ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЕРТОЛЕТА Ми-8Т

 

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЕРТОЛЕТЕ

 

Вертолет Ми-8 предназначен для перевозки различных грузов внутри грузовой кабины и на внешней подвеске, почты, пассажиров, а также для проведения строительно-монтажных и других работ в труднодоступной мест­ности.

  

 

 Рис. 1.1. Вертолет Ми-8 (общий вид)

 

Вертолет (рис. 1.1) спроектирован по одновинтовой схеме с пятилопастным несущим и трехлопастным рулевым винтами. На вертолете установле­ны два турбовинтовых двигателя ТВ2-117А со взлетной мощностью 1500 л.с. каждый, что обеспечивает высокую безопасность полетов, так как полет воз­можен и при отказе одного из двигателей.

Вертолет эксплуатируется в двух основных вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т. Пассажирский вариант вертолета предназна­чен для межобластных и местных перевозок пассажиров, багажа, почты и малогабаритных грузов. Он рассчитан на перевозку 28 пассажиров. Тран­спортный вариант предусматривает перевозку грузов массой до 4000 кг или пассажиров в количестве 24 человек. По желанию заказчика пас­сажирский салон вертолета может быть переоборудован в салон с по­вышенным комфортом на 11 пассажиров.

Пассажирский и транспортный варианты вертолета могут быть переобо­рудованы в санитарный вариант и в вариант для работы с внешней подвеской.

Вертолет в санитарном варианте позволяет перевозить 12 лежачих боль­ных и сопровождающего медработника. В варианте для работы с внешней подвеской осуществляется перевозка крупногабаритных грузов массой до 3000 кг вне фюзеляжа.

Для перелетов вертолета на большие дальности предусмотрена установка в грузовой кабине одного или двух дополнительных топливных баков.

Существующие варианты вертолета снабжены электролебедкой, позво­ляющей с помощью бортовой стрелы производить подъем (спуск) на борт вер­толета грузов массой до 150 кг, а также при наличии полиспаста затягивать в грузовую кабину колесные грузы массой до 3000 кг.

Экипаж вертолета состоит из двух пилотов и бортмеханика.

При создании вертолета особое внимание было уделено высокой надежно­сти, экономичности, простоты в обслуживании и эксплуатации.

Безопасность полетов на вертолете Ми-8 обеспечивается:

-установкой на вертолете двух двигателей ТВ2-117А(АГ), надежностью работы этих двигателей и главного редуктора ВР-8А;

-возможностью совершать полет в случае отказа одного из двигателей, а также перейти на режим авторотации (самовращения несущего винта) при отказе обоих двигателей;

-наличием отсеков, изолирующих двигатели и главный редуктор с по­мощью противопожарных перегородок;

-установкой надежной противопожарной системы, обеспечивающей туше­ние пожара в случае его возникновения как одновременно во всех отсеках, так и в каждом отсеке в отдельности;

-установкой дублирующих агрегатов в основных системах я оборудовании вертолета;

-надежными и эффективными противообледенительными устройствами ло­пастей несущего и рулевого винтов, воздухозаборников двигателей и лобо­вых стекол кабины экипажа, что позволяет совершать полет в условиях об­леденения;

-установкой аппаратуры, обеспечивающей простое и надежное пилотиро­вание и посадку вертолета в различных метеорологических условиях;

-приводом основных агрегатов систем от главного редуктора, обеспечива­ющим работоспособность систем при отказе двигателя:

-возможностью быстрого покидания вертолета после его посадки пасса­жирами и экипажем в аварийных случаях.

 

2. ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ВЕРТОЛЕТА

 Летные данные

(транспортный и пассажирский варианты)

Взлетная масса (нормальная), кг..............           11100

Максимальная скорость полета (по прибору), км/ч ,        250

Статический потолок, м............................         700

Крейсерская скорость полета по прибору на высоте
500 м, км/ч ………………………………………………220

Экономическая скорость полета (по прибору), км/ч .       120

Дальность полета (на высоте 500 м) с заправкой
топливом 1450 кг, км................................         365

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2160 кг, км   .   .   .620

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2870 кг, км   ...       850

Дальность полета (на высоте 500 м) с заправкой
топливом 2025 кг (подвесные баки увеличенной
вместимости), км................................................ 575

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2735 кг (подвес­ные баки

увеличенной вместимости), км   ....                    805

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 3445 кг (подвесные баки

увеличенной вместимости), км   ....                   1035

 

Примечание. Дальность полета рассчитана с учетом 30-минутного остатка топлива после посадки

 

Геометрические данные

Длина вертолета, м:

без несущего и рулевого винтов..................        18,3

с вращающимися несущим и рулевым винтами …25,244

Высота вертолета, м:

без рулевого винта........................................      4,73

с вращающимся рулевым винтом................      5,654

Расстояние от конца лопасти несущего винта до ­
хвостовой балки на стоянке, м.....................        0,45

Расстояние от земли до нижней точки фюзеляжа

(клиренс), м...................................................        0,445

Площадь горизонтального оперения, м²…..                      2

Стояночный угол вертолета.................                  3°42'

Фюзеляж

Длина грузовой кабины, м:

без грузовых створок............................                  5,34

с грузовыми створками на уровне 1 м от пола         7,82

Ширина грузовой кабины, м:

на полу...................................................                2,06

по коробам отопления...........................                2,14

максимальная.........................................                2,25

Высота грузовой кабины, м..................                 1,8

Расстояние между силовыми балками пола, м …        1,52

Размер аварийного люка, м……………………           0,7 X1

Колея погрузочных трапов, м..............                 1,5±0,2

Длина пассажирской кабины, м............            6,36

Ширина пассажирской кабины (по полу), м   ...               2,05

Высота пассажирской кабины, м                           1,8

Шаг кресел, м.................................................. 0,74

Ширина прохода между креслами, м...            0,3

Размеры гардероба (ширина, высота, глубина), м        0,9 X1,8 X 0,7
»     сдвижной двери (ширина, высота), м   .   .                        0,8 X1.4
»       проема, по заднюю входную дверь в пассажирском

варианте (ширина, высота), м     ..........                 0,8 X1>3

Размер аварийных люков в   пассажирском  

варианте, м.............................................                 0,46 X0,7

Размер кабины экипажа, м....................                 2,15 X2,05 X1,7

 

Регулировочные данные

Угол установки лопастей несущего винта (по указа­телю шага винта):

минимальный.................................................      1°

максимальный........................................                 14°±30'

Угол отгиба триммерных пластин лопастей винта      -2 ±3°

»     установки лопастей рулевого винта   (на   r=0,7) *:

минимальный (левая педаль до упора)   ...................                   7"30'±30'

максимальный (правая педаль до упора)…………..                  +21°±25'

 

* r— относительный радиус

 

Весовые и центровочные данные

Взлетная масса, кг:

максимальная для транспортного варианта ……..          11100

»           с грузом на внешней подвеске ……………           11100

Полная коммерческая нагрузка, кг:

транспортный вариант..........................                      4000

на внешней подвеске..............................                      3000

пассажирский вариант (человек)..........                     28

Масса пустого вертолета, кг:

пассажирский вариант...........................                    7370

транспортный      »................................                      6835

Масса служебной нагрузки, в том числе:

масса экипажа, кг...................................                     270

»     масла, кг...........................................................          70

масса продуктов,   кг..............................................           10

»   топлива, кг.........................................................         1450 - 3445

»   коммерческой нагрузки, кг...............................           0 - 4000

Центровка пустого вертолета, мм:

транспортный вариант...........................................          +133

пассажирский »              .......................................           +20

Допустимые центровки для загруженного вертолета, мм:

передняя..................................................................            +370

задняя......................................................................            -95

  3.  АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА

 По аэродинамической схеме вертолет Ми-8 представляет собой фюзеляж с пятилопастным несущим, трехлопастным рулевым винтами и неубирающимися шасси.

Лопасти несущего винта прямоугольной формы в плане с хордой, равной 0,52 м. Прямоугольная форма в плане в аэродинамическом отношении счи­тается хуже других, но она проста в производстве. Наличие триммерных пластин на лопастях позволяет изменять их моментные характери­стики.

Профиль лопасти является важнейшей геометрической характеристикой несущего винта. На вертолете подобраны различные профили по длине ло­пасти, что заметно улучшает не только аэродинамические характеристики несущего винта, но и летные свойства вертолета. От 1-го до 3-го сечения при­менен профиль NACA-230-12, а от 4-го до 22-го — профиль NACA-230-12M (модифицированный) *. У профиля NACA-230-12M число Мкр = 0,72 при угле атаки нулевой подъемной силы. При увеличении углов атаки a°(рис. 1.2) Мкр уменьшается и при наивыгоднейшем угле атаки, при котором коэффициент подъемной силы С_у = 0,6, Мкр = 0,64. В этом случае крити­ческая скорость в стандартной атмосфере над уровнем моря составит:

 V_KP == а • Мкр = 341 • 0,64 = 218 м/с,  где a— скорость звука.

 Следовательно, на концах лопастей мож­но создавать скорость менее 218 м/с, при которой не будет появляться скачков уп­лотнения и волнового сопротивления. При оптимальной, частоте вращения несущего винта 192 об/мин окружная скорость кон­цов лопастей составит:

 u = wr = 2 prn / 60 = 213,26   м/с,   где   w — угловая скорость;

r— радиус окруж­ности, описываемый концом лопасти.

Рис. 1.2. Изменение коэффициента подъемной силы С_у от углов ата­ки a° и числа М профиля NACA-230-12M

 Отсюда видно, что окружная скорость близка к критической, но не превышает ее. Лопасти несущего винта вертолета име­ют отрицательную геометрическую крутку, изменяющуюся по линейному закону от 5° у 4-го сечения до 0° у 22-го. На участке между 1-ми 4-м сечениями крутка отсутст­вует и установочный угол сечений лопасти на этом участке равен 5°. Крутка лопасти на такую большую величину существенно улучшила ее аэродинамические свойства и летные характеристики вертолета, в связи с чем более равномерно распределяется подъемная сила по длине лопасти.

 * Отсек от 3-го до 4-го сечения является пе­реходным. Профиль лопасти несущего винта - смотри рис. 7.5.

 Лопасти винта имеют переменную как абсолютную, так и относительную толщину профиля. Относительная толщина профиля с составляет в комле 13%, на участке от г=_0,23до 7=0,268— 12%, а на участке от г = 0,305 до конца лопасти— 11,38%. Уменьшение толщины лопасти к ее концу улучшает аэродинамические свойства вин­та в целом за счет увеличения критиче­ской скорости и Мкр концевых частей ло­пасти. Уменьшение толщины лопасти к концу приводит к уменьшению лобового сопротивления и снижению потребного кру­тящего момента.

Несущий винт вертолета имеет сравни­тельно большой коэффициент заполнения — 0,0777. Такой коэффициент дает возможность создать большую тягу при умеренном диаметре винта и тем самым удерживать в полете лопасти на небольших установочных углах, при которых углы атаки ближе к наивы­годнейшим на всех режимах полета. Это позволило увеличить к. п. д. винта и отодвинуть срыв потока на большие скорости.

 Рис. 1.3. Поляра несущего винта вертолета на режиме висения: 1 — без влияния земли; 2 — с влиянием земли.

Аэродинамическая характеристика несущего винта вертолета представ­лена в виде его поляры (рис. 1.3), которая показывает зависимость коэффи­циента тяги Ср и коэффициента крутящего момента т_кр от величины общего шага несущего винта <р. По поляре видно, что чем больше общий шаг несуще­го винта, тем больше коэффициент крутящего момента, а следовательно, больше коэффициент тяги. При наличии «воздушной подушки» тяга несущего винта будет больше, чем без нее при том же шаге винта и коэффициенте кру­тящего момента.

Лопасти рулевого винта прямоугольной формы в плане с профилем NACA-230M не имеют геометрической крутки. Наличие у втулки рулевого винта совмещенного горизонтального шарнира типа «кардан» и компенсатора взмаха позволяет обеспечить более ровное перераспределение подъемной си­лы по ометаемой винтом поверхности в полете.

Фюзеляж вертолета аэродинамически несимметричен. Это видно из кри­вых изменения коэффициентов подъемной силы фюзеляжа С_9ф и лобового сопротивления С в зависимости от углов атаки а_ф (рис. 1.4). Коэффици­ент подъемной силы фюзеляжа равен нулю при угле атаки несколько больше 1 , поэтому и подъемная сила будет по­ложительной на углах атаки больше Г, а на углах атаки меньше 1 —отрицательной. Минимальное значение коэффициента лобо­вого сопротивления фюзеляжа С будет при угле атаки, равном нулю. Ввиду того что на углах атаки больше или меньше нуля ко­эффициент С_ф увеличивается, выгодно со­вершать полет на углах атаки фюзеляжа, близких к нулю. С этой целью предусмот­рен угол наклона вала несущего винта впе­ред, составляющий 4,5°.

Фюзеляж без стабилизатора статически неустойчив, так как увеличение углов ата­ки фюзеляжа приводит к увеличению коэффициента продольного момента, а следовательно, и продольного момента, действующего на кабрирование и стремящегося к дальнейшему увеличению угла атаки фюзеляжа. Наличие стабилизатора на хвостовой балке фюзеля­жа обеспечивает продольную устойчивость последнему лишь на малых установочных углах от +5 до —5° и в диапазоне небольших углов атаки фюзеляжа от —15 до + 10°. На больших углах установки стабилизатора и больших углах атаки фюзеляжа, что соответствует полету на режиме авто­ротации, фюзеляж статически неустойчив. Это объясняется срывом потока со стабилизатора. В связи с наличием у вертолета хорошей управляемости и достаточных запасов управления на всех режимах полета на нем при­менен стабилизатор, не управляемый в полете с установочным углом — 6°.

 Рис.   1.4. Зависимость коэффици­ента подъемной силы Суф и лобо­вогосопротивления Схф фюзеляжа от углов атаки a° фюзеляжа

 В поперечном направлении фюзеляж устойчив лишь на больших отрица­тельных углах атаки -20° в диапазоне углов скольжения от —2 до + 6°. Это вызвано тем, что увеличение углов скольжения приводит к увеличению коэффициента момента крена, а следовательно, и поперечного момента, стре­мящегося и дальше увеличить угол скольжения.

В путевом отношении фюзеляж неустойчив практически на всех углах атаки при малых углах скольжения от —10 до +10°, на углах, больше указанных, характеристики устойчивости улучшаются. При углах сколь­жения 10° < b < — 10° фюзеляж нейтрален, а при скольжении больше 20° он приобретает путевую устойчивость.

Если рассматривать вертолет в целом, то хотя он и обладает достаточной динамической устойчивостью, но не вызывает больших затруднений при пилотировании даже без автопилота. Вертолет Ми-8 в общем оценен с удов­летворительными характеристиками устойчивости, а с включенными систе­мами автоматической стабилизации эти характеристики значительно улуч­шились, вертолету придана динамическая устойчивость по всем осям и по­этому пилотирование существенно облегчается.

4.   КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА

 Вертолет Ми-8 (рис. 1.5) состоит из следующих основных частей и систем: фюзеляжа, взлетно-посадочных устройств, силовой установки, трансмиссии, несущего и рулевого винтов, управления вертолетом, гидравлической систе­мы, авиационного и радиоэлектронного оборудования, системы отопления и вентиляции кабин, системы кондиционирования воздуха, воздушной и противообледенительной систем, устройства для внешней подвески грузов, такелажно-швартовочного и бытового оборудования. Фюзеляж вертолета включает носовую 2 и центральную 23 части, хвосто­вую 10 и концевую 12 балки. В носовой части, являющейся кабиной экипа­жа, размещены сиденья пилотов, приборные доски, электропульты, автопи­лот АП-34Б, командные рычаги управления. Остекление кабины экипажа обеспечивает хороший обзор; правый 3 и левый 24 блистеры снабжены меха­низмами аварийного сброса.

В носовой части фюзеляжа расположены ниши для установки контейне­ров с аккумуляторами, штепсельные разъемы аэродромного питания, труб­ки приемников воздушного давления, две рулежно-посадочные фары и люк с крышкой 4 для выхода к силовой установке. Носовая часть фюзеляжа от­делена от центральной части стыковочным шпангоутом № 5Н, в стенке которого имеется дверной проем. В проеме двери установлено откидное сиденье борт­механика. Спереди, на стенке шпангоута № 5Н, расположены этажерки ра­дио- и электрооборудования, сзади - контейнеры двух аккумуляторных батарей, коробка и пульт управления электролебедкой.

В центральной части фюзеляжа расположена грузовая кабина, для входа в которую слева имеется сдвижная дверь 22, снабженная механизмом ава­рийного сброса. У верхнего переднего угла проема сдвижной двери снару­жи крепится бортовая стрела. В грузовой кабине вдоль правого и левого бортов установлены откидные сиденья. На полу грузовой кабины располо­жены швартовочные узлы и электролебедка. Над грузовой кабиной разме­щены двигатели, вентилятор, главный редуктор с автоматом перекоса и не­сущим винтом, гидропанель и расходный топливный бак.

К узлам фюзеляжа снаружи крепятся амортизаторы и подкосы главных 6, 20 и передней / стоек шасси, подвесные топливные баки 7, 21. Впереди правого подвесного топливного бака расположен керосиновый обогреватель.

Грузовая кабина заканчивается задним отсеком с грузовыми створками. В верхней части заднего отсека расположен радиоотсек, в котором установ­лены панели под приборы радио- и электрооборудования. Для входа из гру­зовой кабины в радиоотсек и хвостовую балку имеется люк. Грузовые створ­ки закрывают проем в грузовой кабине, предназначенный для закатки и вы­катки колесной техники, погрузки и выгрузки крупногабаритных грузов.

В пассажирском варианте к специальным профилям, расположенным по полу центральной части фюзеляжа, крепятся 28 пассажирских кресел. По правому борту в задней части кабины расположен гардероб. Правая борто­вая панель имеет шесть прямоугольных окон, левая — пять. Задние борто­вые окна встроены в крышки аварийных люков. Грузовые створки в пасса­жирском варианте укороченные, на внутренней стороне левой створки рас­положено багажное отделение, а в правой створке размещены короба под контейнеры с аккумуляторами. В грузовых створках сделан проем под зад­нюю входную дверь, состоящую из створки и трапа.

 

 Рис. 1.5 Компоновочная схема вертолета.

1-передняя нога шасси; 2-носовая часть фюзеляжа; 3, 24-сдвижные блистеры; 4-крышка люка выхода к двигателям; 5, 21-главные ноги шасси; 6-капот обогревателя КО-50; 7, 12-подвесные топливные баки; 8-капоты; 9-редук-торная рама; 10-центральная часть фюзеляжа; 11-крышка люка в правой грузовой створке; 12, 19-грузовые створки; 13-хвостовая балка; 14-стабилизатор; 15-концевая балка; 16-обтекатель; 17-хвостовая опора; 18-трапы; 20-щиток створки; 23-сдвижная дверь; 25-аварийный люк-окно.

 К центральной части фюзеляжа пристыкована хвостовая балка, к узлам которой крепится хвостовая опора и неуправляемый стабилизатор. Внутри хвостовой балки в верхней ее части проходит хвостовой вал трансмиссии. К хвостовой балке пристыкована концевая балка, внутри которой установ­лен промежуточный редуктор и проходит концевая часть хвостового вала трансмиссии. Сверху к концевой балке крепится хвостовой редуктор, на ва­лу которого установлен рулевой винт.

Вертолет имеет неубирающееся шасси трехопорной схемы. Каждая стой­ка шасси снабжена жидкостно-газовыми амортизаторами. Колеса передней стойки самоориентирующиеся, колеса главных стоек снабжены колодочными тормозами, для управления которыми вертолет оборудован воздушной сис­темой.

Силовая установка включает два двигателя ТВ2-117А и системы, обеспечивающие их работу.

Для передачи мощности от двигателей к несущему и рулевому винтам, а также для привода ряда агрегатов используется трансмиссия, состоящая из главного, промежуточного и хвостового редукторов, хвостового вала, вала привода вентилятора и тормоза несущего винта. Каждый двигатель и главный редуктор имеют свою автономную маслосистему, выполненную по прямой одноконтурной замкнутой схеме с принудительной циркуляцией мас­ла. Для охлаждения маслорадиаторов двигателей и главного редуктора, стартер-генераторов, генераторов переменного тока, воздушного компрес­сора и гидронасосов на вертолете предусмотрена система охлаждения, со­стоящая из высоконапорного вентилятора и воздухопроводов.

Двигатели, главный редуктор, вентилятор и панель с гидроагрегатами закрыты капотом. При открытых крышках капота обеспечивается свобод­ный доступ к агрегатам силовой установки, трансмиссии и гидросистемы, при этом открытые крышки капота двигателей и главною редуктора являются рабочими площадками для выполнения технического обслуживания систем вертолета.

Вертолет оборудован средствами пассивной и активной защиты от пожара. Продольная и поперечная противопожарные перегородки делят под­капотное пространство на три отсека: левого двигателя, правого двигателя, главного редуктора. Активная противопожарная система обеспечивает пода­чу огнегасящего состава из четырех баллонов в горящий отсек.

Несущий винт вертолета состоит из втулки и пяти лопастей. Втулка имеет горизонтальные, вертикальные и осевые шарниры и снабжена гидравличес­кими демпферами и центробежными ограничителями свеса лопастей. Лопасти цельнометаллической конструкции имеют визуальную систему сигнали­зации повреждения лонжерона и электротепловое противообледенительное устройство.

Рулевой винт толкающий, изменяемого в полете шага. Он состоит из втулки карданного типа и трех цельнометаллических лопастей, снабженных электротепловым противообледенительным устройством.

Управление вертолетом сдвоенное состоит из продольно-поперечного уп­равления, путевого управления, объединенного управления «Шаг — газ» и управления тормозом несущего винта. Кроме того, имеется раздельное уп­равление мощностью двигателей и их остановом. Изменение общего шага не­сущего винта и продольно-поперечное управление вертолетом осуществляют­ся с помощью автомата перекоса.

Для обеспечения управления вертолетом в систему продольного, попе­речного, путевого управления и управления общим шагом включены по не­обратимой схеме гидроусилители, для питания которых на вертолете предус­мотрена основная и дублирующая гидросистемы.

Установленный на вертолете Ми-8 четырехканальный автопилот     АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте.

Для поддержания в кабинах нормальных температурных условий и чис­тоты воздуха вертолет оборудован системой отопления и вентиляции, кото­рая обеспечивает подачу подогретого или холодного воздуха в кабины эки­пажа и пассажиров. При эксплуатации вертолета в районах с жарким клима­том вместо керосинового обогревателя могут быть установлены два борто­вых фреоновых кондиционера.

Противообледенительная система вертолета защищает от обледенения лопасти несущего и хвостового винтов, два передних стекла кабины экипа­жа и воздухозаборники двигателей.

Противообледенительное устройство лопастей винтов и стекол кабины экипажа — электротеплового, а воздухозаборников двигателей — воздушнотеплового действия.

Установленное на вертолете авиационное и радиоэлектронное оборудова­ние обеспечивает выполнение полетов днем и ночью в простых и сложных ме­теорологических условиях.