б о р у д о в а н и е к а б и н . При переоборудовании транспортного варианта вертолета для перевозки десанта в грузовой кабине устанавливаются
съемные откидные десантные сиденья. На левом
борту на кронштейнах крепятся два двухместных и
два трехместных сиденья, на правом борту — одно
двухместное и три трехместных; в передней части
кабины,'на кожухе, ограждающем тяги управления,
установлено одноместное сиденье. Кроме того, в
грузовых створках, на крышках инструментальных
ящиков, расположены два одноместных сиденья.
Над всеми сиденьями укреплены съемные спинки,
а сами сиденья снабжены индивидуальными привязными ремнями с легкоразъемными пряжками.
При переоборудовании транспортного вертолета в
санитарный в грузовой кабине размещаются 12
стандартных носилок для лежачих больных. Погрузка больных на носилках производится по трапам
через открытые грузовые створки. Носилки размещаются вдоль бортов в три яруса по шесть носилок
у каждого борта. Носилки крепятся к стойкам и
лямкам, закрепленным к узлам на полу и на потолке
грузовой кабины. Между шпангоутами № 6 и 8 установлены съемные столик и сиденье для медработника, а на бортах и в багажниках грузовых створок
размещается различное санитарное оборудование.
При необходимости возможны комбинированные перевозки лежачих и сидячих больных. Для этою
часть санитарных носилок заменяется десантными
сиденьями.
В санитарном варианте борта и потолок грузовой
кабины покрываются легкосъемными тепло-звукоизоляционными панелями, обтянутыми синтетическим материалом. В районе шпангоута № 13 подвешивается теплоизолирующая штора с откидным
клапаном для входа в грузовую кабину. Штора изготовлена из капроновой ваты и облицована синтетическим материалом. Окна грузовой кабины закрываются светомаскировочными раздвижными
шторками.
В пассажирском варианте между шпангоутами
№ 1 и 16 центральной части фюзеляжа оборудуется
пассажирская кабина, состоящая из пассажирского
салона и гардероба, расположенного у правого борта между шпангоутами № 13 и 16. В салоне установ-
лено в двух рядах 14 дв\хместных пассажирских
кресел с мягкими сиденьями и спинками, обтянуты
ми декоративной тканью. Кресла крепятся на рельсах, два из которых смонтированы на полу, а два —
поверх отопительных коробов на специальных площадках. Вдоль обоих бортов расположены багажные полки.
При переоборудовании пассажирского вертолета
в транспортный из пассажирской кабины убирают-
ся кресла со средствами их крепления, гардероб,
ковер и часть отделочных панелей. В случае необходимости в кабине по бортам можно установить
на кронштейнах откидные десантные сиденья. Для
перевозки крупногабаритных грузов па имеющихся
наружных узлах монтируется устройство для внеш-
ней подвески груза.
Пассажирский вертолет в санитарном варианте в
сравнении с санитарным вертолетом транспортного
варианта имеет некоторые отличия в размещении
оборудования в заднем отсеке.
Х в о с т о в а я б а л к а длиной 5440 мм, полумонококовой конструкции, имеет конусную форму и
состоит из силовых, стыковочных и промежуточных
шпангоутов, стрингеров и обшивки. Между шпангоутами № 13 и 14 с обоих бортов сделаны вырезы в
обшивке для прохода лонжерона стабилизатора. В
верхней части шпангоутов № 2, 6, 10 и 14 имеются
усиления под опоры хвостового вала трансмиссии, а
на шпангоутах № 15 и 17 установлены узлы крепления хвостовой опоры.
К о н ц е в а я б а л к а представляет собой клепаную конструкцию, состоящую из килевой балки и
съемного обтекателя. Силовой штампованный шпангоут № 3 имеет четыре отверстия под болты крепления промежуточного редуктора, а фланец силового
шпангоута № 9 — девять отверстий под болты крепления хвостового редуктора. Снизу съемного обтекателя имеются жаберные щели для выхода воздуха, охлаждающего промежуточный редуктор.
СТАБИЛИЗАТОР
Стабилизатор, установленный на хвостовой балке,
обеспечивает необходимую устойчивость и управляемость вертолета. Угол установки стабилизатора
относительно строительной горизонтали изменяют
на земле. Стабилизатор имеет симметричный профиль и состоит из двух консолей, соединенных между собой посредством фланцев на лонжероне. Консоль клепаной конструкции состоит из лонжерона,
набора нервюр, диафрагм, лобовой дуралюминовой
обшивки, хвостового стрингера, концевого обтекателя и полотняной обшивки хвостовой части.
капота имеются специальные площадки, на которых
при открытых крышках может находиться обслуживающий персонал. Кроме того, не снимая крышек
капота, можно производить монтаж и демонтаж дви
гателей и главного редуктора.
Подкапотное пространство делится противопожарными перегородками на отсеки левого и правою
двигателей и редукторный отсек.
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
Взлетно-посадочные устройства вертолета состоят
из трехстоечного шасси (одна передняя и двз главные стоик;!) и хвостовой опоры, имеющих жндкистно-газовые амортизаторы, которые заполнены мас-
лом АМГ-10 и заряжены азотом. На главных стой-
ках шасси установлено по одному колесу КТ97/3
размером 865Х280А с пневматическим колодочным
тормозом, а на передней с т о й к е - - д в а нетормозных
колеса К2-116 размером 595X185. Колоса передней
стойки ориентируются в полете кулачковыми фиксаторами.
Хвостовая опора, состоящая
из амертизатора,
дуралюминовой пяты и двух подкосов, предохраня-
ет лопасти хвостового винта от ударов о землю.
НЕСУЩИЙ ВИНТ
Несущий винт состоит из пяти лопастей и втулки.
Л о п а с т ь прямоугольной формы в плане имеет
прессованный дуралюминовый лонжерон, к которому крепятся наконечник лопасти, 21 хвостовой отсек
с сотовыми заполнителями и концевой обтекатель.
Лопасти на участке от сечения № 1 до № 3 имеют
профиль ЫАСА-230, от № 4 до № 22 — такой же
профиль с модифицированной хвостовой частью —
^СА-230М, от сечения № 3 до сечения № 4 — переходный профиль. Лопасть имеет геометрическую
крутку 5° в сечениях № 1—4 и далее изменяющуюся
по линейному закону до 0° на конце лопасти. На
отсеках № 16 и 17 установлены триммеры шириной
40 мм, предназначенные для изменения моментных
характеристик лопасти. Триммеры используются
при регулировке соконусности несущего винта.
Лопасти оборудованы пневматической системой
сигнализации повреждения лонжеронов и противообледенительным устройством электротеплового
действия. В концевом обтекателе лопасти установлена лампа контурного огня.
Втулка
н е с у щ е г о в и н т а имеет горизон-
тальные, вертикальные и осевые шарниры. Наличие
шарнирных соединений обеспечивает возможность
махового движения лопастей относительно горизонтальных шарниров, колебательного движения в
плоскости вращения относительно вертикальных
шарниров, а также поворота лопастей в осевых шарнирах. Благодаря шарнирному сочленению лопастей
с корпусом втулки значительно снижаются переменКАПОТ
ные напряжения в несущем винте и уменьшаются
Капот, закрывающий двигатели главный редук- моменты аэродинамических сил, передающихся от
тор, вентилятор и панель с гидроагрегатами, выпол- винта на фюзеляж. Втулка снабжена гидравличенен таким образом, что позволяет во внеаэродром- скими демпфера ми для гашения колебаний лопаных условиях обслуживать эти установки и все аг- стей относительно вертикальных шарниров и имеет
регаты, расположенные на верхней части вертолета, «компенсатор взмаха», что обеспечивает уменьшебез применения стремянок. Для этого на крышках. ние угла установки лопасти при ее взмахе.
борту кабины. Эти баки также сварены из листов
алюминиевого сплава.
Хвостовой винт — толкающий, с изменяемым в поМ а с л о с и с т е м а д в и г а т е л е й . Каждый двилете шагом, предназначен для уравновешивания ре- гатель имеет самостоятельную маслосистему, соактивного момента несущего винта и путевого уп- стоящую из маслобака, суфлерного бака, маслораравления вертолетом. Хвостовой винт, состоящий диатора, трубопроводов и объединенного блока
из втулки и трех лопастей, установлен на фланце сливных маслокранов. Маслонасос двигателя подает
выходного вала хвостового редуктора и приводится масло из бака в каналы внутренней маслосистемы
во вращение от главного редуктора через хвостовую двигателя для смазки коробки приводов, подшиптрансмиссию. Управление шагом хвостового винта ников рабочей и свободной турбин, валов и других
производится из кабины экипажа педалями ножно- трущихся деталей. После смазки горячее масло
го управления
откачивающими насосами по трубопроводам подаЛопасть хвостового винта цельнометаллической ется в маслорадиаторы, где охлаждается и затем по
конструкции состоит из лонжерона, расположенного трубопроводам поступает в маслобак. Температура
в носовой части, хвостовой части с сотовым .заполни- масла замеряется на выходе из двигателя, а давлетелем и концевого обтекателя. Для защиты лопасти ние — на входе в двигатель. Маслобак трубопровоот обледенения вдоль передней кромки установлены дом соединен с суфлерным бачком, от которого трунагревательные элементы, защищенные от механи- бопровод выведен в атмосферу в зоне выхлопной
ческих повреждений слоем резины и оковкой из не- грубы. С целью устранения воздушно-масляных
ржавеющей стали.
пробок в суфлерных трубопроводах нижние точки
Втулка хвостового винта имеет кардан и осевые их соединены с дренажным бачком. В маслосистеме
шарниры, обеспечивающие соответственно маховое двигателя имеется 16 л масла, в том числе 10 л в
движение лопастей относительно плоскости враще- маслобаке.
ния и поворот лопастей при изменении шага винта.
Маслосистема главного
редуктора
В конструкции втулки имеется «компенсатор взма- состоит из двух воздушно-масляных радиаторов, раха», величина которого равна примерно единице, и ботающих параллельно, и трубопроводов с арматуустановлен ограничитель взмаха лопастей.
рой. В качестве емкости для маслосистемы служит
поддон главного редуктора. Воздушно-масляные
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
радиаторы маслосистем двигателей и главного реНа вертолете над грузовой кабиной симметрично дуктора имеют аналогичную конструкцию и собраотносительно продольной оси с наклоном вперед ны в два блока, установленные на корпусе вентилявниз на 4°30'±10' к строительной горизонтали фю- тора. Горячее масло стекает в одну из полостей подзеляжа установлены два турбовинтовых двигателя дона главного редуктора, откуда откачивается двуТВ2-117А со свободной турбиной. Валы этих турбин мя насосами и подается в воздушно-масляные расоединены с главным редуктором и работают неза- диаторы. Из радиаторов охлажденное масло по трувисимо друг от друга, что позволяет в с^чае необ- бопроводу стекает в полость отсека холодного масла
ходимости производить полет с одним работающим поддона главного редуктора, откуда нагнетающим
двигателем. Каждый двигатель крепится в передней насосом подается по каналам редуктора для смазки
части четырьмя стойками за корпус компрессора к подшипников и шестерен. После смазки нагретое
потолку грузовой кабины и в задней части — в од- масло стекает в горячую пол.ость маслоотстойника
редуктора. В маслосистеме главного редуктора наной точке на сферической опоре редуктора. Для
отвода отработанных газов в атмосферу каждый ходится 38 л масла, в том числе в редукторе 32 л и
двигатель имеет выхлопную трубу. Двигатели рабо- маслорадиаторах 3,4 л, в трубопроводах 2,6 л.
Для смазки двигателей и главного редуктора п р и тают на керосине.
Т о п л и в н а я с и с т е м а вертолета состоит из меняется синтетическое масло Б-ЗВ.
С и с т е м а в о з д у ш н о г о о х л а ж д е н и я сомягкого расходного бака с двумя подкачивающими
насосами ПЦР-1Ш, двух подвесных баков, имеющих стоит из вентилятора и воздухопроводов. Вентиляпо одному подкачивающему насосу ЭЦН-75, фильт- тор осевого типа состоит из направляющего аппаров грубой и тонкой очистки, топливопровода с ар- рата, рабочего колеса, насаженного на полый вал,
матурой, противопожарных перекрывных кранов и спрямляющего аппарата, кожухов и карданного
поплавкового топливомера СКЭС-2027А, показыва- вала. Вентилятор установлен сверху, позади двигающего как суммарный запас топлива в баках, так телей, в развале межд\ выхлопными грубами и прии запас топлива отдельно в каждом баке. К право- водится во вращение карданным валом от главною
му подвесному топливному баку подсоединена ма- редуктора. Воздух, поступающий из вентилятора,
гистраль питания керосинового обогревателя КО-50. продувает маслорадиаторы, а часть его попадает в
Расходный бак изготовлен из керосиностойкой ре- полость первого шпангоута капота, являющегося
мины и капроновой ткани в качестве защитного слоя. коллектором. От него воздух по трубопроводам под-Бак установлен в контейнере, расположенном п водится для обдува стартер-генераторов, располоверхней части фюзеляжа за редукторным отсеком. женных на двигателях, генератора переменного то
Два подвесных бака сварены из листового алюми- ка, гидронасосов и воздушного компрессора, устаниевого сплава и закреплены стальными лентами новленных на главном редукторе.
снаружи по бортам фюзеляжа.
П р о т и в о п о ж а р н а я с и с т е м а предназнаДополнительный бак устанавливается на грузо- чена для тушения пожара в зоне двигателей, глав
вом полу по левому борту; при установке второго мого редуктора, расходного топливного бака и от
дополнительного бака он располагается по правому сока обогревателя КО-50. Она состоит из четырех
ХВОСТОВОЙ В И Н Т
10
двухлитровых огнетушителей ОС-2, заряженных
фреоном, обратных клапанов, блоков противопожарных клапанов, трубопроводов, распылителей.и
арматуры, а также системы сигнализации'пожара
ССП-ФК. Все защищаемое пространство разделено
на четыре отсека: два отсека подкапотного пространства правого и левого двигателей, отсек главного редуктора и расходного топливного бака и
отсек керосинового обогревателя КО-50. Каждый
отсек имеет свою группу сигнализаторов.
Огнетушители с огнегасящей жидкостью разбиты
на две очереди срабатывания, по два огнетушителя
в каждой. Огнетушители первой очереди срабатывают автоматически или включаются вручную, а огнетушители второй очереди срабатывают только при
нажатии кнопки летчиком. В грузовой кабине на
стенке шпангоута № 1 и 'на борту, в районе шпангоута № 15. установлены ручные огнетушители
ОУ-2.
ТРАНСМИССИЯ
Трансмиссия вертолета предназначена для передачи крутящего момента свободных турбин двигателей несущему и хвостовому винтам и вентиляторной установке.
Трансмиссия состоит из главного, промежуточного и хвостового редукторов, вала привода вентилятора, хвостового вала и тормоза несущего винта
Г л а в н ы й р е д у к т о р понижает число оборотов и передает крутящий момент от двигателей на
вал несущего винта, хвостовой вал к вентиляторную установку. Кроме того, на главном редукторе
имеются три привода для гидронасосов (из которых
используются два), один для генератора переменного тока, один к воздушному компрессору и два
привода к датчикам тахометра. В конструкции главного редуктора предусмотрены муфты свободного
хода, отключающие свободные турбины двигателей
от редуктора на режиме самовращения несущего
винта или при останове одного из двигателей.
Главный редуктор крепится на вертолете при помощи редукторной рамы, которая состоит из четырех У-образных вилок, каждая из которых образуется из одного основного и одного прицепного подкосов.
Т о р м о з н е с у щ е г о в и н т а . Н а корпусе
редуктора, у выхода к хвостовому валу, установлен
тормоз несущего винта с разжимными колодками.
а барабан этого тормоза крепится к фланцу вала
главного редуктора. Тормоз несущего винта предназначен для сокращения времени останова пинта,
а также для стопорения трансмиссии при стоянке и
проведении ряда монтажных и регламентных работ.
П р о м е ж у т о ч н ы й р е д у к т о р , укрепленный четырьмя болтами на наклонном шпангоуте
№ 3 килевой балки, предназначен для передачи
крутящего момента, а также для изменения направления оси хвостового вала на угол 45°. Редуктор
имеет пару конических зубчатых колес. Передаточное отношение редуктора равно единице. Промежу
точный редуктор имеет барботажную смазку.
Х в о с т о в о й р е д у к т о р , укрепленный девятью
болтами на фланце килевой балки, предназначен
для установки и вращения хвостового винта. Передаточное отношение редуктора 1 : 2,304. Редуктор
имеет одну пару спирально-зубчатых конических
колес, расположенных под углом 90°, и механизм
изменения шага лопастей хвостового в и т а , связан
ный с ножным управлением. Смазка редуктора барботажная.
Х в о с т о в о й в'ал тр а н е м исс и и предназначен для передачи крутящего момента от главного
редуктора через промежуточный к хвостовому редуктору. Хвостовой вал состоит из десяти звеньев,
из которых восемь установлены на семи опорах до
промежуточного редуктора и два — от промежуточного до хвостовою редуктора на одной опоре. Шлицевые соединения между звеньями хвостового вала
обеспечивают компенсацию возможной неточности
установки опор и устраняют влияние упругих и температурных деформаций.
В а л п р и в о д а в е н т и л я т о р а , предназначенный для передачи крутящего момента от глав
ного редуктора на рабочее колесо вентилятора
представляет собой трубу с универсальными шар
нирами на концах.
У П Р А В Л Е Н И Е ВЕРТОЛЕТОМ
Управление вертолетом осуществляется путем ш
менения величины и направления силы тяги несу
щего винта и изменения силы тяги хвостового винта
Все управление вертолетом включает в себя:
1. Двойно': ручное управление, в котором две
ручки продольно-поперечного управления в кабине
экипажа имеют кинематическую связь между собой
и с автоматом перекоса.
2. Двойное ножное управление, имеющее две пары
педалей, связанных с х ж к - к ж ы м винтом.
3. Двойное объединенное управление «ШагГаз», в котором две ручки «Шаг—Га<» кинематически связаны с ползуном автомата перекоса и рычагами топливных насосов-регуляторов НР-40В на
двигателях.
4. Раздельное управление двигателями, имеющее
на кронштейне левой ручки «Шаг- - Г а и » два рычага, связанные с р ы ч а г а м и топливных насосов-регуляторов НР-40В.
5. Управление электромагнитными тормозами
пружинных механизмов загрузки, которые включа
ются кнопками, расположенными на обеих ручках
продольно-поперечного управления.
6. Управление тормозом несущего винта, в кою
ром ручка кинематически связана с рычагом юрмоза, установленного на главном редукторе.
7. Управление остановом двигателей, ммеющцч
две ручки, связанные с рычагами топливных насо
сов-регуляторов НР-40В.
Продольное и поперечное управление производит
ся ручкой, отклоняя которую летчик через автомат
перекоса изменяет направление равнодействующей
силы тяги несущего винта.
Путевое управление осуществляется педалями
ножного управления путем изменения шага хвосто
вого винта, а следовательно, и его тяги.
Для создания необходимых усилий на ручке и педалях в процессе управления вертолетом, а также
для снятия этих усилий при установившемся режиме полета в систему ручного и ножного управления
включены пружинные механизмы загрузки (трим
меры). Управление ими производится электромаг-
нитными тормозами, посредством кнопки, расположенной на верхней части ручки продольно-поперечного управления вертолетом.
Изменение тяги несущего винта осуществляется
изменением его общего шага и режима работы дви
гателей при помощи ручки объединенного управления «Шаг—Газ». Наряду с этим на вертолете имеется раздельное управление двигателями, позволяющее производить опробование каждого двигателя
без изменения общего шага несущего винта и устанавливать необходимый режим в случае полета с
одним работающим двигателем. Величина общего
шага несущего винта и режим работы двигателей
контролируются летчиком по указателям, установленным на приборной доске.
В системах продольного и поперечного управления, а также управления общим шагом несущего
винта установлены гидроусилители КАУ-ЗОБ, а в
управлении хвостовым винтом — гидроусилитель
РА-60А. На вертолетах последних выпусков устанавливается гидроусилитель РА-60Б.
В гидросистеме почти все агрегаты и трубопроводы основной системы дублируются агрегатами и
трубопроводами дублирующей системы. Исключением являются имеющиеся только в основной гидросистеме трубопроводы и электромагнитные краны (ГА 192/2) переключения гидроусилителей на
комбинированное управление с автопилотом, а также гидроцилиндр управления фрикционом ручки
«Шаг—Газ» и дозатор ГА 172-00-2. В дублирующей
системе дополнительно имеется клапан ГА59/1, который при падении давления в основной системе
включает в работу дублирующую систему.
Все агрегаты обеих систем, за исключением гидроусилителей, насосов НШ39М и ручки «Шаг—Газ»,
смонтированы на гидропанели, установленной в редукторном отсеке. Насосы основной и дублирующей
систем установлены на приводах главного редуктора, что обеспечивает нормальную работу гидросистемы в.случае отказа двигателей и перехода вертолета на режим самовращения несущего винта.
Усилие, развиваемое гидроусилителями КАУ-ЭОБ
и РА-60А2 при давлении в гидросистеме р =
АВТОПИЛОТ
= 65 кГ/см и скорости штока, равной нулю, не менее 1500 кГ.
Установленный на вертолете четырехканальный
В качестве рабочей жидкости в гидросистеме
автопилот АП-34Б обеспечивает стабилизацию вер- применяется
масло АМГ-10. Общее количество мастолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте. ла в гидросистеме
22 л, в том числе в каждой полоАвтопилот работает как в режиме автоматической сти бака по 10 л. Рабочее
давление в системе должстабилизации вертолета, так и в режиме дифферен2
циального (комбинированного) управления, когда но быть 45±3-нб5_2 кГ/см . Диапазон температур
наряду с автоматической стабилизацией летчик мо- окружающего воздуха, при которых обеспечивается
жет управлять вертолетом, не выключая автопилот, нормальная работа гидросистемы, от —50 до +60° С.
который непрерывно стремится сохранить заданное
Для проверки работы гидросистемы на земле при
летчиком положение вертолета. Силовыми исполни- невращающемся несущем винте на левом борту фютельными элементами автопилота, воздействующи- зеляжа между шпангоутами № 12 и 13 имеется пами на органы управления, являются комбинирован- нель с четырьмя клапанами для подсоединения
ные гидроусилители КАУ-ЗОБ и РА-60А (РА-60Б), шлангов наземной гидроустановки.
установленные в системе управления вертолетом.
Пульт управления автопилотом расположен в каВОЗДУШНАЯ СИСТЕМА
бине экипажа на полу между приборными досками.
Воздушная система вертолета обеспечивает торВыключение автопилота (отключение от него гидможение
колес главных ног шасси и подзарядку
роусилктелей) и перевод его в режим согласования
осуществляются кнопками, установленными на руч- камер колес от бортового баллона во внеаэродромках продольно-поперечного управления вертолетом. ных условиях.
Сжатый воздух под давлением 50+4 кГ/см2 нахоОсновные агрегаты автопилота установлены на
этажерке, расположенной сзади сиденья правого дится в баллонах, которыми служат полости двух
подкосов главных ног шасси. Подзарядка баллонов
летчика.
сжатым воздухом
производится компрессором
АК-50Т1,
установленным
на главном редукторе. Для
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
наземной зарядки баллонов сжатым воздухом на
Гидравлическая система предназначена для пита- отдельной бортовой панели- расположенной рядом
ния гидроусилителей, установленных в системе уп- с гидропанелью, установлен штуцер.
равления вертолетом, и гидроцилиндра расстопоривания фрикциона ручки «Шаг—Газ». Гидросистема
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
состоит из основной и дублирующей систем.
В каждую гидросистему входят: насос НШ39М,
Противообледенительная система предназначена
гидроаккумулятор (в основной системе два гидро- для защиты от обледенения лопастей несущего и
аккумулятора), автомат ГА77В разгрузки насоса, хвостового винтов, двух передних боковых стекол
имеющий обратный и предохранительный клапаны, кабины экипажа и воздухозаборников двигателей.
фильтр грубой очистки 269МФ, фильтр тонкой очи- Лопасти винтов и стекла кабины имеют противообстки ФГ11СН, электромагнитный кран ГА74М/5, об- леденигельные устройства электротеплового дейстратные клапаны типа ОКЮА, дистанционный элек- вия, а воздухозаборники двигателей имеют противотрический манометр ДИМ-100 и другие агрегаты. обледенители воздушно-теплового действия.
Для раздельного питания основной и дублирующей
Питание электрических нагревательных элеменсистем гидробак разделен на две изолированные тов противообледенительных устройств осуществдруг от друга .полости.
1яется переменным током напряжением 208 в от ге
1
О
нератора СГО-ЗОУ. Для обогрева воздухозаборников двигателей используется горячий воздух, отбираемый от компрессоров двигателей.
На вертолете установлен сигнализатор обледенения РП-7422, предназначенный для автоматического
включения противообледенительной системы и по
дачи светового сигнала о начале обледенения.
Включение и выключение противообледенительной
системы может быть и ручным. Сигнализатор со
стоит из датчика, установленного в воздухозабор
нике вентилятора, и блока слежения.
На вертолетах последнего выпуска вместо сигнализатора обледенения РП-7422 устанавливается сиг
нализатор РИО-3, который обеспечивает автоматическое включение противообледенительной системы
двигателей и вертолета в отличие от ранее существовавшего раздельного включения систем от разных датчиков. В связи с этим снята система АПС-2,
предназначавшаяся для включения противообледе
нительной системы двигателей с помощью датчика
ДМ-2.
СИСТЕМА ОТОПЛЕНИЯ И ВЕНТИЛЯЦИИ
КАБИНЫ
Система отопления и вентиляции кабины обеспечивает подачу подогретого или холодного наруж
ного воздуха в грузовую (пассажирскую) кабину и
в кабину экипажа для поддержания в них нормальных температурных условий, а также обогрев стекол и блистеров кабины экипажа и фильтра-отстсйнпка воздушной системы. Холодный воздух подогревается в керосиновом обогревателе КО-50,
расположенном с внешней стороны правого борта
в капоте-обтекателе, являющемся продолжением
правого подвесного топливного бака.
В режиме отопления воздух забирается из атмосферы или для ускоренного прогрева (рециркуляции) из грузовой (пассажирской) кабины и подается и обогреватель. Из обогревателя нагретый воздух поступает в распределитель, в котором установ
лены две заслонки, кинематически связанные между собой дифференциальным механизмом. В зависимости от положения заслонок нагретый воздух
может подаваться по трубопроводам и коробам либо в грузовую (пассажирскую) кабину, либо в кабину экипажа, либо в обе кабины одновременно а
разных регулируемых пропорциях.
В режиме вентиляции воздух забирается из атмосферы вентилятором обогревателя через воздухо
заборннк и без подогрева подается в распределитель; далее он ноем у пае г в кабины по тем же каналам, что и в режиме отопления. Кроме того, в пассажирской кабине атмосферный воздух под скоро
стным напором поступает в приемный патрубок и
по вертикальному трубопроводу в специальные вен
тиляционные короба, соединенные между собой по
перечным трубопроводом. Вентиляционные короба
расположены под потолком кабины и имеют патрубки для индивидуального обдува пассажиров.
В пассажирском варианте вертолет оборудован
вытяжной вентиляцией, обеспечивающей принудительный отсос воздуха из пассажирской кабины.
13
Центробежный вентилятор с электродвигателем установлен на задней стороне стенки шпангоута № 16.
От вентилятора воздух из кабины отводится по
патрубку за наружную обшивку фюзеляжа.
Пассажирский вертолет, предназначенный для
эксплуатации в районах с жарким климатом, оборудуется двумя бортовыми .фресковыми кондиционерами. Агрегаты кондиционеров расположены в
гондоле, установленной впереди правого подвесного
бака, на месте расположения керосинового обогревателя. Испарители кондиционеров установлены в
пассажирской кабине: один — впереди на правой,
а второй — сзади на левой багажных полках. На
панели каждого испарителя имеются две ручки управления кондиционером.
УСТРОЙСТВО ДЛЯ В Н Е Ш Н Е Й ПОДВЕСКИ
ГРУЗА
Устройство предназначено для подвески груза
под фюзеляжем при транспортировке его вертолетом. Основными элементами подвески являются
шарнирно-маятниковый механизм, грузовой замок,
переходные удлинители и стропы. Шарнирно-маятниковый механизм, состоящий из стержней, устанавливается на трех узлах на шпангоуте № 8 центральной части фюзеляжа. К нижней части механизма крепится грузовой замок ДГ-64 электромеханического типа.
Подцепка на замок груза со стропами производится вручную, а отцепка — путем нажатия кнопок
тактического или аварийного сброса, расположенных на ручке «Шаг—Газ». Груз со стропами может
отцепляться от замка и автоматически; для этого в
нем имеется устройство, обеспечивающее открывание замка, когда груз опущен на землю, т. е. когда
на несущем рычаге замка нет нагрузки.
В походное (убранное) положение внешняя подвеска вручную подтягивается тросом к нижней ча
сти фюзеляжа и фиксируется защелкой, а ручка на
конце троса крючком зацепляется за скобу на грузовом полу. В рабочее положение подвеска также
выпускается вручную с помощью троса, при этом
на верхнем электропульте загорается световое таб
ло «Подвеска выпущена».
БОРТОВАЯ СТРЕЛА
Бортовая стрела предназначена для погрузки в
кабину мелких грузов весом до 200 кг как на земле,
так и на режиме висения. Стрела крепится снаружи
на левом борту, около верхнего переднего угла
проема сдвижной двери, и снабжена фиксатором,
позволяющим стопорить стрелу в рабочем к убранном положениях. Поднятие и опускание груза осуществляются с помощью электролебедки ЛПГ-2.
которая крепится на грузовом полу справа и передней части кабины. Трос от лебедки проходит через
систему роликов и имеет на конце карабин для иодцепки грузов. Управление электролебедкой—дистанционное, электрическое с пульта управления
ПУЛ-1 посредством кнопок. При помощи бортовой
стрелы можно на режиме висения поднимать людей
при спасательных операциях.
ка. Электроэнергия от источников к потребителям
поступает через систему распределительных шин
— шины левого генератора;
Для логрузки и швартовки различных грузов и
— шины правого генератора;
техники, перевозимых в грузовой кабине, к верто— шины двойного питания;
лету прикладывается комплект такелажно-шварто— шины питания от аккумуляторов.
ночного оборудования: швартовочные тросы, полиСамостоятельные участки сети и система распреспасты, строповочные кольца, сетки для крепления делительных шин обеспечивают надежную работ>
грузов, колодки и др.
потребителей.
В эксплуатации предусмотрено три режима раЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ
боты электросети постоянного тока: нормальный,
и режим обесточенной сети.
Электрооборудование обеспечивает работу систе- аварийный
При нормальном режиме, когда никаких поврежмы запуска двигателей, светотехнических средств дений нет, к сети подключены оба генератора и
противообледенительных устройств, системы пожа- аккумуляторы; в этом случае все шины находятся
ротушения, пилотажно-навигационных приборов и
током.
приборов контроля работы двигателей, управления, под
Аварийный
возникает при отказе одного
трансмиссии, работу радиосвязной и радионавига- из генератороврежим
или повреждении в его сети. При
ционной аппаратуры, электромеханизмов, электро- этом шина двойного питания автоматически подмагнитных кранов и других потребителей. Электро- ключается к сети исправного генератора. Сеть и
оборудование вертолета включает в себя источники шины неисправного генератора будут обесточены.
электроэнергии постоянного и переменного тока, все остальные шины будут под током.
аппаратуру регулирования, коммутационные устРежим обесточенной сети возникает при отказе
ройства, а также аппаратуру системы запуска дви- обоих генераторов. В этом случае шины левого и
гателей.
правого генераторов будут обесточены. Питание от
Для обеспечения потребителей электроэнергией аккумуляторных батарей подается на шину аккумуна вертолете имеются источники постоянного и пе- ляторов для обеспечения работы приборов и агрегаременного тока. Источниками электроэнергии по- тов, необходимых для продолжения полета.
стоянного тока являются два стартер-генератора
Для контроля работы источников электроэнергии
ГС-18ТО с номинальным напряжением 28,5 в и по току и напряжению на вертолете установлены:
шесть аккумуляторных батарей 12САМ-28 с напря- вольтметр постоянного -.ока. В-1; шесть амперметжением 24—26 в. Для подключения к бортсети ров постоянного тока А-2К, два амперметра постоаэродромных источников постоянного тока на левом янного тока А-ЗК, вольтметр переменного тока
борту фюзеляжа у шпанго>та № 5Н имеются две ВФО.4-150 и амперметр переменного тока АФ1-200.
розетки аэродромного питания ШРАП-500К, кото- Все электроизмерительные приборы установлены
рые дают возможность производить запуск двига- на верхнем электропульте.
телей по системе 24—48 а от аэродромных источниЗапуск двигателей, а также холодная прокрутка
ков питания.
осуществляются от аэродромных источников питаОсновным источником электроэнергии перемен- ния или от бортовых аккумуляторных батарей; при
ного тока является-генератор СГО-ЗОУ, установлен- этом ГС-18ТО работает в режиме электростартера.
ный на главном редукторе. Линейное напряжение Процессы запуска двигателей, холодной прокрутки
генератора 208 в частотой 400 гц. Резервным источ- и прекращения запуска автоматизированы.
ником переменного тока является преобразователь
Светотехническое оборудование обеспечивает выПО-750А напряжением 115 в и частотой 400 гц. Для полнение полетов в ночное время, для этого на верпитания ряда потребителей трехфазным током на- толете имеются:
пряжением 36 в и частотой 400 гц на ^вертолете
— аэронавигационные огни БАНО-45 и ХС-39;
установлены два иреобра шпателя ПТ-500Ц. Для
— две посадочно-поисковые фары ФПП-7;
подключения аэродромного источника питания к се— строевые огни ОПС-57;
ти переменного тока напряжением 115 в служит ро— контурные огни;
зетка ШРА-200ЛК, расположенная на левом борту
— проблесковый маяк МСЛ-3;
фюзеляжа выше розеток ШРАП-500К.
— система красного подсвета приборов;
Электросети постоянного и переменного тока яв— освещение кабин белым светом;
ляются однопроводными, за исключением сети пере— сигнальные ракеты.
менного тока напряжением 208 в, которая выполнена двухпроводной. В однопроводной сети минусоПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
вым проводом для всех источников и потребителей
является металлический корпус вертолета. Для
Приборное оборудование представляет собой комудобства монтажа, демонтажа, обнаружения и уст- плекс приборов, которые обеспечивают пилотироваранения неисправностей провода электросетей име ние вертолета в любых метеорологических условиях
ют буквенно-цифровую маркировкх.
при полетах днем и ночью и позволяют осущестЭлектросеть постоянного тока состоит из следую- влять контроль работы двигателей, трансмиссии,
щих трех отдельных силовых участков с источника- управления вертолетом и других систем.
ми питания: сети левого генератора, сети правого
На вертолете установлены: два авиагоризонта
генератора и сети аккумуляторов. Все эти участки АГБ-ЗК, два указателя скорости УС-35, указатель
соединяются между собой силовыми контакторами поворота ЭУП-53, два высотомера ВД-10ВК, два
и образуют единую бортовую сеть постоянного то- вариометра ВР-10МК, магнитный компас КИ-13,
ТАКЕЛАЖНО-ШВАРТОВОЧНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
14
курсовая система КС-ЗГ, астрокомпас ДАК-ДБ-5,
коротковолновая радиостация Р842 и ультракоротковолновая (командная) радиостанция Р860.
два комплекта трехстрелочных моторных индикато-
ров ЭМИ-ЗРИ, трехстрелочный индикатор ЭМИ-
Для связи
ЗРВИ редукторов, два термометра ИТГ-180 выхлопных газов двигателей, два тахометра двигателей
ИТЭ-2, тахометр несущего винта ИТЭ-1, термометр
масла главного редуктора ТУЭ-48, указатель шага
между членами
экипажа
вертолет
имеет переговорное устройство СПУ-7, которое поз-
воляет летчикам подключаться к радиостанциям
Р842 и Р860 для ведения внешней связи или к выходу радиокомпаса АРК-9, а также прослушивать
звуковые сигналы заданной высоты от радиовысотомера РВ-3.
Радионавигационное оборудование включает в
себя автоматический малогабаритный радиокомпас
АРК-9ультракоротковолновый
радиокомпас
АРК-У2, радиовысотомер РВ-3 и доплеровский измеритель малых скоростей ДИВ-1.
несущего винта УШВ-1, керосиномер СКЭС-2027А
и другие приборы.
Указатели приборов размещены на приборных
досках левого и правого летчиков и на панелях
верхнего электропульта.
РАДИООБОРУДОВАНИЕ
Радиооборудование предназначено для обеспечения внешней и внутренней связи, а также для целей
Металлизация вертолета обеспечивает общий
электрический контакт между всеми металлическими частями и агрегатами вертолета, что уменьшает
радиопомехи и увеличивает противопожарную безопасность вертолета.
радионавигации.
Для связи с землей и с другими вертолетами
(самолетами) в воздухе на вертолете установлены
Г Л А В А III
ВЕСОВЫЕ И ЦЕНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
одинакового для всех вариантов применения и веса
оборудования данного варианта. Данные о взлетных весах и загрузке различных вариантов вертолета приведены в табл 1 и 2.
Вертолеты Ми-8Т и М.И-8П могут быть использованы в различных вариантах, которые отличаются
друг от друга оборудованием и нагрузкой. Вес пустого вертолета состоит из веса неизменяемой части
Таблица I
Взлетные веса и нагрузка различных вариантов вертолетов с подвесными топливными баками емкостью 1870 л (в кг)
Ми-8Т
мн-ап
Варианты применения
Варианты применения
Транспортный
Наименование весов и нагрузок
а
I
X
со
о
V
Ч
Неизменяемая часть 6934
веса пустого вертолета '
Оборудование данно35
го варианта
Вес пустого вертолета 6969
в данном варианте
4131
Полная нагрузка
Экипаж
270
в том числе
180
— летчики
90
— борттехник
1
в
л
I
с одним
дололн.
баком
Транспортный
о
с упелич. дальностью
с двумя
Санитарный
дополн.
3с
а
V
X
2
Пассажирский
баками
X
2
X
л
•*
с двумя
дополн.
баками
•с одним
дополи.
баком
Санитарный
с
в:
V
X
3
о
о
О ж
X
о
«г
«а
0>
о
о
л
с унелич. дальностью
И
0 *
X
6934
6934
6934
6934
6934
7000
7000
7000
7000
7000
7000
31
76
121
139
61
283
—
45
90
108
61
6965
7010
7055
7073
6995
7283
7000
7045
7090
7108
7061
4135
270
4090
270
3945
270
2970
360
4005
4290
240
5000
270
4955
270 •
4910
270
2970
360
3939
180
90
180
270
270
*
180
90
180
90
180
90
180
90
180
90
160
—
Вес вертолета Ми-8Т показан по данным В1всшинлния вертолета № 0122
Вес вертолета Ми-8П показан по данным взвешивания вертолета № 1015
15
180
180
180
90
90
90
90
Дополнение #16 к ТО вертолёта Ми~8
I. Введение,
1.1. Настоящее дополнение действительно для вертолётов Ми-8.1, оборудованных над* 8А-813Ц,
1.2. При екоидуатадли таких вертолётов необходимо руководствоваться
техническим оггосаяиегя вертолета Ми-8 (книга I, Раздел 3 "Маооо!»ы« !и цоНт^личд-п^' дн^Уши:!1'/ И
I, Введение
ОтрЛ
27.07,2000
Дикшюнио ^ 16 к ТО
?, Указания по
Т
)1>|Ы!мГ| ^ п
II
Мй-0
л
НИК
Ш 9Щ ЬуГ^ГпиГНм и шиЙи Л
Таблиц» I
ЦСШШ1ЮШШО
д, 8А-8Щ п
антенна
волновод
«• тронофоршлюр Тр-Ша/36
жгуты
детали крепления
дополнит,провода
Маооо
46,4
6.0
4,6
3,0
1.0
и, 63
П,Л4Й
6.400
5,660
43.20
26,00
0,080
11,80
6,300
б,ЭО
6,41)0
Я.4ТП
1,600
6,400
6,641
0,341
1,468 4,128
И, ЮС
и «8$
Т.П7
10,63
1,84
6,06
01 ,ТО
по
0 центровке
Стр.1
27.07.2000
вертолета необходимо производить о учетом тою,
И8Д.8А-813Ц включается в неизменяемую часть пустого вертолета
и ($удот походифш! ия борту во воюс вариантах пртмйнйния вар*
галета.
В сияэи о етш в формуляре вертолета (часть Т, гл.З "Индивидуальный оообокнооти") должна бкть оделена вапиоь об иэменеыии
масон и центровки неизменяемой чаоти пуотого вертолета .
Шпримор, поолгодояя папксь в формуляре! "Неилменяеыйя
чаоть пуотого вертолета - 7164 кг,
Центровка - плюс 58 мм,"
Эти данные соответствуют моменту * 416 кг .и. Поело установки
6А-В13Ц момент станет равным +416+214*»4-630 кг*м, а центровка
Новая запись должна
^Ноиамевяомая часть пуотого вертолета - 7309 кг,
Центровке ~ шюо 87 мм".
. и Л» овяаи о тем. *ш? йзд,8Д-813Ц ^«Сиилсичя^иш ь «вредней чаети
всрт^еть, иритичеопой лвляофоя передняя центровка вертолета.
В таблице 2 приводится пример расчета предельно-передней цент
решки ворюолофа и трпнспортном варианте*
по
и центровке
Стр.2
27.07.2000
Дополнение и 16 к ТО вертолете Ми-8
Таблице 2
Компонента вахчруаки
Масса
(кг)
» Неизменяемая таоп массы пус-
того вертолета о 8А-813Ц
7209,0*
Добавляем: оборудование -гран*
споршого варианта
96,0
-лебедка ЛПГ-1ЮМ о бортетрелой
46,0
- амрвхова-чный пояс (в заднем
Координата Момонт
н.т, (м)
(кг.м)
0,087м
630,0
21,2
151,2
ЩИК0)
2,0
~ 2,600
«и»
кой техники (в аадном ящяко)
5,0
- 2,600
- 13,0
ГО шт) в ведаем ящике
22,0
10,0
11,0
- 2,600
- 2,600
- 2,600
- 57,2
- 26,0
•• 28 , в
7305,0
461,0
180,0
90,0
70,0
4,210
3,600
1,060
651,2
ХЮ1,Б
757,0
324,0
74,2
101,0
30,0
-1,320
3,995
«133,3
79.9
7766,0
0,226
1753,0
4000 ,0
0,411
1644,0
11766
0,289
3397,0
- устройство для закатки колоов^чный
трос дашой 4,5
- яшартоэочиая сетка
- гамак
2. ЦУСУОЙ вертолет » травопортиом
варианте о 6А-813Ц
3. Напуака
- килоти (2 чел»)
- бортмеханик
- маоло
- топливо в расходном баке
(бГо« 202Г кг)
- кислородное оборудование
4» Продвльно-пербднял центрояпо
бее гтсгва
Добавляем! груа 4000 кг на
передней отмотко по грузовой
ралматке
5, Предельночперэдняя центровка
О П35Г80М 4000 кг
0 ^ *&
X) Данные бпрутся из формуляра вертолета
Указания по ваэдгвке
V цвнгровке
С*р»3
27.07.3000
Дополнение и 16 к ТО вертолете Ми-8
3. Выводы и рекомендации
ЗЛ.Уотановке иед,8А-813Ц увеличивает маооу неизменяемой чаоти
пустого вертолета ИР 45 кг и вмещает центровку на 29 мм
3.2 Д1рвдельнон»кош!уатациог-шые центровки вертолета во всех вариан-
тах цригленония не выходят ^а «рололн уотаноалййгннх нож
( +370пот * - Эбгдм).
З.З.Грузи мпооой до 4000 кг размещать оошаодо размотке, нанвоен-
вой на
3«4«В течение всего по.мотп •рвзреюаотся свободное перемощоюге по
гтогзкабшш бортмеханику.
3. Ь'ыводм я рокомен*
дации,
Сгр* I
27.07.2000
Продолжение
Мн-8Т
Ми-8П
Варианты применения
Варианты применения
Транспортный
Транспортный
Наименование весов и нагрузок
а
гав
3
ч
— борттехник-про-
О
V
с увелич. дальностью
_
«в
ая
1
Л
ч
с одним
дополи.
баком
с двумя
допол.
баками
Ч
С
Санитарный
_
с
Пассажирский
в
0>
X
вV
а
2
А
я
X
а.
с
5 в:
о2
в
1
0
О*
Ю
с увелич. д льностью
с двумя
с одним
дополн.
•Ч
о
Санитарный
ш
X
3
«1
дополн.
баками
баком
с
*х
и* 0*
_
_
_
—
—
1450
2160
2870
90
1450
—
1099
346
346
_
_
_
_
80
_
_
—
—
—
—
1165
—
1450
ВОДНИК
—
—
— медработник
Топливо *
1391 1450
в том числе
— в расходном баке 346 346
— в подвесных ба- 1045 1104
ках
——
— в дополнительных _
баках
Масло
70
70
—
Десантники 24 чел. 2400
(по 100 кг)
_
Пассажиры 28 чел. ——
(по 75 кг)
_
Багаж на 28 чел. (по -1-,—
15 кг)
__
Раненые с носилками __
12 чел. (по 90 кг)
Груз со швартовоч- •_ 23453
ным оборудованием
—
Вода и дезинфекци- ——
онная жидкость
Продукты питания
——
—
Взлетный
мальный)
11100 11100
вес (нор-
2160
2870
90
1450
346
1104
346
1104
1104
346
819
1104
346
1104
1104
346
1104
1104
346
753
710
1420
—
,__
__,
—
710
1420
—
—
70
70
„__
__
70
—
__
__
70
—
70
—
70
—
70
—
70
—
——
——
.—
-,._„
2100
—
—
—
—
—
__,
——.
_
__
420
_
—
—
—
—
_,_^
^^
1080
_
._
_
_
1080
_
1590
735
_
2500
_
32103
2455
1700
—
2500
—
—
10
—
—
—
—
—
10
—
—
—
—
—
10
—
—
—
—
—
11100
11100
10043*
11000
115734
12000
12000
12000
100784
1 1000
346
70
346
70
1
Включая вес топлива 30 кг, расходуемого на запуск, опробование и прогрев двигателей перед взлетом.
3
На
вертолете можно перевозить груз общим весом до 4000 кг за счет уменьшения количества топлива.
4
Взлетный вес указан меньше нормального. По грузоподъемности разрешается увеличение взлетного веса до
нормального: для Ми-8Т— 11 100 кг и для Ми-8П— 12000 кг.
Для вертолета Ми-8Т во всех вариантах, кроме варианта с внешней подвеской, разрешается максимальный взлетный вес 12 000 кг за сче дополнительной нагрузки.
П р и м е ч а н и е . Весовые данные вертолета Ми-8Т приведены в комплектации для поставки его Военно-Воздушным Силам. При поставке вертолета Гражданской авиации на нем не устанавливается аппаратура ДИВ-1 и ДАК-ДБ-5ВК;
вместо Р-860-1 устанавливается Р-860-И. При этом вес неизменяемой части пустого вертолета уменьшается на 68 кг.
Таблица 2
Взлетные веса и нагрузка различных вариантов вертолетов с подвесными томимыми баками емкостью 2643 л (в кг)
1
Транспортный
с увелич. дальностью
с одним
дополи,
баком
дополн.
6972
6972
С Двум!
Санитарный
баками
6972
Пассажирский
6972
7038
7038
с одним
дололн.
баком
с дяумя
Санитарный
С внешней подвеской
6972
Транспортный
нормальный
нормальный
Неизменяемая часть 6972
веса пустого вертолета '
Ми-8П
Варианты применения
С внешней подвеской
Десантяый
Наименование весов и нагруэок
Мн-8Т
Варианты применения
7038
7038
7038
7038
с увелич. дальностью
дополн.
баками
Вес вертолета Ми-8Т показан согласно взвешиванию вертолета № 0122 с добавлением разницы в весах подвесных
баков (38 кг), полученной за счет увеличения их емкости.
Вес вертолета Ми-8П приведен по данным взвешивания вертолета № 1015 с добавлением разницы в весах подвесных
баков (38 кг), полученной за счет увеличения их емкости.
16
Продолжение
МИ-8Т
Мн-8П
Варианты применении
Варианты применения
Транспорты*
Наименование весов и нагрузок
а
«
2
л
г
ч
ш
я
о
|
в
ч
— борттехник
— борттехник-про-
дополи,
баком
С
ДВУМЯ
Санитарный
дополн.
баками
<с
01
X
За
Пассажирский
«• 0
X X
« 0
0«
139
61
283
7003
7048
7093
7111
7033
7321
4097
270
4052
270
4007
270
3566
360
3967
270
4679
270
180
90
—
180
90
—
180
90
—
180
90
—
180
90
—
—
2046
2756
—
3466
водник
— медработник
—
Топливо 2
1353
в том числе:
— в расходном баке 346
— в подвесных ба- 1007
ках
— в дополнительных —
—
«в
гЯ
л•:
Iо
X
121
4093
— летчики
ПДНИМ
76
в данном варианте
в том числе:
С
с
31
35
Оборудование данного, варианта
Вес пустого вертолета 7007
Полная нагрузка
Экипаж
X
Транспортный
ч
о
с увелич. дальностью
ч
о
е
с увелнч. дальностью
Санигар-
с одним
дополн.
баком
с
двум»
*
к
5«
41 0
X X
дополн.
баками
"8
Ос
45
90
108
61
7038
7083
7128
7146
7199
240
4962
270
4917
270
4872
270
3566
360
3801
270
180
90
—
160
—
80
180
90
_
180
90
—
180
90
„^
180
90
—
180
90
-..
90
2046
—
1127
—
1839
—
—
90
2046
—
2756
3466-
2046
—
961
346
1700
346
1700
346
1700
346
615
346
346
346
1700
1700
1700
346
1700
346
781
346
1493
1700
—
710
1420.
__
___
__
__
710
1420
——
_
70
Десантники 24 чел.2400
(по 100 кг)
Пассажиры 28 чел. —
(по 75 кг)
Багаж на 28 пассаж. _
(по 15 кг)
70
—.
70
—
70
—
70.
_
70
_
70
_
70
_
_
—
—
70
—
«
—
2100
—
—
__
—
__
_.
_
420
—__
_
_
__
—
—
—
_
_
1080
.._,л_1
—
__
2500
баках
Масло
Раненые с носилками
12 чел. (по 90 кг)
Груз со швартовочным оборудованием
Вода и дезинфекционная жидкость
Продукты питания
Взлетный вес
мальный)
70
70
346
70
«
„__
-——
——
_
——
-,-- -
—
—
1080
____
1711»
856
201
—
2500
—
2576«
1821
1066 .
—
—
—
—
10
—
—
—
—
_
10
._
—
—
—
—
—
—
10
—
—
—
—
—
11100
11 100
106774
11000
12 000
12000
12000
12000
10712*
11001
(нор-11100 11100
2
Включая вес топлива 30 кг, расходуемого на запуск,
3
На вертолете можно перевозить груз общим весом до
4
__,__,
опробование и прогрев двигателей перед взлетом.
4000 кг за счет уменьшения количества топлива,
грузоподъемности разрешается увеличение взлетного веса до
нормального: для Ми-8Т— 11 100 кг и для Ми-8П— 12000 кг. Для вертолета Ми-8Т во всех вариантах, кроме варианта с
Взлетный
вес указан меньше нормального. По
внешней подвеской, разрешается максимальный взлетный вес 12000 кг за счет дополнительной нагрузки.
П р и м е ч а н и е . Весовые данные вертолета Ми-8Т приведены в комплектации для поставки
его
Военно-
Воздушным Силам. При поставке вертолета Гражданской авиации на нем не устанавливается аппаратура ЛИВ-1 и
ДАК-ДБ-5ВК; вместо Р-860-1 устанавливается Р-860-П. При этом вес неизменяемой чисти пустого вертолета уменьшается
на 68 кг.
Вес неизменяемой части пустого вертолета со- торов трансмиссии и шарниров несущего и хвостостоит из веса конструкции, силовой установки, обо- вого винтов, масла в двигателях, несливаемого осрудования, баллонов противопожарной системы с татка топлива и масла, веса отделки грузовой
сгнегасящей жидкостью, масла АМГ-10 гидросисте-
мы вертолета и гидродемпферов втулки несущего
винта, смазки промежуточного и хвостового редук17
(пассажирской) кабины, а также веса трапов и десантных сидений транспортного вертолета Ми-8Т.
В вес пустого вертолета при различных вариан-
тах загрузки дополнительно входит вес следующего
оборудования:
Ми-8Т
Ми-8П
Наименование
Количество
Продолжение
Общий вес в кг
Ми-8Т
Ми-8П
3 комплекта
1 шт.
19,0
19,0
4,0
4,0
1 .
1 комплект
1 шт.
2,0
1 комплект
8 шт.
5,0
31
Устройство для закатки ко.И'сной техники
Швартовочный трос длиной
3,5 м
16.0
16,0
139
108
10
,
22.0
22,0
г) в варианте с внешней подвеской:
тросы в кг . . . . . . . . . 34
внешняя подвеска (съемная
часть) в к г . . .
. . . . . 27
Шоартоиочный трос длиной
4,5 м
34
Серьга с роликом
Стрелочное кольцо
Перекидной трос длиной
1,6 м
Сетка швартовочная
18 .
2 ,
18,0
1,0
3,0
3,0
20,0
20,0
а) в десантном варианте сиденья
десантников с 1 по 21 в кг . . 35
б) в транспортном варианте трапы для закатки техники в кг . 31
в) в санитарном варианте:
столик и сиденье медработника, санитарная сумка, бак для
питьевой воды, поильники, утки, подкладные судна, умывальник, ведра для слива, сумка и бачки для средств дезинфекции, чехлы, подставки, сумки, крепление оборудования в
кг . . . . . . . . . . . . . 39
кислородные приборы, баллоны
с контейнерами, маска в кг . 38
стойки и лямки санитарных нпсилок в кг . . . . . . . . . 31
трапы для закатки техники в
кг . . . . . . . . . . . . . 31
Всего в кг
Кислородное оборудование
мкиппжа
Приспособление для подъема человека
Страховочный пояс
Установка кондиционера
Трос для вытяжки фал
39
38
27
61
Всего в кг 61
д) в варианте с увеличенной дальностью с одним дополнительным
баком
1) дополнительный топливный
бак с ложементами и трубопроводами в кг . . . . . 45
2) трапы для закатки техники
в кг . . . . . . . . . . . 31
45
Всего в кг 76
1) дополнительный топливный
бак с ложементами и трубопроводами (2 шт.) в кг . 90
2) трапы для закатки техники
в кг . . . . . . . . . . . 31
сиденья пассажиров в кг . . .
установка гардероба в кг . .
полки и сетки в кг . . . . .
ковры в к г . . . . . . . . .
Швартовочное оборудование
Домкрат выключения рессор
Шланг для отвода выхлопных газов от перевозимой техники
Гамак
7,0
0,2
И. О
1
Факшчески вес вертолета увеличивается только на 92 кг,
т а к клк при установке кондиционера снимается часть агрегатов системы отопления общим весом 58 кг.
е) в варианте с увеличенной дальностью с двумя дополнительными баками:
Всего в-кг
ж) в пассажирском варианте (на
28 человек):
2,0
150,01
ЗАГРУЗКА И ЦЕНТРОВКА
90
121
90
—
203
15
47
—
—
На рис. 11 приведена схема координатных осей
при расчете центровки.
Для сохранения центровки в допустимых пределах необходимо следующее.
'+У
Ось гаризюталыюге шарнира втулки ^
—
283
Всего в кг
В необходимых случаях в счет полезной нагрузки
на вертолете может быть установлено следующее
оборудование, указанное в табл.3.
Наименование
Бортстрела
Лебедка ЛПГ-2 с управлением и тросом
Количество
1 шт.
1 шт.
Таблица 3
Общий вег в кг
Ми-8Т
Ми-8П
7,0
39,0
39,0
7,0
Рис. 11. Схема координатных осей
1. В транспортном варианте вертолета Ми-8Т грузы размещать согласно разметке, нанесенной на
правом борту грузовой кабины (рис. 12), а на вертолете Ми-8П — по разметке, нанесенной на полу
кабины (рис. 13).
18
нп
«-е
Линия потолка
Внутренние оБбоды фюзеляжа
15161718 19
^]у. У. .у..р..р..ж..Д. .
7
Х7/У//А//Ж/ЛГ//Л//У//МХ(//^'
Линия пола
3
« 5
6
7
в5
г-2, тя,айае Для
Ыедкп ЛП
-^^ усилие ш яшсе 250кГ
юг
МЫ*
Оси шЛартобочных
колец
Внимание
грузоб располагать между красной и синей стрелками, ситбетству
ящими бесу ванных грузов, примербеса* Ц5; 1; 1,5т(в сумме Зт)-аасПкрузочные грузы
палагам таи, чтобы ш одщчй центр
трапы
тяжести Был между синей и кроеной стрелками с надписью ^
мй центр тяжести Ьсел
ья
Ось несущего
бинта
Строитель^
горизонталь
Фюзеляжа
Рис. 12. Схемы разметки грузовой кабины для расположения грузов и десантных сидений вертолета Ми-8
а—линия разметки для вертолетов до № 0116; б—линия разметки для вертолетов с № 0117
2 При подъеме с помощью бортовой стрелы груза весом 200 к«' топлива в расходном баке вертолета
Ми-8Т должно быть не менее 200 кг.
3. Десантники располагаются в порядке нумерации десантных сидений (рис. 14). Командир десанта располагается на переднем сиденье № 22 или 21.
Допустимо иное размещение грузов или пассажиров на вертолете, чем указанное в пп. 1 и 5, но при
этом необходимо определить центровки по центровочным графикам.
Примеры расчета центровок для транспортного
и пассажирского вариантов вертолета приведены
НП
-К"^
1<№•
Вид на грузовой пол сверху
Красный, цвет
Синий цвет
ь
1
5
1С
Г
V——~~г- —— -
2т & ^
5х
1
\
К5
я
\
\
±
$
7*0
100 »-Ь
-
825
375
1280
2300
3500
/ ОСЬ П/Л
Надпись
• >имг'иоо на
ли
г
Внимание!
Ось несущего винта
1
Правом борту оКций центр тюкести Ьи\
вертолета: адМ/мимиаит —-*•
/вертолета
Рис.- 13. Схема разметки грузовой кабины вертолета Мн-8П для расположения грузов
При этом условии зо вреыл полета ему разрешается
хождение по грузовой кабине.
4. В санитарном варианте при наличии 12 раненых и меньше они размещаются в следующем порядке:
1-я очередь — 3 человека сзади по правому борту;
2-я очередь — 3 человека спереди по левому
борту;
в табл. 4, 5 и центровочных графиках (рис. 16 к 17).
Во всех вариантах использования вертолета при
наличии трех членов экипажа в полете разрешается перемещаться по кабине одному человеку.
ГарОероб
НП
-1
Переднее _ ^
откидное
сиденье
Ряды кресел №
1 2
з
ь
5
В
7
Рис. 15. Схема расположения и нумерация пассажирских
сидений на вертолете Ми-8П
Сиденья летчикоб
Рис. 14. Схема расположения и нумерация десантных сидений в грузовой кабине вертолета Ми-8Т
Предельно допустимые центровки вертолета для всех вариантов:
передняя . . . . . . . . . . . +370 мм (впереди оси
несущего винта)
задняя . . . . . . . . . . . . —30 мм (позади оси
несущего винта)
Для пассажирского варианта Ми-8П с багажником:
передняя . . . . . . . . . . . +300 мм (впереди оси
несущего винта)
задняя . . . . . . . . . . .
—80 мм (позади оси
несущего винта)
3-я очередь — 3 человека сзади по левому борту;
4-я очередь — 3 человека спереди по правому
борту.
Медицинскому работнику в полете разрешается
ходить по грузовой кабине. Например, требуется
разместить 5 раненых. В первую очередь размещаются 3. человека сзади по правому борту и во втоЦентровка неизменяемой части пустого вертолета
рую очередь—2 человека спереди по левому.
Ми-8Т +93/100мм 1 (впереди оси несущего винта).
5. Пассажиров располагать в такой последова1
тельности: 1-й ряд- 5-й ряд, 4-й ряд, 6-й ряд, 3-й ряд
В числителе показаны центровки при установке на вер7-й ряд, 2-й ряд, 8-й ряд (фиг. 15). Каждому пасса- толете подвесных баков емкостью 2198 л, а в знаменателе—
жиру разрешается провозить багаж весом до 15 кг. 1425 л.
20
Макс и Загрузка пильный
2ч1я.-150
зоо гво - гяз то но то ы га
-го-из-во
7100 —
Лес груза,
кг
2ря9 ^'IЫ.-3
Центро1ка пустой машины, ни
Вес,кг
7000 —
7300 —
III ЦП!
111111II
I
1чел
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
I
1
1Ш.-300
I
1
1
I
I
1
1
1
I
1
1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
4ЧО.-300
(
1 II
Ш. 1
I III 1 1 1 1 1 1 1 1 М И Н И Н I I II III I
_____и иг
Вряд
1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
7р»9
1
гчел-150
Косо}*
Так
ОсяоЫ.
дана
1400
Взлетный
или
ваттный
вес, кг
учи
1
1
I
1
I
1
1
I
Я
1 1 1 1 Г 1 111 1 1 1 II 1 1 1 1 1 11 1
гт
Чфнаехник 1чи.-60
псэмнсс
отчиме
сипни
1
I
1 1 1 1 1 1 1 1 1 II 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 II 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 ] 1 1 1 1
70
Наем
Летчики 2чи.-160
1
1
I I
I
I
1
1111
1:
1
I
I
I
I
1
1
1
1
1
1
1
I
|||||||ш|||||||||||пц||||||Ш||||||1|||||мМ||Ш|Ш|||||||||И1|||
1 1 1 1 1 1 1 1 1 I |у| I II I I I I I I I I I I I
1чи.
1
1
.'«*•
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
1
I
I
I
I
I
1
I
МО* 380 360 ЗМ 320 300 Ш 260 &0 220 200 180 160 т 120 100 80 60
1
1
1
40 20
-20 -40
ново
10300
10000
9100
3000
8500
вооо
7300
Преданно передняя центройка
Рис. \6. Центровочный график вертолета Ми-8П (без багажника)
Предельно задняя центройка
1
1
1
Центровка пустого вертолета б мм
Вес 6 кг
360 ЮО 280 2<Я 200 НО 120
/ / I I I I I I I
1/111 I I I I I
6700
$800
/са
езоо •
от йышй.
аю весеруша за
7000
1100
7200
7500 '
———— ГОГЯГ
I
I
I__ I
ЮО
/00
100
100
ЮО
—
' 1„. 1
ТИи
I
1—I
I
1
1
|
|
1
|
|
I
1
1
|
|
_!
1
|
1
|
|
I
1
1
|
|
1_
1
1
1
1
1
I
1
I
1
1
1
1
1
1
I
I 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
ш
111111
I I I I—*
I I I 100кг
I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I
100
100
1 1 1 1
окг
гоо
| у ** I _
I
I
_
I
I
I
I
1
1
1
I__I
I__I
1
1
1
I
I__I
1
I__I
1
I
I__I
1
I
1
1и**
я
I
'I
I
I
I
I
1
I
I
I
I
——»- 100кг
I
I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I I II I I I I I I I I I I I I
12000
№
380 КО УЛ
520 300 280 2ВО Ш 220 НЮ 180 160
ТУЮ
Взлетный 11000
бес 6 кг Ю500
0000
3500
Предельно-передня» центровка
120 100 80 ВО V
\\\\\\ \ \~Г
\ \ \ \ \ \ \ \
1
I
3*6
оосноон.
Раках.
70
Масло
1
I
На центровку не бяияет
/09
нетчики. • 180
(2 чел.)
Борттехни*. 90
1
40
I
т
3!
±ш
/ I I
I
80
20
г\ \ \ \ \ \ \ \ \ \
\ \ \ \ \ \\\ \
\\\\\\ \\ \ \
\\\ \ \ \ \ТТТ
Рис 17. Центровочный график вертолета Ми-8Т
1
1
1
1
1
-20
-X
Предельно-задняя центровка
1
1
Продолжение
Таблица 4
Вертолет Ми-8Т (транспортный вариант)
Наименование весов
РХкГ-м
X м
966,0
0,1391
— 12,4 -0,4
954,0
1075,0
757,0
324,0
74,0
4,210
4135,0
180,0
0
0,183
X м
Р кГ
Предельно-передняя
центровка с грузом 200 кг на бортстреле, топливом 200 кг в расходном баке
4212,0
0,358
11770,0
Расчет предельно-задней центровки
31,0
6965.0
—213,0
—456,0 — 1,320
127,0
0,224
116,0
0,220
3,400
133,0
0
2029,0
(5934.01
0.137
3,600
—
—
РХкГ-м
Р кГ
Расчет взлетного веса
Неизменяемая часть веса
пустого вертолета
Добавляется оборудование
данного варианта
Вес пустого вертолета в
транспортном варианте
Нагрузка
Летчики с парашютами
(2 чел.)
Борттехник с парашютом
МаслоТопливо
в расходном баке
в левом подвесном баке
в правом подвесном баке
Лебедка с управлением и
тросом
Груз со швартовкой
Взлетный вес
Наименование весов
90,0
70,0
1450,0
346,0
578,0
526,0
39,0
6965,0
4,210
715,0
180,0
—225,0 —2,500
90,0
45,0
—456,0 — 1,320
"|33,0
3,400
60,0
346,0
39.0
Предельно-задняя центров1208,0
0,158
ка без груза
Добавляется груз 300 кг на — 1168,0 -3,893
7680,0
Предельно-задняя центровка с грузом 300 кг на задней
отметке
7980,0
954,0
0,137
2306,0
11100,0
6965.0
757,0
4,210
180,0
324,0
3,600
90,0
—93,0 — 1,320
39,0
2226,0
0,300
7433,0
1460,0
0,3')5
4000,0
З')86,0
0,322
11133,0
324,0
3,600
90,0
1022,0
Борттехник у стрелы
Бортстрела
. Груз 200 кг на стреле
Предельно-передняя • центровка с грузом 200 кг на боргстреле, топливом 70 кг в расходном баке
Добавляется топливо в расходный бак 130 кг
297,0
3,300
90,0
25,0
3,500
7,0
700,0
3.500
200,0
4384,0
0.37'!
11640,0
— 172,0
— 1,320
Расчет взлетного веса
132,0
0,018
7045,0
27,0
—
283,0
56,0
—
203,0
0,200
9,4
—43,5 —2,900
5,4
0,300
6,8
3,4
159,0
0,022
47,0
15,0
18,0
2.0
• ,328,0
Сетки и полки
Установка гардероба
Ковры
Детская люлька
Вес пустого вертолета в
пассажирском варианте
Нагрузка:
Летчики (2 чел.)
Борттехник-бортпроводник
297.0
Добавляется:
Р кГ
пассажирского варианта
Сиденья пассажирские (28
мест)
19,0
77,0
Хм
Неизменяемая часть веса
пустого вертолета
Добавляется оборудование
70,0
3,400
133,0
РХкГ-м
Наименование весов
70,0
74,0
0,005
Таблица 5
(2 чел.)
Борттехник с парашютом
Масло
Топливо в расходном баке
в количестве 5% от 1450 кг
Электролебедка с управлением и тросом
Кислородное оборудование
Предельно-передня я центровка без груза
Добавляется груз 4000 кг
на переднюю отметку
Предельно-передняя центровка с грузом 4000 кг на передней отметке
Снимается борттехник
—40,0
300,0
Вертолет Ми-8П (пассажирский вариант)
168,0
1272,0
254,0
757,0
заднюю отметку
Расчет предельно-пе,•редней центровки
Вес пустого вертолета в
транспортном варианте
Нагрузка
Летчики с парашютами
954,0
0,137
Вес пустого вертолета в
транспортном варианте
Нагрузка
Летчики с парашютами
(2 чел.)
Борттехник с парашютом
(сзади)
Масло (без 50% в баках)
Топливо в расходном баке
Электролебедка с управлением и тросом
Мас.ш
Топливо
Продукты
Багаж
Пассажиры (28 человек)
1-й ряд 2 человека
2-й ряд 4
»
3-й ряд 4
»
130,0
4-й ряд 4
Данные берутся из формуляра вертолета.
*
403,0
673,0
288,0
74,0
4,210
3,600
—
—213,0
—
-25,0
—2,500
—972,0 —2,310
578.0
—
:
436,0 2,900
645,0
2,150
420,0 ' 1,400
195,0
0,650
1
23
4290,0
160,0
80,0
70,0
1450,0
10,0
420.0
2100,0
150,0
300,0
300,0
300,0
Продолжение
Наименование весов
5-й ряд 4 человека
6-й ряд 4
»
7-й ряд 4
>"
8-й ряд 2
»
Взлетный вес
X м
Р кГ
—30,0 —0,100
-255,0 -0,850
—480,0 -1,600
-353,0 —2,350
562,0 0,048
300,0
300,0
300,0
150,0
11628.0
РХкГ-м
Расчет предельно-передней центровки
Неизменяемая часть веса
пустого вертолета
Снимается часть оборудования системы отопления
Добавляется
Установка кондиционеров
Оборудование
пассажирского варианта
Вес пустого вертолета
Нагрузка
Летчики (2 чел.)
Б орттехннк- бортпроводник
Масло
Топливе (5% в расходном
баке)
Кислородное оборудование
экипажа
Предельно-передняя центровка без пассажиров
Добавляется пассажиров
2 человека в 1-м ряду
1 человек впереди
Предельно-передняя центровка
132,0
0,018
7045,0
154.0
—
58,0
312,0
285,0
27,0 (
—
—
_
433,0
150,0
283,0
290,0
1019,0
673,0
288,0
74,0
—93,0
0,040
4,210
3,600
7420,0
399,0
160.0
80,0
70,0
70,0
77,0
_
1309,0
0,167
698,0
436,0
262,0
2007,0
—
2,900
3,500
0,250
__.
__|
Расчет предельно-задней центровки
166.0 0,023
Вес пустого вертолета
Нагрузка
Летчики (2 чел.)
Борттехник-бортпроводник
Масло (без.50% в баке)
Топливо в расходном баке
Продукты
Предельно-задняя центровка
без пассажиров
Добавляется
Пассажиры (28 чел.)
Багаж
Предельно-задняя центровка
Снимается пальто с пассажиров
Добавляется пальто в гардероб
Предельно-задняя центровка
37,0
673.0 4,210
—200,0 -2,500
45,0
—
-456,0
—
—25,0 —2,500
203,0 0,025
-394,0
578,0 0,275
—972,0 —2,310
—191,0 —0,018
1,600
48,0
-75,0
—2,500
—314,0 -0,030
При -поставке вертолетов без блоков ДИВ-1,
ДАК-ДБ-5В К центровка +125/133 мм (впереди оси
несущего винта).
Центровка неизменяемой части пустого вертолета
Ми-8П +36/43мм (впереди оси несущего винта).
Центровочные данные приведены для Ми-8Т по
взвешиванию вертолета № 0122, для Ми-8П — по
взвешиванию вертолета № 1015.
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЦЕНТРОВКИ ПО ГРАФИКАМ
Пример 1. Определить центровку вертолета
Ми-8П по центровочному графику (см. рис. 16) при
следующих данных:
вес пустого вертолета . . . . . 7250 кг
центровка пустого вертолета . . . 0,223 м
летчики (2 человека) . . . . . . 160 кг
борттехник . . . . . . . . . . 80 »
масло . . . . . . . . . . . . . 70 »
топливо . . . . . . . . . . . . 1450 »
пассажиры (по 4 человека в 4-м и
5-м рядах) . . . . . . . . . . . . 600 »
багаж . . . . . . . . . . . . . 160 »
Подсчитываем взлетный вес вертолета. В данном
случае он равен 7250+160 + 80 + 70+1450 + 600 +
+160=9770 кг. На верхней сетке центровочного графика находим точку, соответствующую весу и центровке пустого вертолета (в нашем случае вес пустого вертолета 7250кг, а центровка — 223 мм). Опускаем из этой точки вертикаль на шкалу пассажи19,0
ров (в нашем случае пассажиры сидят в 4-м ряду).
По этой шкале откладываем в сторону направления
7819,0
стрелки число делений, соответствующее числу пассажиров, сидящих на этих сиденьях (в нашем слу225.0
чае 4 пассажира, следовательно, откладываем четыре деления влево). Из полученной точки опускаем
150,0
вертикаль на шкалу пассажиров, сидящих в 5-м
75,0
ряду. По этой шкале, как и в первом случае, откла8044,0
дываем в сторону стрелки число делений, соответствующее количеству пассажиров (в нашем случае
4 пассажира, откладываем четыре деления вправо).
Из полученной точки опускаем вертикаль на следующую
шкалу загрузки. В нашем случае это шкала
7330,0 багажа. В сторону от вертикали по направлению
656,0 стрелки откладываем количество делений, соответствующее в нашем случае 160 кг багажа. Из полу160,0
ченной точки на шкале багажа опускаем вертикаль
80,0
на следующую нужную нам шкалу топлива и т. д.
60,0
Таким образом, пройдя все шкалы, соответству346,0 ющие нашей загрузке, опускаем вертикаль на нижнюю сетку центровок до пересечения с горизон10,0
талью,
соответствующей взлетному весу (в нашем
7986,0
случае 9770кг). Из полученной точки проводим линию, параллельную ближайшей наклонной линии
2520,0
центровки, до пересечения с верхней горизонталью
2100,0 взлетного веса. На пересечении находим центровку,
равную 208 мм (впереди оси несущего винта).
420,0
На рис. 17 приведен центровочный график для
10506.0 определения центра тяжести вертолета Ми-8Т.
30,0
При загрузке в транспортный вертолет крупногабаритных грузов на колесах следует руководство30,0
ваться разметкой внутри грузовой кабины и все
грузы размещать так, чтобы общий центр тяжести
10506,0 находился между синей и красной стрелками разметки на правом борту и соответствовал суммарному весу грузов.
24
При загрузке малогабаритных грузов и пассажиров центровку вертолета следует проверять по центровочным графикам в зависимости от модификации
вертолета.
Пример 2. Определить центровку вертолета
Ми-8Т по центровочному графику (см. рис. 17) при
следующих данных:
толета 6800кг, а центровка +54мм). Опускаем из
этой точки вертикаль на шкалу с отметкой 0,5 м от
оси шпангоута № 1. По этой шкале откладываем по
горизонтали в сторону стрелки число делений, соответствующее весу груза в 100 кг (в нашем случае
100 кг, следовательно, откладываем одно деление
влево). Из полученной точки опускаем вертикаль
на шкалу груза с отметкой 3,5 м: Так как груз на
вес пустого вертолета . . . . . 6800 кг
этой шкале не влияет на центровку, опускаем верцентровка пустого вертолета . . +54 мм
тикаль дальше до пересечения со следующей шкалетчики с парашютами (2 человелой — летчики.
ка) . . . . . . . . . . . . . . . 180 кг
Таким образем, пройдя все шкалы, проводим верборттехник с парашютом . . . . 90 »
тикаль на нижнюю сетку центровок до пересечения
топливо в расходном баке . . . 346 »
с горизонталью, соответствующей взлетному весу
топливо в основных баках . . . 1104 »
(в нашем случае 9320 кг). Из полученной точки
масло . . . . . . . . . . . . . 70 »
проводим линию, параллельную ближайшей нагруз 100 кг . . . . . . . . . . на отметке 0,5 м
клонной линии центровки, до пересечения с верхней
груз 630 кг . . . . . . . . . . . на отметке 3,5 м
горизонтальной линией взлетного веса. На пересечении находим центровку, равную 165 мм (впереди
В этом случае взлетный вес 6800+100+630+ оси несущего винта). Такая центровка находится
+ 180+90 + 346+1104 + 70 = 9320 кг
в допустимых пределах.
На верхней сегкс центровочного графика нахоПри соблюдении правил загрузки вертолета все
дим точку, соответствующую весу и центровке пус- эксплуатационные центровки будут располагаться
того вертолета (в нашем примере вес пустого вер- в допустимых пределах.
Г Л А В А IV
ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА
Ниже приведены максимальные и минимальные
скорости горизонтального полета, скорости при моторном планировании и на режиме самовращения
несущего винта, максимальные вертикальные скорости, время набора высоты, максимальная высота,
дальность и продолжительность полета вертолета.
Летные характеристики транспортного и пассажирского вариантов вертолета даны для взлетных
весов 11 100 и 12000кг.
Максимальные скорости горизонтального полета:
Высота полета
м
Истинная скорость Скорость по при
(при МСА)
бору п км(чпс
км/час
Продолжение
Высота полета
м
1000
2000
3000
4000
Истинная скорость Скорость по при(при МСА)
бору в км/час
км /час
240
230
200
185
155
180
155
120
Минимальные скорости горизонтального полета
С взлетным весом 11 100 кг
С взлетным весом I I 100 кг
У земли
О
О
У земли
250
250
500
1000
255
260
250
250
500
1000
2000
3000
4000
4500
71
73
76
80
100
135
60
60
60
60
75
100
2000
230
210
3000
4000
4500
205
190
175
175
150
130
У земли
С взлетным весом 12000 кг
230
230
300
235
230
С взлетным весом 12000 кг
У земли
500
1000
О
71
73
О
60
60
ше установленных минимальных скоростей по вы(см. рис. 18 и 19).
Истинная скорость Скорость по при- сотам
На рис. 21 и 22 показаны зависимости предель(при МСА)
бору в км 1час
ных взлетных весов вертолета от высоты располокм /час
жения площадок над уровнем моря и температуры
наружного воздуха при взлетах и посадках по вер60
76
толетному вне зоны и в зоне влияния «воздушной
подушки». 4<шI км/час
60
80
Продолжение
Высота полета
м
2000
3000
4000
90
120
На графиках (рис. 18 и 19) показаны истинные
Уист и приборные У„р максимальные и минимальные скорости горизонтального полета вертолета с
взлетным весом 11 100 и 12000 кг в зависимости от
высоты полета.
Нкм
X ^-
-Л^
1 /
1 /
у
ч
\
\1
\
^
апьные
^ [>«'шим
скор ?сти
^'
V
\у
,
' ско 10СП и
^^ \
N
Г Мит
-V-
\
4
1
1
1
1
1
150
200
250
Рис. 18. Максимальные и минимальные скорости горизонтального полета вертолета с взлетным весом
11 100 кг
График тарировки указателя скорости, проведенной на мерной базе 3 км, представлен на рис. 20.
Висение на вертолете разрешается на высоте до
10 м от земли, в диапазоне же высот 10—200 м —
только в случае крайней необходимости, так как
при отказе двигателем затруднены переход вертоКМ
/
'
ч
^\
пш»,ные
/
^ Vм акси
рос/ ли.
ско
У
^ \
-т
\ \
*альные
>минш
\) \
СП 1РОС1ли
^ Упр
\\
/
,
1
-^
^ %п
,'
1
50
100
150
150
100
О
\,Йакс инш ьные
4
100
200
50
У„р
50
250
200
,'
Чкм/час
Рис. 19. Максимальные и минимальные скорости юризонтального полета вертолета с взлетным весом 12 000 кг
лета на режим самовращения несущего винта и
посадка.
На высотах более 200 м, когда трудно определить
истинную скорость полета по земным ориентирам,
скорость полета по прибору должна быть не мень-
/
У
у
50
/
100
/
150
/
200
/
V„р км/час
Рис. 20. Тарировочный график указателя скорости полета
По графику, обозначенному цифрой «1» на рис.21
определяется вес вертолета на висении вне зоны
влияния «воздушной подушки» (20—25 м от поверхности площадки до колес шасси) при работе двигателей на взлетном режиме от барометрической
высоты площадки. Зависимости даны для различных температур наружного воздуха от +40° С до
—40° С через каждые 10° С. Для обеспечения запасов путевого управления на висении вес, найденный
по графику «1», должен быть скорректирован в сторону уменьшения.
Величина поправки зависит от барометрической
высоты площадки и температуры наружного воздуха на ней. Для определения поправок служит график, обозначенный цифрой «2» (см. рис. 21). Этот
график построен из условия обеспечения запаса путевого управления 10% ( \ В м м ) ' от.полного диапазона хода педалей.
Максимальная тяга вертолета в стандартных
условиях вне зоны влияния «воздушной подушки»
равна 11 250 кГ. На высоте 1000 м по графику «1»
при / н . в .= + 10°С максимальная тяга равна 10900кг,
по графику «2» поправка составляет 300 кг.
Из веса 10900кг. найденного по графику «1», вычитаем поправку к весу 300 кг, найденную по графику «2», и определяем предельный вес вертолета
10600 кГ. Предельный вес вертолета при взлете повертолетному с разгоном п зоне влияния «воздушной подушки» определяется таким же образом по
графикам рис. 22. При достаточном запасе путевого
управления взлет по-вертолетному в зоне влияния
«воздушной подушки» без касания колес шасси поверхности площадки обеспечивается при таком весе
вертолета, с которым он может зависнуть при взлетном режиме работы двигателей на высоте Зм до
колес при высоте расположения площадки до 3000 м
над уровнем моря и 4 .и до колес при высоте выше
3000 м. При определении предельного полетного во1
Поскольку при запасе 10% требуется точное пичотиршы
пне. то в инструкции летчику д;ш график при запасе путевою
мфивлення 15%.
ьооо
7000
8000
3000
10000
11000
12000
Полетный бес &6кг
Рис. 21. Зависимость предельного взлетною веса вертолета от высоты расположения площадки над уровнем моря и температуры наружною воздуха при взлете и посадке по-вертолетному вне зоны влияния
«воздушной полушки»
Вы с о га полета в м
га при взлетах и посадках г площадок, расположенСкорость в м/сек
ных выше 3000 м относительно уровня моря, полу4500 (максимальная высота поле0,5
ченный по графикам (см. рис. 22) вес следует умень- та)
шить на 250 кг.
При взлетах и посадках по-самолетному вес, опС вг'К'тным весом 12000 кг
ределенный для взлета и посадки по-вертолетному
в зоне влияния «воздушной подушки* (см. рис. 22),
чпя пометя и м
Скорость в м/сек
на площадках до 1500-м относительно уровня моря
у земли
4,0
можно увеличить на 1000 кг и на площадках выше
1000
3,5
1500 л — на 800кг. Во всех случаях предельный вес
2000
2,9
не должен превышать максимальный взлетный вес
3000
2,2
вертолета 12 000 кг.
Тяговые характеристики несущего винта с учетом
2000 (максимальная высота поле0,9
ограничений по запасам путевого управления и та)
взлетно-посадочные характеристики обеспечивают
эксплуатацию вертолета с взлетом и посадкой на
Графики максимальных вертикальных скоростей
площадках, расположенных на высотах до 4000 м
при наборе высоты приведены на рис. 23 и 24.
нал уровнем моря.
Максимальные вертикальные скорости при набоПриведенные выше данные определены при летре
высоты получаются при скоростях полет.ч
ных испытаниях.
Максимальные вертикальные скорости набора Упр = 110-т-120 км/час. Эти скорости являюIсм наивыгоднейшими для получения максимальной сковысоты:
роподъемности, продолжительности и для продолС взлетным весом I I 100 кг
жения полета при отказе одного из двигателей.
Время набора высоты:
Скорость в м/сек
Высота полета в м
у земли
1000
2000
3000
4000
5,0
4,8
4,3
3,0
2,0
С взлетным весом 11 100 кг
Высота в м
1000
Время в мин
3,5
200(1
7,0
мои
зроо
12000
1000
1000
8000
10000
3000
11000
КООО
13000
Полетный бес С 6 кг
Рис 22. Зависимость предельного взлетного веса вертолета от высоты расположения площадки над уровнем моря и температуры наружного воздуха при взлете и посадке по-вертолетному в зоне влияния «воздушной подушки.»
Якм
Нкм
10
20 Тмин
10
Рис. 23. Максимальные вертикальные скорости и время набора высоты вертолета с
взлетным весом 1! 100 кг при номинальной
МОЩНОС1И двигателей
20
10
Тмин
Рис. 24. Максимальные вертикальные скорости и
время набора высоты вертолета с взлетным весом
12000 кг при номинальной мощности двигателей
Время в мин
Высота в м
3000
П.-'
4000
17.0
4500
Снижение вертолета может производиться как на
планировании с работающими двигателями, так и
на режиме ишовращения несущего винта.
М и н и м а л ь н ы е вертикальные скорости снижения
на режиме самовращения несущего винта получают
С взлетным ином 120(0 л^
Время и мин
Высота полета ч м
1000
-1.')
2000
!И
3000
1(1
4000
25,4
-10
Графики времени набора высоты на наивыгоднейшей скорости полета показаны на рис. 23 и 24.
На рис. 25 показана расчетная зависимость максимально допустимой высоты полета от полетного
7000
ооо
6000
5000
то
Полезная нагрузка 1груз+топли6о)1 кг
зт
т!
*
>. ^ ^
•^ ^~
*»_
•~^ ~~.
•V ^ ^ •^ ь.
•^ч.
"•V
^_
Л,
^ "^
*>. ^
^.^
.^ъ
^
И &'
г^.
зооо
ют
~-^
^ С' *^ г~^.
^_
2000
150_________200
•^ ~^
^Ч.
^
1
^-
•^ •^
-~ ^
пооо
вел
Полетный 1ес1кг
Рис. 25. Зависимость динамическою потолка от полет-
ною веса и .полезной нагрузки при различных температурных условиях
веса вертолета и полезной нагрузки при различных
температурных условиях. Из графика рис. 26 видно,
что при отказе одного из двигателей и работе д р \ -
-12
УУ к/сек
Рис. 27. Зависимость вертикальной скорости
снижения (с высоты 500—1000 .«) от скорости
полета вертолета с взлетным весом 11 100 кг
на режиме самовращения несущего винта
ются на скоростях полета Г П! ,= 140-: 150 км/час.
Минимальная вертикальная скорость снижения
вертолета с полетным весом 11 100кг на режиме
самовращения несущего винта с высот 500—1000 .и
составляет 8,0м/сек (рис.27).
Максимальная дальность полета при снижении
на режиме еамовращения несущего вини! получается на скорости 180 км/час
ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ
ПОЛЕТА
Дальность и продолжительность полета вертолета определяю гея по замеренным в летных испытаниях фактическим километровым и часовым расходам топлива.
При запуске, опробовании двигателей на земле
и рулении вертолета на старт расходуется 30 кг
топлива в течение 5 мин. На взлет, разгон, установ-
ку режима набора высоты, торможение, висение
м посадку принят расход топлива 30 кг.
Расход топлива при наборе высоты 500 м при
взлетном весе вертолета 11 100 кг составляет 30 кг
и время набора 1,5 мин; при взлетном весе 12000^
соответственно 35 кг и 2 мин. Путь, проходимый
при наборе высоты, равен 5 км. Расход топлива при
снижении на режиме моторного планирования с высоты 500 м составляет 20 кг
На рис. 28 показаны графики зависимости веса
перевозимого груза от дальности полета вертолета
Ми-8Т с взлетными весами 11 100 и 12000 лч1 при
заправке основных топливных баков 2046 и 1450/XV
Графики построены с учетом веса, приведенного
-ад -да
-20 -ю
о
30 Г°С
Рис. 26. Зависимость полетного веса от высоты
полета и температуры наружного воздуха при
отказе одного из двигателей и работе другого
на взлетном режиме (Упр = 120 км/нас, У„ = 0)
в табл. 6.
На рис. °9 показаны графики зависимости веса
перевозимого груза от дальности полета вертолета
Ми-8П в пассажирском и транспортом в а р и а н т а х
с заправкой основных топливных баков 2046 и
1450 л.ч'. Графики построены с учетом веса, приведенного в табл. 7.
В вариантах с увеличенной дальностью полета
учтен невырабатываемый остаток топлива (10 л\-)
того на взлетном режиме обеспечивается полет вер- в каждом дополнительном баке.
толета без потери высоты с полетным весом 11 400 к?
В табл. 8 и 9 приведены данные по расходу топна высоте от 0 до 1000л при МСА.
лива, практической (альности и продолжительности
с Ш.""Шч ^
'
,ч
«000
^
1000
ч
/
ч
"^
2000
ч
Ч
ч
\^
ч
Ч.
Ч.
топливным Паком ^^
1
ч Чч ч
Транспортный вариант
ч ч / ' &1щ ' 12000т
ч
, чч Ч
Ч
3000
ч
.ЛV
^
С 0А»/« исполнительным"
1^
•*^.
Ч^ ^
*
/000
4000
^
N\
ч
е«м='2оо0«
ч"^
^
С Мумя дополнительными '
топливными Саками —
*>
чЧ ^
Шсажирсмий Оа/шам Ч 4 Ч
Чч
/
С одним дополните^ ныи
топлибныи бакан
ч
/
V
2000
ч.
Ч
"^
ч
чч
1 У^
I
С двумя Зопояиитсяьньп№/
топливными Паками
/000
4
Чч
Ч%
х
1 .-
ч| •
Тч
у
Ч
0
250
500
750
(000 1.КМ
4>
«000
?мя- »ЯЮх*
Ч
Ч
5000
ч ^/
ч
ч
1
X
Ч
X
250
ч
ч,
ч^ /
X
Чч
У
Ст-»«»«
/*
•ч
ч
/К
3000
^
1/
Ч|
,' ч]
/,и^
*""
^ •* ч
С ОД/мя оополнительными
топливными вшами
2000
250
500
»;
750
ч^ 4
чЧ
Сва." 12000кг
ч
Ч^|
ч. ,/
\ 41
вариант
6Ил.» 11573кг
ч
ч4
ч
с одмш дополнительным
таплионым Наком
ч^
*ч
/^
Ч
Ц
^ **" ч ^
Ч
С обут дополнительными
таплиЯниши баками
Г000
г'
/
/000 2. км
ТР аиспортмый Ьариант
т ссажирский
Ч,
х1
Ч
"^
ч /
чч
V
^
/1^Ч.^ ^
2000
/ ч,
Сад/и/м дополнительным
топ яибным Каком
(000
ч
^
—и
750
500
им
250
500
ч
750
Рис. 29. Зависимость веса перевозимого груза от дальности полета вертолета Ми-8П:
(1-е запрапкон основных оаков топливом в количестве
2046 кг; б—с заправкой основных баков топливом в количестве 1450 кг
Рис. 28. Зависимость веса перевозимого груза от дальности полета вертолета Ми-8Т:
и—с заправкой основных баков топливом в количестве
2046 кг; б—с заправкой основных баков топливом » количестве 1450 кг
30
Таблица 6
С заправкой основных топлив-
Таблица 7
ных баков
2046 кг
(с
оборудованием)
Экипаж (3 человека)
Масло
Аэронавигационный
запас топлива
Топливо на переходные режимы
Итого
Груз (Сгр)-т-топливо
(Отопя)
на горизонтальный полет
1450
С заправкой основных топливных баков
кг
12000
7003
11100
6965
12000
6*965
270
70
100
270
70
100
270
70
70
270
70
70
110
7553
3547
ПО
115
7558
4442
11573
7283
270
240
70
305
70
305
270
70
305
240
70
115
115
115
115
Итого:
7843
(СГр) 4-топливо
4157
8053
3947
7760
4240
8013
3560
высоте
Таблица 8
500 м
Аэронавигационный
Топливо на переходные режимы
Груз
(О т оп л)
на
тальный полет
горизон-
Данные по расходу топлива, практической дальности и продолжительности полета
при заправке основных баков топливом 2046 кг
Вариант вертолета
Полный
Взлетный чапас топ-
вес
XI
Остаток
топлива
Запас топлива на
горизонлива при при посад- тальный
ке
взлете
полет
кг
кг
кг
пассатранс- пассажирский портный жирский
вариант вариант вариант
12000
7000
(с
запас топлива
полета различны* вариантов вертолета на высоте
500 м с заправкой основных топливных баков 2046 к?
(табл. 8) и 1450 кг (табл. 9). Остаток топлива при
посадке принят в зависимости от варианта вертолета и составляет для Ми-8Т 5% от полного запаса
1450 кг
12000
7323
вертолет
оборудованием)
Экипаж
Масло
7490
4510
\
12000
7083
Взлетный
Пустой
115
7485
3615
2046 кг
Наименование веса
(в кг)
11 100
7003
транспортный вариант
Наименование веса
(в кг)
Взлетный
Пустой вертолет
топлива; для Ми-8П он должен обеспечить полет
в течение 30 мин на крейсерской скорости.
вертолета
на
305
расход ПродолжительКрейсер- Средний расход Дальность по- Средний
топлива на
ность полета
ска»
топлива на
лета на
•коноыичесна •кономискорость крейсерской
крейсерской
кой
ческой
истиннаи )
скорости
скорости
скорости
скорости
км/час
кг/км
км
к:]час
час-мин
Ми-бТ
Транспортный
ант
вари-
11 100
2016
100
1836
225
2,76
670
475
4-00
Транспортный
ант
вари-
12000
2016
100
850
3-40
вари-
150
890
490
5—10
1633
2,92
2,80
2,92
2,78
500
Транспортный
210
225
210
225
650
981
850
ант с одним дополнительным баком
Транспортный вариант с двумя дополнительными баками
Перегоночный вариант с двумя дополнительными баками
Ми-8П
Пассажирский вариант (28 пассажиров)
Транспортный
ант
вари-
Транспортный варцант с одним дополнительным баком
12000
12000
2723
3430
200
850
210
480
6-35
225
2,92
2,75
1140
2285
10876
3430
200
3135
225
2,7
1175
455
7—00
12000
1792
305
850
210
225
2,92
2,8
2,92
2,8
2,92
2,78
500
505
2-55
570
500
3-15
830
•490
4-50
12000
12000
2010
2723
305
315
557
850
771
850
1473
31
210
225
210
225
Продолжение
Вариант вертолета
Транспортный вариант с двумя дополнительными баками
Перегоночный вариант с двумя дополнительными баками
Полный
Остаток
Взлетный запас топтоплива
вес
лива при при посад*
кг
взлете
ке
кг
кг
12000
10980
3430
3430
325
325
Запас топКрейсер- Средний расход
лива на
топлива гна
ска»
скорость
(нстнннаи)
хм/чае
крейсерской
скорости
кг/км
850
2165
210
2,92
225
2,75
3000
225
2,71
ГОрИЗОН-
полет
кг
П р и м е ч а н и е . В числителе показаны значения,
в знаменателе—менее 11 100 кг.
расход ПродолжительДальность Средний
топлива .на ность полета
полета на
экономичес- на экономичскрейсерской
кой
скорости
скорости
скорости
км
час-мин
кг /час
Запас топОстаток
лива на
топлива
горизонлива при при посад- тальный
взлете
ке
полет
кг
кг
кг
Полный
Вариант вертолета
Ми-871
Транспортный
ант
Транспортный
ант
вес
кг
480
6—20
1120
455
6—40
соответствующие полетному весу вертолета более 11 100 кг,
Данные по расходу топлива, практической дальности и продолжительности полета
.и при заправке основных баков топливом 1450 кг
Взлетный запас топ-
1065
вертолета
Крейсер- Средний расход Дальность
ская
полета на
топлива на
скорость
крейсерской крейсерской
скорости
скорости
истинная)
км
км/час
кг/к*
на
высоте
Таблица 9
500 м
Средний расход Продолжительтоплива на
ность полета
экономичес- на экономикой
ческой
скорости
скорости
кг /час
час-мин
вари-
11 100
1420
70
1270
225
2,8
465
480
2—50
вари-
12000
1420
70
850
415
850
1075
210
225
210
2,92
445
510
2—40
2,83
2,92
2,8
685
495
4—00
850
1755
210
225
2.92
930
490
5—30
2560
225
2,68
960
445
5—45
375
500
2—15
625
505
3—40
880
490
5—00
890
450
5-20
Транспортный вариант с одним дополнительным баком
12000
Транспортный вариант с двумя дополнительными баками
Перегоночный вариант с двумя дополнитель-
12000
2130
2840
115
160
10145
2760
135
11573
1420
305
225
2,78
ными баками
Ми-8П
410
210
625
225
Транспортный вариант с одним дополнительным баком
12000
2130
315
410
1325
210
225
2,9
2,82
2,92
2,8
Транспортный вари"нт с двумя дополнительными баками
Перегоночный вари-
12000
2840
325
410
2025
210
2,92
225
2,79
2380
225
2,7
Пассажирский
вари-
ант (28 пассажиров)
ант с двумя дополнительными баками
10250
2760
П р и м е ч а н и е . В числителе
в знаменателе—менее 11 100 кг.
325
показаны
значения,
соответствующие полетному весу вертолета более
11 100 кг,
ГЛАВА V
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ПРОФИЛЯ ЛОПАСТИ НЕСУЩЕГО ВИНТА
Несущий винт вертолета — левого вращения,
имеет 5 лопастей прямоугольной формы в плане с
хордой лопасти 520 мм.
Лопасти несущего винта имеют профиль ЫАСА-230
на участке от комля, относительный радиус
г=0,1924, до сечения г=0,2676; на участке от
г = 0,2676 до г=0,3051—переходный профиль; на
участке от г=0,3051 до конца лопасти — профиль
МАСА-230М, который представляет собой модифи22
СечЛ>1 2 3
3
МСА-230М
Профиль
Ьм
тся-гъо
изменении моментных характеристик лопасти. Путем отгиба триммера регулируются усилия на органы управления вертолетом. Кроме того, триммер
используется при регулировании соконусности лопастей несущего винта.
^Переходный профиль
^)ри ммер
/75
——1—*—I————»
1%
\
12
11
Толщина профиля
^
10
Г
5
4
•^
3
Геометрическая крутка лопасти.
=^
г
•"->>,
^
^--^ ^^
^^^^
1
О
0,1
Ц2
О?
Щ
0,5
ЦВ
0,7
0,8
•^-^
О?
1,0
Рис. 30 Геометрические характеристики лопасти
к.щию профиля ЫАСА-230, выполненную путем отгиба вверх хвостика для получения кабрирующего
момента.
Рис. 31.
Коэффициент подъемной
\АСА-230-12
силы профиля
Аэродинамические характеристики профилей
Относительная толщина профиля с в комле 13%,
ЫАСА-230-12
и МАСА-230-12М (рис. 31, 32, 33
на участке от г=0,230 до г=0,2676 с=12%, на
и 34) построены по данным продувок профилен в
участке от г = 0,3051 до конца лопасти с= 11,38%,
аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101 с пересчеостальные участки имеют переходную толщину протом на натурные числа Ке.
филя (рис. 30).
Лопасть имеет геометрическую крутку 5° на
участке от сечения № 1 до сечения № 4; далее крутАЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ка изменяется по линейному закону и равна 0"-на
ФЮЗЕЛЯЖА
конце лопасти, в сечении № 22.
На рис. 30 приведены форма лопасти в плане и
Аэродинамические характеристики' фюзеляжа
графики изменения относительной толщины профи- (см. рис. 31—40) вертолета получены в результате
ля и углов геометрической крутки лопасти, выбран- продувки модели фюзеляжа в аэродинамической
ных из условия получения высокого аэродинами- трубе ЦАГИ Т-102. Модель выполнена в масштабе
ческого качества несущего винта и обеспечения ди- 1 :8. Испытания проводились на полной модели с
намической прочности лопасти. Металлическая конвтулкой, шасси и стабилизатором.
струкция лопасти позволяет точно выдержать теоретический контур профиля.
1
Коэффициенты сил отнесены к скоростному напору и к
Лопасть имеег триммер, представляющий собой площади,
сметаемой несущим винтом. Коэффициенты момендуралюминовую пластинку, выступающую за пре- тов отнесены
к скоростному напору, к площади, сметаемой
делы задней кромки лопасти. Триммер служит для несущим винтом, и к радиусу несущего винта.
Ц95 I
ЦЮ
0,15
0,20
Рис 33. Поляра профиля ЧАСА-230-12
Рис. 32. Коэффициент подъемной силы профиля ЫАСА-230-12М
Рис. 34. Поляра профиля №СА-230-12М
34
На рис. 36 приведен график коэффициента подъемной силы фюзеляжа при углах установки стабилизатора от +5° до —30°.
На рис. 37 приведен график коэффициента продольного момента фюзеляжа при различных углах
Принятое правило знаков и схема отсчета углов
установки стабилизатора приведены на рис. 41.
Угол атаки фюзеляжа асгф
отсчитывается от
строительной горизонтали фюзеляжа.
&»*
-И*
V
0,002.5
\
- -5*
475
-20
-Ю
-0,1025
-I—"-
-10
Ю
А°
Рис. 35. Коэффициент лобового сопротивления модели фюзеляжа в зависимости от
угла атаки
бсз стабилизатора
На рис. 35 показан график коэффициента лобового сопротивления модели фюзеляжа в зависимости
от а
сгФ- Из графика видно, что на больших отри-
Рис. 37. Коэффициент продольного момента фюзеляжа при различных углах установки стабилизатора и
угле скольжения (5=0
установки стабилизатора от +5° до —15° и без
стабилизатора. Как видно из графика, фюзеляж
без стабилизатора статически неустойчив, так как
при увеличении угла атаки фюзеляж создает аэродинамический момент, стремящийся увести вертолет на еще большие углы атаки, и наоборот. Степень неустойчивости т" при переходе из области
-НО!
Рис. 38. Коэффициент боковой силы фюзеляжа при полете вертолета со скольжением с различными углами атаки
Рис. 36. Коэффициент подъемной силы фюзеляжа
при различных углах установки стабилизатора
нательных и положительных а наблюдается значительное увеличение коэффициента лобового сопротивления.
35
отрицательных углов атаки в область положительных углов изменяется от 0,0069 до 0,0172.
Фюзеляж со стабилизатором статически устойчив
при углах установки стабилизатора ф ст =+ 5°-=-—5°
в области углов атаки фюзеляжа —15°-т- +4°. Степень устойчивости т° =—0,0115-г-— 0,00173. При
больших углах установки стабилизатора и более по-
На рис. 38 приведен график коэффициента боковой силы фюзеляжа, которая возникает при полете
вертолета со скольжением при углах атаки фюзеляжа от «+20° до «—20°. На рис. 39 — график
коэффициента момента крена фюзеляжа при углах
атаки а от ~+20° до »— 20°. Фюзеляж обладает
поперечной статической устойчивостью лишь при
больших отрицательных углах атаки (а= — 19,8°)
в диапазоне углов скольжения Р = — 4°-ь
На рис. 40 приведен график коэффициента момента рысканья фюзеляжа вертолета. В области
углов скольжения — 15°<р< + 15° фюзеляж не обладает путевой статической устойчивостью. При
больших углах скольжения характеристики путевой устойчивости несколько улучшаются.
-Ц0050
Рис.
39. Коэффициент момента крена фюзеляжа при
различных углах атаки
ложительных углах атаки, соответствующих планированию вертолета на режиме самовращения несущего винта, фюзеляж со стабилизатором имеет нейтральную устойчивость, что объясняется срывом
потока с поверхности стабилизатора.
Рис.
В области углов скольжения +15°-=- +20°<р<
< — 15° н- — 20° фюзеляж практически нейтрален
(для углов .атаки а<0), а при 20°<р< — 20° обладает путевой статической устойчивостью (за исключением кривой а=9,9° при р<— 22°). При угле атаки а= — 19,8° на малых углах скольжения р = — 3°-н+ 2° фюзеляж обладает путевой статической
устойчивостью.
Производная с92 во всех случаях приблизительно равна —6,3, а среднее значение т& , характеризующее степень поперечной неустойчивости по углу
скольжения, приблизительно равно 0,56, что имеет
место при а=0°.
40. Коэффициент момента рысканья фюзеляжа вертолета
Г Л А В А VI
БАЛАНСИРОВКА И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Приведенные в данной главе графики построены
по данным, полученным при испытании вертолета.
Принятые в них буквенные обозначения и правила
знаков показаны я таблице 10 и на рисунке 41. Си-
стема координат (левая) и соответствующие ей знаки моментов, действующих на вертолет, а также
знаки угловых скоростей вертолета показаны на
рис. 42.
36
Вертикаль
Несущий бинт
Ось вращения несу
щего винта
Конструктив-?
ная плоскостьнесущего
Вид по полети
Плоскость,параллельная конструктив
ной плоскости несущего винта
винта
Строительная горизонталь
фюзеляжа
Центр
тяжести
Стабилизатор
Строительная горизонталь
Фюзеляжа^.'
Вид сверху на педали
Рис. 41. Принятые обозначения и правила знаков
Рис. 42. Система координат и установленное направление положительных моментов и угловых скоростей вертолета
Таблица 10
Обозначения
Параметры
Отклонение
кольца
автомата перекоса:
—в продольном направлении
-в поперечном направлении
Отклонение ручки управления
циклическим
шагом несущего винта— в продольном направлении
—в поперечном направлении
Отклонение педалей
управления
хвостовым
винтом
Усилия на ручке управления
циклическим
шагом несущего винта— в продольном направлении ~
—в поперечном направлении
х°
1)"
1Х мм
1? мм
/„ мм
Р* кГ
Рг кГ
в
Усилие на педалях
Рн кГ
Угол установки стабилизатора (угол, заключенный между хор-
О
дой-
стабилизатора
и
строительной
горизонталью фюзеляжа)
Угол установки лопастей хвостового винта
о
Угол тангажа (угол,
заключенный между строительной горизонталью
фюзеляжа и линией горизонта)
Угол крена вертолета
(при
виде сзади по полету)
Угол скольжения вертолета
Центровка вертолета
(расстояние от центра
тяжести до оси или плоскости вращения несущего винта)— по горизонтали
x^ м
— по вертикали
у-, м
0°
Vе
Р*
Продолжение
Параметры
Правила шякон
4-кабрирование
—пикирование
4- влево
—вправо
|-на себя
Угол установки лопастей несущего винта (об
щий шаг по указателю)
Угол отклонения закрылков лопастей несущего винта
Высота полета
Скорость полета по
прибору
Обозначения
Правила знаков
*\ к
5,
-(- вниз
Н м
V,
км /час
— от себя
4-влево
Графики балансировочных кривых (см. рис. 44,
46, 48) показывают изменение по скорости установившегося полета потребных отклонений органов
управления вертолета и усилий управления, необходимых для осуществления этих отклонений, и соответствующих значений общего шага несущего
винта (см. рис. 43), а также углов тангажа (см.
рис.
45) и крена (см. рис. 47) в полете. Кроме того,
4-давящее усилие ручв них приведены балансировочные кривые, показыки на летчика
вающие изменение по углу крена потребных откло—тянущее усилие ручки от летчика
нений органов управления (см.рис. 50—52) и кривые зависимости углов крена от угла скольжения
4-давящее усилие ручки влево
(см. рис. 49). полученные в координированных сколь— давящее усилие ручжениях.
ки вправо
Регулировочные кривые систем управления вер4- давящее усилие на толета показывают зависимость углов отклонения
правую ногу
— давящее усилие на автомата перекоса и углов установки лопастей хво- стового винта от перемещения ручки и педалей
левую ногу
4- носок стабилизато- управления (см. рис. 53—55).
Наклон кривых продольного отклонения ручки
ра поднят
— носок стабилизато- управления (в градусах угла наклона автомата пера опущен
рекоса) по скорости полета к=1 (Упр) указывает
на характер перемещения ручки управления: прямой или обратный, а также (вследствие необрати4- при тяге хвостового винта, направленной мости гидроусилителей) на характер изменения
усилий. Наклон кривых позволяет также судить
влево
— при тяге хвостовоо статической устойчивости вертолета по скорости
го винта, направленной полета. Наклон кривых поперечного отклонения
вправо
ручки управления и перемещения педалей управ4- нос фюзеляжа вы- ления (изменение угла установки лопастей хвостоше линии горизонта
— нос фюзеляжа ни- вого винта) по скорости полета т|=/ (Ущ>) и ф хв =
=/ (Ущ>) показывает степень асимметрии управже линии горизонта
ления.
Разница в потребных значениях отклонений орга4- наклон влево
— наклон вправо
нов управления по сравнению с предельными возможными значениями, отнесенная к полному диа4- скольжение влево
пазону отклонений, показывает запасы управления
— скольжение вправо вертолета.
Испытания проводились на вертолете с нормальным полетным весом при нормальной (хт = 0,22ж),
предельно-передней (дст = 0,37.м) и задней (хт =
= —0,05л) продольных центровках, при среднем
-\- вперед от оси вра- угле отклонения закрылков на лопастях несущего
щения несущего винта
винта 63=8° (вниз) и при постоянном отрицатель— назад от оси вра- ном угле установки стабилизатора относительно
щения несущего винта
строительной горизонтали фюзеляжа, равном —7,3°
4- вниз от конструк(—6° относительно оси хвостовой балки). Полет на
тивной плоскости несу- скоростях Упр«60н-250 км/час выполнялся на выщего винта
сотах 100—500м, полет на малых скоростях У=0~
60 км/час проводился у земли.
— вправо
4- правая педаль вперед
.58
Под действием регулятора оборотов число оборо- отклонения ручки (и усилия управления) в направтов несущего винта при снятии балансировочных лении «от себя». При этом вблизи крейсерской скоах
кривых оставалось постоянным.
рос.и полета Ущ, = 200 км/час градиент—— состава1/,.р
Балансировочные кривые (рис. 43—58) даны для
двух вариантов вертолетов: транспортного Ми-8Т ляет около —2,1 градуса на 100 км/час.
Переход от передней к задней центровке требует
(фст = __6°; хт = 0,37 м; л-т = 0,22 м и хт = —0,03 м) и
пассажирского Ми-8П (фст =—3°; хт = 0,3 м и х? = изменения балансировочных отклонений ручки уп= —0,08 м) для трех режимов 'полета — горизон- равления в направлении «от себя», и в диапазоне
//у//
Т =0,22м
/V////
//
/////////(//
&83л=11100кг
(///(//////////////////////////////,„/„„
, ;,,,,
Максимальный цгол мь<г/дЬя УШВ)
10
^
/// //>
О
%
-^
• -», -» •^
, нпИор шНе
/
^^
_~-
^-"
<
^ ^*
е**
**• ^Горизонтальный пш гт
* Полет на режиме
Минимальный угол 1рлн,=0*7{поУШ&) — счмобращения
несу Щт
бинта с Н=вООм
»\»*»\»)»
' '"\"\"\"\"
'
"Г'
50
100
150
200
Vпр км/час
Рис. 43. Зависимость потребных углов общего шага несущего винта от скорости полета
тального полета, набора высоты и режима самовра- скоростей полета Кпр= 100 -;-250 км/час это измещения несущего винта. Показаны также отклоне- нение характеризуется осредненным градиентом
ния органов управления на режиме висения.
—— -0,67 в н-0,75 в на 100 мм.
На рис. 43 показано изменение потребных углов
общего иша несущего винта в зависимости от скорости полета гр0. ш = / ( У П р ) . Для полета на режиме
Для перехода от режима горизонтального полета
набора высоты с номинальной мощностью со ско- в набор высоты при полете с нормальной центровростью Упр=ЮО км/час потребный угол ф0. ш равен кой х,. = 0,22лг на рекомендуемой скорости набора
7,1°. При планировании на режиме самовращения К пр =120 км/час требуется перемещение ручки упнесущего винта со скоростью 1/пр~ 150 км/час общий равления «от себя» на величину около Ах = —0,4°.
шаг составляет ф0. ш—1,9°. На режиме висения Для перехода от режима горизонтального полета
Фо. 111 = 7,5°, П Р И возрастании скорости горизонталь- в режим самовращения несущего винта на реконого полета потребный угол уменьшается до ф0. ш =
мендуемой скорости Упр= 140 км/час требуется от= 4,8° при К1ГР= 100 км/час, а затем опять увеличи- клонение автомата перекоса «на себя» на Ах = 0,55°
вается до ф0. ш=8,3° при УПр = 235 км/час.
при центровке *т = 0,22л<.
На рис. 44 представлены графики зависимости
Наибольшее отклонение автомата перекоса в напродольного отклонения автомата перекоса к от правлении «на себя» имеет место на режиме висескорости полета по прибору Ущ>. Как следует из ния с предельно-передней центровкой и составляет
графика для вертолета Ми-8Т, на участке малых х=1,55° для вертолета Ми-8Т и х=1° для вертоскоростей полета У=0 -. 40 км/час балансировоч- лета Ми-8П. При этом запас управления составляет
ные кривые показывают большой отрицательный соответственно Ах = 3,95° и Ах = 4,5° или 31,6% и
градиент изменения к но V. На скоростях от 45 до 36% от полного диапазона продольных отклонений
90— 100 км/час кривые имеют положительный на- автомата перекоса. Наибольшее значение х в наклон, уменьшающийся с увеличением скорости по- правлении «от себя» х = —4,85° для вертолета
лета. На скоростях более 100 км/час, которым соот- Ми-8Т и х=—4,2° для вертолета Ми-8П получено
ветствуют режимы длительного установившегося на максимальной скорости горизонтального полета
полета, балансировочные кривые х=/ (V) имеют 1/пр = 250 км/час при предельно-задней эксплуатаотрицательный наклон, т. е. имеет место прямой ционной центровке. Запас управления при этом
характер изменения балансировочных отклонений Ах = —2,15°, т. е. 17% от полного диапазона преавтомата перекоса (и соответственно усилий про- дельных отклонений автомата перекоса для вертодольного управления) по скорости полета: для пе- лета Ми-8Т и Ах = —2,8° или 22,4% от полного
рехода на большую скорость требуется увеличение диапазона для вертолета Ми-8П.
39
Балансировочные кривые углов тангажа д =
==!(^пр) относительно строительной горизонтали
фюзеляжа показаны на рис. 45. С ростом скорости
полета и при переходе к более передней центровке
угол тангажа изменяется в сторону отрицательных
значений, т. е. на пикирование. При висении вертолета с предельно-задней центровкой хт =—0,03 л
для вертолета Ми-8Т и хг = —0,08м для вертолета
н /////////
100 км/час
в
зависимости
от
центровки.
Наибольшее балансировочное отклонение ручки
управления влево, достигаемое на больших скоростях полета, составляет л = 1,6° на скорости Упр =
= 250 км/час при передней центровке. Минимальный запас
управления влево соответственно равен
Дт1 = 2,6э или 34,2%. Наибольшее отклонение ручки
управления вправо получено на режиме висения
Горизонтальный полет
. Предельное отклонение кольца автомата перекоса назав+5°Л)'±12
/ж/////////////////////////////
////////// ///////// ////////
2
1
——— ч>СТ=-з°{м-дпу
\
1 Ч
Ч4
Ч чч
0
Ч Ч
4
-1
^
.
ч^
-2 ^
» Ч
-3
"г',
7
•ч
V
^
И земли
^
^ ът
•^
^н ^т
100
^«
== ~~. ^,
0.яп/д?> ^. 200
Укм/час
сдш они,шя
^
>»« -а. 4{
уи ш ЛНЯ111^
1
^~ г-Ц 22м Ч ,4, ^Хт-0,* \м
_)
**ч
Ч
"**
набор на Не
^„1
ч 1,37м
1
^
Ч
=«* •». !9м •ч
.хг^,22м
^м
V
^ч
Н= 200+500»
-Ч
*>* «
<
^*< »
?т=0,
^ ъ 0=-1\03н
-5
-6
-7 Х
'
^Предельное отклонение кольца абтвмата перекоса блёрёЗ-Т-ь 'г-
Рис. 44. Зависимость потребных углов к.0 отклонения автомата перекоса в продольном
правлении от скорости горизонтального полета
на-
и полете на малых скоростях у земли и равно —0,8°.
Запас поперечного управления вправо равен Дт) =
со скоростью УПР = 220 км/час при передней цент- = —2,6° или также 34,2% от полного диапазона поровке хт = 0,370ж угол тангажа для вертолета перечных отклонений автомата перекоса.
Ми-8Т имеет максимальное отрицательное значеНа рис. 47 дан график зависимости угла крена \
ние (на пикирование) и составляет •& = —3,6°. При от скорости полета. На всех режимах полета измеэтом изменение продольной центровки на 100 мм нение угла крена весьма незначительно. В среднем
вызывает изменение балансировочного значения До Кпр = 50 ; 60 км/час угол крена вправо составляет у = —2° : —1,5° и на висении у = — 2,5°.
угла тангажа в среднем на Ф=1,4°.
Балансировочные зависимости углов установки
Максимальное отрицательное значение тангажа
для Ми-8П имеет место в горизонтальном по- лопастей хвостового винта от скорости полета фх.в=
лете со скоростью У = 250 км/час при предель- = / (Упр) для набора высоты на номинальном режино-передней центровке хг = 0,3 м и составляет ме работы двигателей, планирования на режиме
самовращения несущего винта и горизонтального
в = -4,1°
На рис. 46 показаны балансировочные кривые полета представлены'на рис. 48. Кривые показывают, что с ростом скорости горизонтального полепоперечных отклонений автомата перекоса т) =
~ / ( У п р ) в режиме горизонтального полета для та до V— 110 -:- 130кл/час балансировочное значетрех значений продольной центровки вертолета. ние <р х .в>0 уменьшается, т. е. уменьшается потребС ростом скорости летчик для балансирования вер- ное отклонение правой педали вперед; в диапазоне
толета должен перемещать ручку справа налево. скоростей Ущ, = 130 -: 170 км/час педаль практичеАсимметрия поперечного управления при скоростях ски не перемещается, а на. скоростях свыше
полета КПр = 100-^200 км/час характеризуется зна- 170 км/час требуется перемещение правой педали
чением градиента — — в пределах 0,8 -1,25° на вперед.
Максимальное положительное значение фх.п поМи-8П угол тангажа достигает соответственно 6А°
и 7,1° (на кабрирование). В горизонтальном полете
40
Горизонтальный полет
Режим
самоорщсния несущ
'
Упр км/час
Линтп Т
/50
Рис. 45 Изменение угла тангажа 6" (относительно строительной горизонтали фюзеляжа) в
зависимости от скорости полета
Горизонтальный полет
Предельное отклонение кольца абтонато. перекоса блебо+Ч°12'±12'
-3
•Ш гдем ое о/углане^ие^ кольца автомата^ п •рероср. I пробе -ЗУУ+/2
Рис. 46. Потребные углы >| отклонения автомата перекоса в поперечном направлении в зависимости от скорости полета
УПр кн/час
Набор высоты и
сапобращение
несущ, бинта
Горизонтальный,
полет
Рис. 47. Изменение угла крена
в зависимости
полета
от скорости
скольжении летчик берет ручку управления «на себя», при этом запасы продольного управления увеличиваются. При переходе на большие углы право
лучено на режиме висения и составляет фх. в =14,2°,
минимальное -.- на самовращении фх.в =—1,6°. Соответствующие запасы путевого управления Дфх.в = 4,0°
и Дфх.в = —8,2°. что составляет 28,8% и 58,5% от
половины полного диапазона.
На рис. 49 представлены зависимости величины
угла крена от угла скольжения при координирован-
/
го крена (значительное скольжение вправо) угол х
вновь изменяется в сторону отрицательных значений, т. е. летчик отклоняет ручку управления «от
себя».
Предельное значение (рхв при отклонении прибой педали да упора
л1
Ч
V,**
10
0
5
-,1 гойфН О.Н
ч
-
и
1 \0
,1'й?< ли ае зн чче те, ч>* е
/п
|
- -
^
1
„,. ..
,**• *~
^*
\1х\\1/ча
2 70
1Ь0
*-•
сам ивр ащ( ~
•ни ч несущ. 1инпт
^ежим
Ч[Ш
ит км не^ ши ле Вой педа/ и до 1т Я №
Рис 48. Изменение потребных углов установки лопастей хвостового винта в зависимости от скорости полета
ных скольжениях на режимах набора высоты на номинальном режиме на Упр = 120 км/час, самовращения несущего винта на Упр=140 км/час и горизонтального полета на КПр—200 км/час при средней
центровке *т = 0,22 м. Из графиков видно, что на
всех режимах полета при р^5° увеличение сколь-
ю
Предельте отклонение автомата перекоса назад^30'±12'
'
Правый
крен
«•I
ПраПое сютжение^
На рис. 51 представлена зависимость т ] = / ( у ) .
При относительно небольших углах скольжения р\
соответствующих изменению углов крена у в преде-
* *~
-20
•**•
-10
^— в^^
да
Рис. 49. Зависимость величины крени от угла скольжения при
координированных скольжениях
жения плево требует увеличения левою крена и наоборот. При правом скольжении р=----15° наибольшая величина крена вправо получена на режиме
горизонтального полета: у——6,5°.
Па рис. 50 и 51 даны графики потребных отклонений органов управления х, ц и ф, „ по крену при
координированных скольжениях.
Из графика х- / (у) (ем. рис. 50) видно, что при
полете со скольжением продольные- моменты, действующие на вертолет, изменяются и сторону пикирования. Для устранения разбаланснровки при
—,
ч
0
1
*&+
Г*
, Левый
крен
•'
—— ^-—
10
а». .^ 2—
•*• —- ——-
..
20 у^=
•* •— ••
1
"
——— Горизонт.полегп Уп^Шы 1/час
Пе Ьсскамжс!
-Горизонт, тает Ии>=2
-Наёор высоты Ущ>=КО
-Самобращение несущ.бинта
д» "
*-. •^ -
^
-2 — —— набор высоты Ущ>=й0/т1/час
Предельное отклонение^автомата
перекоса вперед -7°±?г>
•"• —— ГпмпЛппшрипр иргши Я/1 нтп
Рис. 50. Зависимость отклонения автомата перекоса в продольном направлении от величины крена при координированных скольжениях
лах
18 : +10°
для горизонтального полета со
скоростью Кщ, = 200 км/час, -+9° для авторотации
со скоростью У П ц= 140 км/час, до +9° при наборе
на скорости 1/пр= 120 км/час, вертолет обладает по-
перечной статической устойчивостью: для создания
левого крена у>0° требуется отклонение ручки влеио т)>0 с . При увеличении углов крена и соответственном увеличении скольжения наклон кривых т) =
—/ (у) уменьшается и вертолет становится нейтральным.
На рис. 52 показана зависимость угла установки
лопастей хвостового винта от угла крена. Из этого
42
графика видно, что на малых углах вертолет обладает путевой статической устойчивостью: для поддержания левого скольжения (крена влево) требуется перемещение правой педали вперед, для получения правого крена — левой педали вперед. На
режиме горизонтального полета при больших углах
жениях рычага электромагнитной муфты приведены
на рис. 56 для продольного управления, на
рис. 57 — для поперечного и на рис. 58 — для ножного.
Приведенные выше характеристики показывают,
что вертолет обладает достаточными запасами про-
Предсльнос отклонение айтопата перекоса 6лсйо+Ь°12'±.12'
1?'
Торшонт.полет Уц^Шип/пс
———Набор йысоты Уцр=120км^ас
Предельное отклонение айтопата перекоса (проба-
————Санойращение несущ. Винта
Рис. 51. Зависимость отклонения автомата перекоса в поперечном направлении
от величины крена при координированных скольжениях
крена (около •у=±20°), соответствующих весьма
значительным
скольжениям,
порядка
р=
= ±(25ч-30°), вертолет становится практически
нейтральным в отношении устойчивости пути.
Графики зависимости углов к, т) и <рх. „ от линейных перемещений ручки управления и педалей 1Х,
Предельное значение игла установки лопасти хбостойого бинта
при отклонении правой педали др упора 1в1У±2У
%
•
дольного, поперечного и путевого управления,
а также имеет вполне удовлетворительные характеристики устойчивости и управляемости на всех
эксплуатационных режимах полета и всего диапазона центровок.
Прао ыи
КР1'//
-20
^'
-10 .>
^^
/
х
01 .*
X
/
,'
^*
/•
8
5
,
» >
5'30'*1?ъ
«э
/
V
*-•
/
Т
//
2
,•-•
--
га
крен
20 у°
Горизонт. шктЧщ
.—• *^
Набор оысоты Упр =Шкм/час
^ »— «=
^
^
^ Г^
СамоЙращение несу щего
-я?.
бинта Чт=1ЬОк*и час
Предельное значение угла устанобки лопасти хбостобого бинта
/
„От себя"
ПОИВ
ОН
?
0
-100
/
А
при отклонении левой педали до ипора-9°Щ'±30
Рис. 52. Зависимость потребных углов установки лопастей хвостового винта от величины крена при координированных скольжениях
I,, /н, приведенные на рис. 53—55, дают возможность по данным балансировочных кривых х =
=/(Уп Р ); т)=/(У„ р ) и фх в=/(Упр) определять потребные для балансиронки значения / х , / г , / н .
На вертолете в цепь продольного, поперечного и
путевого управления включены специальные загрузочные пружинные механизмы для создания градиента изменения усилий управления по перемещению
ручки и педалей управления Рх = / ( х ) ; Р 2 =/(г)) и
Р„=/(Ф Х . в ). Кроме того, в цель управления включены специальные электромагнитные муфты, которые
позволяют мгновенно привести к пулю балансировочные усилия на ручке и педалях. Расчетные характеристики этих механизмов при различных поло-
/
/
4
/
/
\
Т-тт1*\,
*
/
/
Т1
/
/
4
100
(701 № 1,
„Но себя'
/
При нейтральна» помп» »
ручки х*-1'30'
-ч-6
1
V
Рис. 53. Зависимость отклонения автомата перекоса в продольном направлении х° от перемещения
1Х ручки управления циклическим шагом несущего
винта
Вне зоны малых скоростей на режимах горизонтального полета и набора высоты имеет место прямой характер изменения продольных отклонений
ручки управления и усилий на ручке По скорости
полета.
20
Ю
/
Ручка '„6праб<Й35±10/
/°
-100
1г
100
,
•-7001
ыояпе-. 1
/
0о/ ь Ъпе- =4
рее доупо
ра
1
-2
/
/
/
/
^
К
18°13'±23'
ПраЯая педаль Ьпереддоцпь
ра
^_
/ 0
700
1тя
-/о
^З№зо"
Рис. 54. Зависимость отклонения автомата перекоса в поперечном направлении ту от перемещения /, ручки управления циклическим шагом несущего винта
/
/
/'
г
Рис. 55. Зависимость угла установки лопастей
хвостового винта от хода педалей
Рх л/-
Рис. 56 Расчетные характеристики механизмов загрузки
для продольного управления:
/—при нейтральном положении рычага электромагнитной
муфты; //—при крайнем заднем положении рычага электромагнитной муфты; ///—при крайнем переднем положении
рычага электромагнитной муфты
кГ
-
X
.ч
Ь
1
ч^
5 ч^ V
"^ Ч
^ ^. *^.
Впра!,ю
-3
-2 -1
ч
1
чЧ
**» ~**
\
N
ч. ^
\
^ •*»»
3
2
"**•
3
Лпана
пройт-
Г
*
**ч •^ 1
"^
^
V
влево
ч
0
ю
П.
^
ч. ч т
——
•^
V,
/
N
4
X
^Х
Рис. 57. Расчетные характеристики механизма загрузки для поперечного управления:
/—при нейтральном положении рычага электромагнитной муфты; //—при крайнем чаднем положении рычага электромагнитной
муфты; ///—при крайнем переднем положении рычага электромагнитной муфты
-2?
Рис. 58. Расчетные характеристики
механизмов загрузки для ножного
управления:
/ - п р и нейтральном положении рыча\ъ электрона! иитной муфты; //—при
крайнем «адием положении рычага
электромащитной
муфты;
///—при
крайнем переднем положении рычага
электромагнитной муфты
Г Л А В А VII
НИВЕЛИРОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТА
Нивелирование вертолета в процессе эксплуатации производится после капитального ремонта и
грубых посадок, в результате коюрых могут иметь
место деформации или смещения элементов конструкции вертолета. Целью нивелирования является
определение возможности дальнейшей эксплуата
ции или необходимости ремонта вертолета.
При нивелировании проверяется:
— стыковка носовой и центральной частей фюзеляжа;
— стыковка хвостовой и концевой балок между
собой и с центральной частью фюзеляжа;
— установка главного и хвостового редукторов,
— установка хвостового вала с опорами;
— установка стабилизатора;
— монтаж шасси.
УСТАНОВКА ВЕРТОЛЕТА НА ДОМКРАТЫ
Нивелирование следует производить в ангаре или
в закрытом помещении. В исключительных случаях
нивелирование разрешается выполнять в полевых
условиях при безветренной погоде, на ровной площадке с твердым грунтом. При мягком грунте пол
опоры (домкраты) необходима подложить доски.
Вертолет нивелируется без лопастей несущего
винта, с хвостовым винтом или грузом, равным весу
винта, без топлива, масла, экипажа и грузов.
Для нивелирования вертолет устанавливается на
четыре гидродомкрата, под шаровые головки которых в узлах на шпангоутах Л? 1 и 13 центральной
части фюзеляжа имеются специальные гнезда.
Подъем вертолета должен производиться равномерно на всех четырех домкратах.
Н И В Е Л И Р О В А Н И Е ФЮЗЕЛЯЖА
И СТАБИЛИЗАТОР*
Для установки вертолета в горизонтальное положение на бортах центральной части фюзеляжа ш
строительной горизонтали расположены четыре (по
две с каждой стороны) реперные точки, выполненные в виде заклепок с полукруглой головкой. В головках имеются углубления, обведенные красной
краской. Передние реперные точки расположены у
шпангоута № 1, а задние— у шпангоута № 13. Эти
реперные точки являются базовыми.
Для нивелирования следует применять специальную рейку, имеющую в верхней части металлический стержень с коническими штифтами, а в нижней—мерительную линейку. Вставив острие штифта в углубление одной из заклепок, рейке придают
вертикальное положение (для контроля служит
укрепленный на ней отвес). С помощью нивелира,
устанавливаемого сбоку вертолета в 5—6 м от ближайшей реперной точки, берут по линейке отсчет.
Расположение вертолета и нивелира показано на
Рис. 59. Расположение вертолета и нивелира при нивелировании
рис. 59. При помощи домкратов фюзеляж устанавливают в такое положение, при котором отметки
на рейке, приложенной к разным реперным точкам,
располагаются на одном уровне. Кроме того, фюзеляж может быть установлен в горизонтальное положение иным способом — без нивелира, специальных реек -и реперных точек на бортах фюзеляжа.
Для этого в проеме двери левого борта фюзеляжа
на расстоянии 40 мм влево по полету от оси шпангоута № 2 устанавливают отвес. При помощи дом-
ка хвостовой и концевой балок и на верху хвостового редуктора. Определяется их смещение вправо
и влево относительно оси симметрии. С помощью
рейки и нивелира проверяется отклонение концов
хвостовой и концевой бал по высоте.
Правильность установки стабилизатора проверяется рулеткой. Замеряется расстояние от реперной
точки Л"» 12 на центральной части фюзеляжа до реперных точек на концах стабилизатора. Разность
в величинах правого и левого замеров допускается
Рис. 60. Схема расположения отвесов при нивелировании вертолета
кратов фюзеляж вертолета устанавливают в такое ±20 мм. С помощью рейки и нивелира замеряется
положение, при котором острие отвеса должно со- положение по высоте правой и левой половин ставпадать с центром реперной точки на полу грузовой билизатора.
кабины. Этот метод применяется в полевых услоН И В Е Л И Р О В А Н И Е АГРЕГАТОВ
виях.
Для проверки правильности стыковки частей фюТРАНСМИССИИ
зеляжа над вертолетом в продольном направлении
натягивают по оси симметрии струну так. чтобы Установка главного редуктора проверяется по
отвесы, опущенные с нее, попадали на реперные положению вала несущего винта. На торец вала невинта устанавливается угломер. Положение
точки: № 6 — на шпангоуте № 1, № 9--на шпан- сущего
вала
проверяется
в продольном и поперечном нагоуте № 13 и № 12 — на шпангоуте № 22. Схема правлениях. Ось вала
должна быть наклонена вперасположения отвесов при нивелировании вертолеред на 4°30'- ш -. В поперечном -направлении угол
та показана на рис. 60.
Нивелировочные данные вертолета проверяются должен быть равен 0°±5'.
Установка хвостового редуктора (горизонтальпо нивелировочной схеме (рис. 61) и данным, оговоренным и чертежах на установку и регулировку ное положение его оси) проверяется угломером,
приложенным к фланцу вала крепления хвостового
отдельных агрегатов и узлов.
винта (при снятом винте). Угол должен быть равен
Правильность стыковки носовой части фюзеляжа Гуэ+50'
О _1° .
относительно центральной части проверяется по
Установка гнезд под опоры хвостового вала проследующим параметрам.
изводится на собранном вертолете с установленны1. По углу закрутки. С помощью нивелира и рей- ми хвостовым редуктором и хвостовым винтом при
ки замеряют разность высот реперных точек № 2 снятом промежуточном редукторе.
и 4, находящихся по обеим сторонам носовой части
На фланец вывода хвостового вала на главном
у стыка с центральной частью фюзеляжа.
редукторе надевается специальное приспособление
2. По углу наклона строительной горизонтали с центром и струной, проходящей через гнезда опор,
носовой части. С помощью рейки и нивелира про- установленные на контрольные шпильки. Подобное
веряют положение первой реперной точки относи- же приспособление ставится на фланец крепления
тельно строительной горизонтали вертолета.
промежуточного редуктора на шпангоуте № 3 конПравильность стыковки хвостовой и концевой цевой балки. Струна натягивается грузом. В таком
балок проверяют при помощи отвеса, опускаемого состоянии балка нивелируется и подпирается косо струны на реперные точки, расположенные у сты- зелком.
ось несущего байта
<о
'•
М-22 1-2
УзелВ
'
Строительная
фюзеляжа
'
^
Шпл'п
Центр болта
Крепления
амортизации
Услодно/е обозначения
в реперные точЬи
• технологические реперн&е точЬи
Примечание. I. Шасси вертолета показано 8Выпущенном состоянии
анортизатороВ. 2. Разность ВВетчинт правого и
левого замево! А;Г;1. допускается 120нм
Рис. 61. Нивелировочная схема вертолета
В н и м а н и е ! Вместо размера 1217+^ 5 • приведенного между точкой 20 и СГФ, следует учитать !2151з5-
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
. . . .
. 3
Глава I. Общие сведения о вертолете
Особенности конструкции и основные данные . . . 3
Основные летно-технические данные . . . . . . . 5
Геометрические и регулировочные дадные . . . . . 5
Емкости топливных баков . . . . . . . . . . .
Глава I I . Краткие сведения о конструкции . . . . .
Фюзеляж . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Стабилизатор . . . . . . . . . . . . . . . .
Капот . . . . . . . . . . . . . . . . . . .
Взлетно-посадочные устройства
. . . . . . .
Несущий винт . . . . . . . . . . . . . . . . . 9
Хвостовой винт . . . . . . . . . . . . . . . . 'О
Силовая установка . . . . . . . . . . . . . . . Ю
Трансмиссия . . . . . . . . . . . . . . . . . . 11
Управление вертолетом . . . . . . . . . . . . . 1I
Автопилот . . . . . . . . . . . . . . . . . . 12
Гидравлическая система . . . . . . . . . . . . 1 2
Воздушная система . . . . . . . ' . . . . . . . . 1 2
Противообледенительная система . . . . . . . . . 12
Система отопления и ""Ч'-иляции кабины . . . . . 13
Устройство для внешней подвески груза . . . . . 13
Стр.
Бортовая стрела . . . . . . . . . . . . . . . . 1 3 .
Такелажно-швартовочное оборудование . . . . . . 1 4
Электрооборудование . . . . . . . . . . . . . И
Приборное оборудование . . . . . . . . . . . . 14
Радиооборудование . . . . . . . . . . . . . . . 1 5
Глава III. Весовые и центровочные данные . . . . . . 1 5
Загрузка и центровка . . . . . . . . . . . . . . 18
Определение центровки п о графикам . . . . . . . 2 4
Глава IV. Летные характеристики вертолета . . . . . 25
Дальность и продолжительность полета . . . . . . 29
Глава V. Аэродинамические характеристики вертолета . 33
Аэродинамические характеристики профиля лопасти
несущего винта . . . . . . . . . . . . . . . . . 3 3
Аэродинамические характеристики фюзеляжа . . . 3 3
Глава V I . Балансировка и управляемость . . . . . . . 3 6
Глава VII. Нивелирование вертолета . . . . . . . . . 4 5
Установка вертолета на домкраты . . . . . . . . 45
Нивелирование фюзеляжа и стабилизатора . . . . 45
Нивелирование агрегатов трансмиссии . . . . . . 4 6
Внешторгиздат. Изд. № 13649Э
Типография ВТ И. Заказ № 5082