35

Глава 1. Характеристика и основные данные вертолета

1.1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ

Вертолет Ми-8МТ создан в конструкторском бюро М.Л. Миля. Он явля­ется модификацией вертолета Ми-8Т, который серийно выпускается с 1965 года. От своего предшественника вертолет Ми-8МТ имеет следующие конс­труктивные отличия.

Во-первых, на вертолете установлены более мощные двигатели ТВ3-117МТ. Взлетная мощность каждого двигателя составляет 2225 л. с. Однако эта мощность может быть использована только при отказе одного из двигателей в полете и при выполнении взлетов и посадок с площадок, расположенных на высотах 1700 м и более над уровнем моря. В нормальных условиях пилот может использовать так называемую ограниченную мощность двигателей, которая составляет 1950 л. с.

Второй отличительной особенностью вертолета Ми-8МТ является нали­чие на нем вспомогательной силовой установки АИ-9, которая обеспечива­ет автономный запуск основных двигателей с помощью сжатого воздуха. АИ-9 также может использоваться как источник электропитания при проверке Аи РЭО на земле и для питания электросети вертолета в полете в течение 30 минут при отказе основных источников электроснабжения.

Третьей принципиальной особенностью вертолета Ми-8МТ является сис­тема электропитания. Основной системой электропитания на вертолете Ми-8МТ является система переменного тока, а постоянный ток получают через выпрямители.

Вертолет Ми-8МТВ-1 является дальнейшей модификацией вертолета Ми-8МТ. На нем установлены модифицированные высотные двигатели ТВ3-117ВМ, которые улучшили характеристики грузоподъемности вертолета в условиях горной местности и высоких температур атмосферного воздуха.

Модифицированный двигатель ТВ3-117ВМ отличается от двигателя ТВ3-117МТ введением ряда конструктивных изменений в узлы и агрегаты двигателя, системы автоматического регулирования (САР) и топливной системы, которые направлены на увеличение КПД турбин, и компрессора, на обеспечение устойчивой работы двигателя в условиях низких и высоких температур наружного воздуха, на улучшение эффективности охлаждения термонапряженнных деталей двигателя и на усиление отдельных элементов конструкции.

Для достижения оптимального закона регулирования двигателя и использования дополнительных резервов мощности в САР двигателя ТВ3-117ВМ вместо регулятора предельных режимов РПР-3А введен электрон­ный регулятор ЭРД-3ВМ, который предназначен:

- для ограничения частоты вращения турбокомпрессора в зависимости от тем­пературы и давления атмосферного воздуха;

- для выдачи команд на останов двигателя и включение табло "ПРЕВ Ncт ЛЕВ. ДВ.", "ПРЕВ Nст ПРАВ. ДВ." при достижении свободной турбины предель­но-допустимой частоты вращения;

- для перенастройки контура ограничения частоты вращения турбокомпрессора на чрезвычайный режим и выдачи команд на табло "ЧР ЛЕВ. ДВ.", "ЧР ПРАВ. ДВ.";

- для выдачи команд на включение табло "ОТКЛ. ЭРД. ПРАВ. (ЛЕВ) ДВ."

Конструктивные изменения деталей и узлов двигателей, системы авто­матического регулирования и топливной системы обеспечивают:

- автоматический выход двигателя на ЧР в случае отказа второго двига­теля при установке выключателя ЧР в положение ВКЛ;

- поддержание максимального значения мощности на ЧР (с включенным отбо­ром воздуха на эжектор ПЗУ - не менее 2100 л.с., без отбора воздуха на эжектор ПЗУ - 2200 л.с.) Максимальное значение мощности двигателя сох­раняется постоянным до высоты 2200 м в стандартных атмосферных услови­ях и до температуры наружного воздуха +30˚ С у земли;

- поддержание максимального значения мощности на взлетном режиме с ус­тановленным ПЗУ и включенным отбором воздуха на эжектор ПЗУ - не менее 1900 л.с., без отбора воздуха на эжектор ПЗУ - 2000 л.с. Максимальное значение мощности двигателя сохраняется постоянным до высоты 3600 м в стандартных атмосферных условиях и до температуры наружного воздуха +40˚С у земли;

- работоспособность двигателя в диапазоне барометрических высот 0 - 6000 м с обеспечением надежного запуска на земле и в полете до высоты 4000 м;

- перенастройку гидравлического регулятора агрегата НР-3ВМ на понижен­ный уровень расхода топлива при отказе (выключении) электронного регу­лятора ЭРД-3ВМ с целью защиты трансмиссии вертолета от перенагрузки;

- повышенный расход топлива на переходных режимах работы двигателя для обеспечения гарантированной величины мощности 2100 л.с. при включенном отборе воздуха на эжектор ПЗУ;

- повышенный расход топлива на минимально возможных режимах работы двигателей в полете для предотвращения расцепления муфт свободного хо­да главного редуктора.

Вертолет Ми-8МТВ-1 построен по одновинтовой схеме. Он имеет пяти­лопастный несущий винт и трехлопастный рулевой винт.

Фюзеляж вертолета типа полумонокок, состоит из носовой части, центральной части, хвостовой балки и концевой балки.

Шасси вертолета трехопорное с дополнительной хвостовой опорой. Ко­леса передней опоры самоориентирующиеся нетормозные, колеса основных опор имеют колодочные тормоза с пневматическим управлением.

Системы управления вертолетом двойные. Для уменьшения нагрузок на командных рычагах применяются гидроусилители, которые работают по не­обратимой схеме, т.е. воспринимают всю нагрузку от НВ и РВ. Для созда­ния чувства управления в системах продольного, поперечного и путевого управления установлены пружинные загрузочные механизмы. Для снятия нагрузок от пружин используются электромагнитные тормоза ЭМТ-2М. В системе путевого управления дополнительно установлена система подвиж­ного упора управления СПУУ-52, которая автоматически ограничивает мак­симальный угол установки лопастей рулевого винта в зависимости от дав­ления и температуры окружающей среды, что предохраняет трансмиссию вертолета от перегрузок при высокой плотности воздуха и обеспечивает достаточный запас путевого управления при низкой плотности воздуха.

Для обеспечения работы гидроусилителей, которые установлены в сис­темах управления на вертолете имеются основная и дублирующая гидросис­темы.

Топливная система имеет один расходный и два подвесных топливных бака. Для увеличения дальности полета внутри фюзеляжа можно установить еще два дополнительных топливных бака. Общая емкость топливной системы (с двумя дополнительными баками) 4415 л.

На вертолете установлено три автономных маслосистемы: две для смазки двигателей и одна для смазки главного редуктора.

Противопожарная система позволяет автоматически обнаружить и лик­видировать пожар в следующих отсеках:

- в отсеке левого двигателя;

- в отсеке правого двигателя;

- в отсеке главного редуктора и в отсеке ВСУ АИ-9;

- в отсеке керосинового обогревателя КО-50.

Противообледенительная система вертолета предназначена для пре­дотвращения обледенения и для удаления льда с поверхности лопастей не­сущего и рулевого винтов, двух передних смотровых стекол кабины экипа­жа, пылезащитных устройств и входных частей двигателей.

Противообледенительные системы винтов и стекол работают на принци­пе электрообогрева.

Противообледенительная система ПЗУ смешанная воздушно-теплового и электро-теплового действия, а противообледенительная система входных частей двигателей воздушно-теплового действия.

Нормальные температурные условия в кабинах вертолета обеспечивает система обогрева и вентиляции. Обогрев кабин вертолета осуществляется керосиновым обогревателем КО-50, а вентиляция осуществляется с помощью вентилятора, который входит в комплект КО-50.

Для выполнения аварийно-спасательных работ на вертолете устанавли­ваются бортовая стрела и грузовая электролебедка ЛПГ-150М грузоподьем­ностью 150 кг.

Эксплуатация вертолета разрешается в диапазоне температур наружного воздуха от минус 50°С до +50°С.

Полеты в условиях обледенения при температуре наружного воздуха ни­же минус 12°С запрещаются.

Одновременно с выпуском вертолетов Ми-8МТВ-1 планируется выпуск вертолетов Ми-8АМТ более отвечающих требованиям гражданской авиации.

Вертолет Ми-8АМТ должен быть укомплектован внешней подвеской грузо­подъемностью 4000 кг с электрозамком в нижней точке грузового троса. В состав внешней подвески планируется ввести весоизмерительное устройс­тво с указателем в кабине экипажа. Для работы с внешней подвеской в ночных условиях предусматривается установка дополнительной фары ФПП-7М

На вертолетах Ми-8АМТ вместо стрелы и лебедки ЛПГ-150М планируется установка съемной модульной стрелы грузоподъемностью 300 кг с электро­лебедкой ЛПГ-300 и тросом длиной 60 м для загрузки (разгрузки) грузов через входную дверь в грузовую кабину как на земле, так и на режиме висения.

Для механизации загрузки (разгрузки) грузов в грузовую кабину пре­дусмотрены поддоны на колесах или подкатных домкратах грузоподъем­ностью до 2500 кг.

Планируется установка 27 десантных сидений с привязными ремнями. Аварийные выходы должны быть оборудованы ручками открытия снаружи вер­толета.

Нормальная и максимальная взлетные массы, предельные эксплуатацион­ные центровки вертолета Ми-8АМТ должны соответствовать данным серийно­го вертолета Ми-8МТВ-1.

1.2. МАССОВЫЕ И ЦEНТРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ

Взлетная масса:

- максимальная ..................... 13000 кг

- нормальная .............…........ 11100 кг

Масса пустого вертолета.................... 7150 кг

Максимальная масса груза:

- внутри фюзеляжа ..............……………................4000 кг

- на внешней подвеске тросовой конструкции .....3000 кг

Максимальное количество пассажиров:

в транспортном варианте .................22 чел

в санитарном варианте ... 12 больных на носилках и 1 медработник

Предельно допустимые центровки:

- передняя:

- для полётной массы 12500 кг и менее .......... +300 мм

- при полётной массе 13000 кг ......……............ +257 мм

- задняя:

- для полётной массы 12570 кг и менее ........... -95 мм

- при полётной массе 13000 кг ..........……....... +20 мм

При промежточных значениях полётных масс от 12500 кг до 13000 кг допустимые центровки изменяются по линейному закону (в соответствии с графиком в РЛЭ вертолёта)

1.3. ОСНОВНЫЕ ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ

Максимальная скорость полета (по прибору) на высотах от 0 до 1000 м:

- при массе вертолета 13000 кг ............. 230 км/ч

- при массе вертолета 11100 кг ............. 250 км/ч

Примечания:

1. При нормальной взлётной массе и задней центровке (при положе­нии общего центра масс транспортируемого груза против соответствующей красной стрелки на правом борту грузовой кабины) максимальная скорость полета ограничивается до 240 км/ч.

2. При полетной массе более нормальной для вертолета с отрица­тельной центровкой максимальная скорость полета в наборе высоты огра­ничивается до 220 км/ч.

Крейсерская скорость полета (по прибору) на высоте 500 м:

- при массе вертолета 13000 кг ............. 205-215 км/ч

- при массе вертолета 11100 кг ............. 220-240 км/ч

Экономическая скорость .................... 120 км/ч

Максимальная высота полета:

- при массе вертолета 13000 кг ............. 4800 м

- при массе вертолета 11100 кг ............. 6000 м

Статический потолок в стандартных атмосферных условиях

(с выключенным отбором воздуха на эжектор ПЗУ):

- при массе вертолета 11100 кг ............. 3980 м

Время набора высоты на номинальном режиме работы двигателей и наивыгоднейшей скорости набора (120 км/ч) с выключенной ПОС:

а) с нормальной взлетной массой:

1000 м ..........................1,6 мин

3000 м ..........................4,8 мин

4000 м ..........................6,5 мин

5000 м ..........................8,7 мин

6000 м .........................13,9 мин

б) с максимальной взлетной массой:

1000 м ..........................2,3 мин

3000 м ..........................7,1 мин

4000 м .........................10,4 мин

Вертикальное снижение и моторное планирование на скоростях менее 40 км/ч разрешается выполнять с вертикальной скоростью не более 4 м/с.

1.7. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ

Длина вертолета:

- без НВ и РВ ........………….... 18,424 м

- с вращающимися НВ и РВ ... 25,352 м

Высота вертолета:

- без рулевого винта ..….... 4,756 м

- с вращающимся РВ ......... 5,521 м

Размеры грузовой кабины:

- длина без грузовых створок ... 5,34 м

- ширина (максимальная) ....….. 2,34 м

- высота ...............…………........ 1,8 м

Проем двери грузовой кабины:

- высота ....................... 1,405 м

- ширина ....................... 0,825 м

Проем фюзеляжа в районе грузовых створок:

- высота ..............………………….................. 1,620 м

- ширина (по строительной горизонтали) .... 2,288 м

Угол наклона оси НВ вперед .... 4°30^/