Глава 1 основные данные вертолета. Эксплуатационные ограничения

1.1. Общие сведения

Тяжелый транспортный вертолет МИ-26 предназначен для перевозки людей, грузов и техники внутри кабины и на внешней подвеске. Он построен по одновинтовой схеме с рулевым винтом и двумя турбовинтовыми двигателями

Д-136 с взлетной мощностью 11 400 л. с. каждый.

Оборудование вертолета позволяет выполнять полеты днем и ночью в простых и сложных метеорологических условиях. Вертолет оборудован системой автоматического управления с четырехканальным унифицированным автопилотом, позволяющим стабилизировать его по крену, тангажу, курсу и высоте. На нем установлены аппаратура речевой информации, предназначенная для речевого оповещения об аварийных ситуациях в полете, и система регистрации аварийных режимов. Для контроля за погрузкой (выгрузкой) грузов, техники и работы с системой внешней подвески вертолет оборудован бортовой телевизионной установкой.

На вертолете установлено двойное управление, ручки и педали которого кинематически связаны между собой. Это позволяет правому летчику (инструктору) брать управление вертолетом на себя на всех этапах полета.

Внешний вид вертолета Ми-26 сбоку, спереди и под ракурсом 3/4 спереди показан на рис. 1.1, 1.2 и 1.3.

1.2. Основные тактико-технические данные

Десантная нагрузка:

— при нормальной полетной массе ...……………………………….. 15000 кг

— при максимальной взлетной массе ...………………………..…… 20 000 кг

Максимальная масса груза, перевозимая на внешней подвеске при нормальной взлетной массе …………………………...…………………... 20 000 кг

Максимальная скорость полета у земли:

— при нормальной взлетной массе .....…………………….………… 295 км/ч

— при максимальной взлетной массе ....………………….………… . 245 км/ч

Набор высоты, горизонтальный полет, моторное планирование на вертолете с нормальной взлетной массой в зависимости от высоты полета разрешается выполнять в диапазоне скоростей, указанных в табл. 1.1.

В этой же таблице даны наивыгоднейшие скорости набора высоты и моторного планирования по высотам, а также скорости набора высоты, горизонтального полета и моторного планирования на вертолете с максимальной взлетной и перегрузочной полетными массами в зависимости от высоты полета.

Таблица 1.1
Допустимые скорости набора высоты, горизонтального полета и моторного планирования в зависимости от взлетной массы и высоты полета вертолета
Высота, м	MВЗЛ =49,5 т			MВЗЛ =52,8 т			MВЗЛ =56,0 т
	Vmах, км/ч	Vmin.км/ч	Vнаив, км/ч, набора Н и моторного планирования	Vmах, км/ч	Vmin.км/ч	Vнаив, км/ч, набора Н и моторного планирования	Vmах, км/ч	Vmin.км/ч	Vнаив, км/ч, набора Н и моторного планирования
у земли	270	60	150—160	250	60	150—160	245	60	160—170
1000	270	60	150—160	240	60	150—160	210	60	160—170
2000	245	60	150—160	220	60	150—160	200	65	160—170
3000	225	60	150—160	180	90	150—160	160	100	140
4000	160	90	150—160	140	120	120—140	140	120	130
4600	140	110	130	—	—	—	—	—	—

Статический потолок при нормальной взлетной массе в стандартных условиях:

— при n_НВ = 88%………………………………1520 м

— при n_НВ = 91% ………………………...……1420 м

Динамический потолок вертолета:

— при максимальной взлетной массе 56000 кг …………………………….. 3600 м

— при нормальной взлетной массе 49650 кг ………………………...………4600 м

Максимальная вертикальная скорость набора высоты при нормальной взлетной массе в условиях МСА:

— при работе двигателей на номинальном режиме …………………………...8 м/с

— при работе двигателей на взлетном режиме ……….…………………….. 11 м/с

Минимальное время набора высоты для вертолета с нормальной взлетной массой в условиях МСА при работе двигателей на номинальном режиме:

Н =1000 м ...….......... 2 мин

Н =2000 м .....…..... 4,2 мин

Н =3000 м ............. 7,6 мин

Н =4500 м ........... 19,0 мин

Скороподъемность зависит от массы вертолета и режима работы двигателей (рис. 1.4).

Рис. 1.4. Характеристика скороподъемности и время набора высоты на номинальном режиме работы двигателей

Динамический потолок зависит от взлетной массы вертолета (рис. 1.5).

Рис. 1.5. Зависимость динамического потолка вертолета от взлетной массы вертолета

Максимальная дальность полета на высоте 500 м с 5% запасом топлива:

— при полезной нагрузке 15000 кг, взлетной массе 49 500 кг, крейсерской скорости 255 км/ч ……………………………………………………….……...480 км

— при полезной нагрузке 20 000 кг, взлетной массе 56 000 кг, крейсерской скорости 235 км/ч ..……………………………………………...…………….. 590 км

Максимальная дальность полета на высоте 500 м с 5% запасом топлива при заправке в основные баки 9220 кг вырабатываемого топлива и нормальной взлетной массе ..........………………………………………………………….. 800 км

Перегоночная дальность на высоте 1000 м с 5% запасом топлива при установленных дополнительных топливных баках, взлетной массе 50 648 кг на крейсерской скорости 245 км/ч .………..…………………………….…..… 1920 км

Расчет дальности полета в зависимости от запаса топлива и массы перевозимого груза выполняется с помощью графиков (рис. 1.6 и 1.7).

На графиках показана зависимость расстояния, на которое необходимо доставить груз, от взлетной массы вертолета, потребного топлива и массы перевозимого груза.

При расчете графиков приняты следующие исходные данные и условия полета:

— масса снаряженного вертолета …………………….…..……………….29 029 кг

— расход топлива на земле .......………………………...…………….…………70 кг

— расход топлива на висении при взлете и выполнении посадки…………..100 кг

— не вырабатываемый остаток топлива ...……………………….....………. 103 кг

— расход топлива и путь при наборе высоты и снижении ………...в зависимости

от взлетной массы вертолета и высоты полета

— километровый расход топлива ......………………………….…… в зависимости

от высоты полета и средней массы

— скорости горизонтального полета ....………………...…………в соответствии с

рис.1.1 при частоте вращения винта 88%

— минимальный гарантийный запас топлива ………………...…5% от расчетного запаса для данного полета (учитывается как остаток топлива при посадке)

— высота полета по маршруту .....…………………………………. 100 или. 1000 м

Мощность двигателя Д-136 в стандартных условиях составляет:

— на максимальном взлетном режиме ……………………..………….. 11 400 л. с.

— на взлетном режиме .....………………………………...……………. 10 000 л. с.

— на номинальном режиме .……………………………………...………. 8500 л. с.

— на крейсерском режиме ...…………………………...………..………… 6100 л. с.

Удельный расход топлива на крейсерском режиме работы двигателей в условиях МСА ………………………………………………………..232 г/л. с. ч

Количество заправляемого топлива (удельная плотность топлива 0,775) в баках:

— основных …………....9220 кг, не включая 103 кг не вырабатываемого топлива

—дополнительных..……11480 кг, включая 16 кг не вырабатываемого топлива

Рис. 1.6. Зависимость дальности полета на высоте 100 м от массы перевозимого груза, запаса топлива и взлетной массы вертолета

Полетная масса вертолета, при которой возможен горизонтальный полет с одним выключенным двигателем, а другим работающим на максимальном взлетном режиме, в зависимости от высоты полета и температуры наружного воздуха, определяется по графику (рис. 1.8).

Рис. 1.7. Зависимость дальности полета на высоте 1000 м от массы перевозимого груза, запаса топлива и взлетной массы вертолета

Диапазон скоростей полета в стандартных условиях при одном работающем двигателе на максимальном взлетном режиме, в зависимости от высоты и полетной массы вертолета указан в табл. 1.2.

Снижение на режиме самовращения несущего винта в зависимости от высоты и полетной массы вертолета выполнять в диапазоне скоростей, указанном в табл. 1.3.

Минимальные вертикальные скорости снижения на режиме самовращения несущего винта соответствуют рекомендуемым в таблице поступательным скоростям.

Рис. 1.8. Возможность выполнения горизонтального полета с одним двигателем в зависимости от высоты полета и температуры наружного воздуха

Таблица 1.2

Диапазон скоростей полета в стандартных условиях при одном работающем двигателе на максимальном взлетном режиме в зависимости от высоты и полетной массы вертолета

Высота полета, м	Нормальная масса		Перегрузочная масса		Максимальная масса
	V min км/ч	V max км/ч	V min Км/ч	V max Км/ч	V min км/ч	V max км/ч
У земли 500 1000 1500 2000	60 60 65 85 100	240 225 210 190 155	70 75 85 105 —	230 220 200 170 —	85 90 — — —	220 210 — — —
Максимальная высота полета, м	2150		1650		850

При нормальной полетной массе в стандартных условиях вертикальная скорость снижения на РСНВ …………………….10,7 м/с.

Максимальная дальность планирования на режиме самовращения несущего винта независимо от полетной массы вертолета соответствует скорости полета 210—230 км/ч.

Зависимость потери высоты за разворот (на скорости 160 км/ч) с различными углами крена на самовращении несущего винта указана в табл. 1.4.

Таблица1.3.

Наивыгоднейшие скорости планирования на режиме самовращения несущего винта

Высота полета, м	Наивыгоднейшая скорость планирования, км/ч
	G пол. норм	G пол. перегр	G пол. Max
У земли 500 1000 2000 3000 4000 4600	150—160 150—160 150—160 150—160 150—160 150—160 130	150—160 150—160 150—160 150—160 150—160 120—140 (Н=3500 м) 120—140 (Н=4100 м)	160—170 160—170 160—170 160—170 140 130 (Н=3600м)

Таблица 1.4.