ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЕРТОЛЕТА Ми-8Т - СВВАУЛ

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:

 VKP == 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 Су 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 ткр 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 и лобового сопротивления С в зависимости от углов атаки аф (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 Сф 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.

www.svvaul.ru

ПОТРЕБНЫЕ И РАСПОЛАГАЕМЫЕ МОЩНОСТИ ВЕРТОЛЕТА Ми-8 — КиберПедия

§ 1. ПОТРЕБНЫЕ МОЩНОСТИ ДЛЯ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА Ми-8

Потребная мощность для полета вертолета Ми-8, как и для любого вертолета, складывается из мощности индуктивной, про­фильной и мощности движения. Кроме того, в поступательном полете, начиная со средних скоростей, лопасти вертолета Ми-8 в районе азимутов 0—180° имеют сверхкритические истинные ско­рости обтекания. Здесь проявляется сжимаемость воздуха/ что приводит к появлению волнового сопротивления, на преодоление .которого требуется определенная мощность, которую называю! мощностью сжатия. Чем больше скорость полета вертолета, тем больше волновое сопротивление, тем больше требуется мощность для его преодоления. Следовательно, с ростом скорости мощ­ность сжатия увеличивается.

Чем больше высота полета, тем больше мощность сжатия, так как при увеличении высоты полета сжимаемость воздуха увеличивается за счет уменьшения скорости звука.

В аэродинамическом расчете учет сжимаемости осуществля­ется через увеличение потребного коэффициента крутящего мо­мента на сжимаемость:

ткркр.б.сж4» АШсж-

Чем больше скорость и высота полета вертолета, тем больше прирост потребного коэффициента крутящего момента за счет сжатия Атсш. Следовательно, потребная мощность для посту­пательного полета вертолета Ми-8 будет складываться из мощ­ности индуктивной, профильной, движения и мощности сжатия:

1у п — 2инд НГ ^у пр Г 2у Дв I 2у с ж •

Изменение указанных мощностей от скорости горизонталь­ного полета в общем виде доказано на рис. 25. Как 1видно из рисунка, индуктивная мощность на висении максимальная, с ростом скорости уменьшается ввиду большей массы воздуха,


проходящей через несущий винт за единицу времени. Профиль­ная мощность на висении минимальная, с ростом скорости уве­личивается за счет увеличения профильных потерь. Мощность движения на висении равна нулю. С ростом скорости она увели­чивается за счет увеличения вредного сопротивлений. Мощность сжатия появляется на средних скоростях полета, при дальней­шем росте скорости она увеличивается. Суммарная потребная мощность для горизонтального полета, как и для любого верто­лета, до скорости эконо­мической уменьшается, за экономической — увели­чивается.

Рис. 25. Изменение потребных мощностей для горизонтального полета вертолета Ми-8 в общем виде прибору) мощность уменьшается, на экономической скорости она минимальная, при дальнейшем увеличении скорости мощность опять увеличи­вается. При увеличении высоты полета потребная мощность уве­личивается как на висении, так и в горизонтальном полете на всех скоростях. Для вертолета с максимальным взлетным весом 12 000 кг потребная мощность для любой скорости и высоты полета больше, чем для вертолета с нормальным взлетным ве­сом 11 100 кг. Общий потребный крутящий момент для полета вертолета определяется по следующей формуле:

Потребные мощности для горизонтального по­лета вертолета Ми-8 в за­висимости от скорости и высоты полета, получен­ные расчетом, показаны на рис. 26. Как «видно по рисунку, на режиме ви­сения потребная мощ­ность максимальная, с ро­стом скорости до эконо­мической (120 км/ч по



Аналогично изменению потребной мощности от скорости го­ризонтального полета изменяются и потребные установоч­ные углы лопастей (общий шаг винта): при разгоне скорости от висения до экономической потребной общий шаг уменьшает­ся, при дальнейшем росте скорости он увеличивается. Измене­ние потребного шага от скорости горизонтального полета для вертолета Ми-8, полученное летными испытаниями, показано на рис. 27. Как (видно (по рисунку, минимальный шаг потребуется для скорости, близкой к экономической, на других скоростях — меньше экономической и больше ее — шаг в обоих случаях тре-.

буется больший. Для набора высоты потребный шаг будет боль­ше, чем для горизонтального полета.

^Изменение мощностей двигателей на вертолете Ми-8 для обеспечения необходимой мощности для полета возможно толь-







 

Рис. 26. Потребные мощности для горизонтального по­лета вертолета Ми-8 в зависимости от скорости и высо­ты полета:

а—для полетного веса 11 100 кг; б—для полетного веса 12 000 кг

ко изменением общего шага, так как автоматическая система поддерживает обороты несущего винта практически постоянны­ми на всех режимах полета.




         
    Набор выситы на номинале
    Самодращение Н.В с Н=80Ом

150 200У„р,км/ч


60 40

О 100 150200Ущкм/'/

 


Рис. 27. Зависимость потребного общего шага несущего винта от ско­рости горизонтального полета для вертолета Ми-8 весом 11100 кг на вы­соте 500 м при нормальной центровке 0,22 м

Рис. 28. Зависимость потреб­ного лимба от скорости го­ризонтального полета вер­толета Ми-8

При помощи общего шага несущего винта происходит воз­действие на рычаг управления топливного насоса-регулятора НР-40ВР, измеряемое в градусах лимба, установленного на на­сосе-регуляторе. Зависимость потребного положения топливных кранов в градусах лимба от скорости в режиме горизонтального полета для вертолета Ми-8 показано на рис. 28. График постро­ен для нормального взлетного веса вертолета на высоте 500 м в стандартной атмосфере. Как видно, положение топливных кранов в градусах лимба аналогично величине общего шага и потребной мощности для горизонтального полета. У вертолета Ми-8, в отличие от других вертолетов, показания по лимбу не подведены в кабину пилотов.

РАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТЬ

1. Характеристики двигателя ТВ2-П7А

Дроссельные характеристики двигателя ТВ2-117А. На рис. 29 представлены дроссельные характеристики двигателя ТВ2-117А, снятые на стенде и приведенные к стандартным атмос­ферным условиям (ВСА-60) у земли. По горизонтальной оси от­ложены обороты турбокомпрессора /гтк в процентах по счетчику оборотов ИТЭ-2. На вертикальных осях отложены эффектив­ная мощность на валу свободной турбины Ые, удельный расход топлива Сеи температура газов перед турбиной компрессора.

Как видно по кривым, при открытии дроссельного крана при помощи рычага управления, установленного на насосе-регуля­торе НР-40ВР, обороты турбокомпрессора птю мощность дви­гателя Ыеи температура газов перед турбиной Т увеличиваются, а удельный расход топлива Сеуменьшается. Рост эффективной мощности на свободной турбине по числу оборотов турбоком­прессора объясняется одновременным увеличением расхода воз­духа через двигатель и удельной эффективной мощности (с ро­стом степени повышения давления воздуха л;к). При этом удель­ный эффективный расход топлива с ростом числа оборотов тур-бокомпрессора непрерывно уменьшается за счет увеличения степени повышения давления и температуры в двигателе.

Режимы работы двигателя ТВ2-117А. В табл. 1 даны режи­мы работы и значения параметров двигателя ТВ2-117А в стан­дартной атмосфере на уровне моря при скорости полета, равной нулю.

В табл. 1 обороты турбокомпрессора на всех режимах рабо­ты двигателя даны при температуре окружающей среды 15° С.

Нормальными или «приведенными» оборотами турбокомпрес­сора будем называть такие, которые даны для стандартных ат­мосферных условий и с учетом закона регулирования. «Заме­ренными» или «физическими» оборотами будем называть такие,,

Таблица 1 Режимы работы и значения параметров двигателя ТВ2-117А

 

 

 

 

Параметры Режимы работы
взлетный номи­нальный крейсер­ский малый газ
Мощность на выводном валу (л. с.) 1500_30 1200_24 1000_22
Число обо- Компрессора (не более) 98,5 94,5 64^
ротов (%) Несущего винта 93_, 95 ±2 95 ±2 45 ±10
Температура газа перед турбиной компрессора не более (°С)
Темпера­тура масла на входе (°С) Максимальная
Рекомендуемая 90—100
Минимальная для дли­тельной работы на режи­ме не ниже крейсерско­го
Минимальная для вы­хода на режим малого газа
Давление Топлива 40—60 18-35
(кгс/см2) Масла 3,5±0,5 не менее 2
Удельный расход топлива (г/л. с. ч.) не более 100 кг/ч
Время непрерывной работы не бо­лее (мин) не огра­ничено
Допустимое время работы за ре­сурс в процентах от общего ресур­се не огра­ничено  

т?:с

кг/лс.ч

 

850 800 750 700 650 600 550


1600

-1400 -1200 -1000

- 800
-600

- 400


/V


0,40 0,38 0,56 0,34 0,52 0,30 0,28

88 90 92 94 96 птк,%

Ограничение по расходу топлиба

Рис. 29. Дроссельные характеристики двигателя ТВ2-117А



-во -40 -го о го 40

 

 

.66

Рис. 30. График зависимости чис­ла оборотов турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в двигатель:

/—максимально допустимые обороты крейсерского режима; 2—максимально допустимые обороты номинального ре­жима; 3—максимально допустимые обо­роты взлетного режима при #=0; 4— ограничение взлетного режима по тем­пературе газа перед турбиной компрес­сора; 5—ограничения взлетного режима по расходу топлива; 6—ограничения взлетного режима по степени повыше­ния давления в компрессоре; 7—огра­ничения только в поступательном по­лете при помощи ручки общего шага

которые получены по показаниям приборов в данном полете при данной температуре и на данной высоте.

Двигатель ТВ2-117А очень чувствителен к изменению темпе­ратуры окружающей среды, так как изменение температуры приводит к изменению количества воздуха, проходящего через двигатель, а следовательно, и к изменению его мощности. Для поддержания же мощности в необходимых пределах следует изменять обороты турбокомпрессора: чем выше температура окружающей среды, тем должны быть больше обороты турбо­компрессора.

Зависимость оборотов турбокомпрессора на взлетном, но­минальном и крейсерском режимах от температуры наружного воздуха показана на графике (рис. 30). Обороты турбокомпрес­сора на взлетном режиме поддерживаются автоматикой топлив­ной системы в зависимости от температуры окружающего воз­духа, как показано на графике. Задача пилота в этом случае лишь поставить рычаги управления НР-4ОВР обоих двигателей на максимальную подачу топлива при помощи ручки «шаг — газ». Максимально допустимые обороты взлетного режима при высоких температурах окружающего воздуха выше 25° С (на участке кривой 4) ограничиваются по числу оборотов ротора турбокомпрессора и по температуре газа перед турбиной ком­прессора всережимным регулятором оборотов насоса-регулято­ра и специальной системой ограничения температуры, в кото­рую входит исполнительный механизм ИМ-40. При средних температурах окружающей среды максимально допустимые обо­роты турбокомпрессора взлетного режима (на участке кривой 5) ограничиваются по максимальному расходу топлива системой ограничения, входящей в насос-регулятор НР-40ВР. При слиш­ком низких температурах окружающего воздуха ниже минус 55° С (на участке кривой 6) специальным узлом насоса-регуля­тора НР-40ВР ограничиваются максимально допустимые оборо­ты турбокомпрессора взлетного режима по степени повышения давления воздуха в компрессоре. Все указанные ограничения производят путем автоматического уменьшения количества ло-даваемого топлива в камеру сгорания и выбраны из соображе­ний прочности двигателя.

У двигателей с воздушной системой ограничения приведен­ных оборотов турбокомпрессоров в поступательном полете при температуре окружающего воздуха ниже —20° С могут быть слу­чаи увеличения оборотов выше указанных на графике (кривые 5 и 6 рис. 30). На этот случай установлены ограничения оборо­тов: в диапазоне температур от —20 до —40° С обороты должны быть не более 96%, в диапазоне температур от —40 до —60° С обороты должны быть не более 92%. В случае превышения ука­занных оборотов пилот обязан их уменьшать опусканием ручки общего шага вниз на необходимую величину. На режиме висе-ния и при этих температурах наружного воздуха автоматическая

3* 67

система удерживает обороты турбокомпрессоров в пределах, указанных кривыми 5 и 6 (см. рис. 30).

При указанных максимально допустимых оборотах турбо­компрессора взлетного режима от температуры окружающего воздуха у земли (кривые 4, 5, 6 рис. 30) эффективная мощность двигателя не остается постоянной, а изменяется, как показано на рис. 31. Как видно по кривой графика, для нормального ат-

Не,

    2 К              
        1- ^ 4 5    
  <\                
                   
                   

л.с

1500 1400

120-60 -50 -40 -30 -20 -10 0 10 20 50 ^°С

Рис. 31. Зависимость максимально допустимой

мощности на валу свободной турбины двигателя

ТВ2-117А у земли от температуры и давления

окружающего воздуха:

1—ограничения по степени повышения полного давле­ния в компрессоре; 2—ограничения по расходу топлива; 3—р = 720 мм рт. ст.; 4—р = 760 мм рт. ст.; 5—р = 790 мм рт. ст.; 6—ограничения по числу оборотов турбокомпрес­сора

мосферного давления 760 мм рт. ст. в диапазоне температур окружающего воздуха от —60 до —48° С максимальная мотп-ность с увеличением температуры увеличивается. В этом диапа­зоне температур работает система ограничения степени повыше­ния давления воздуха як — она остается постоянной, равной 7,2. С повышением температуры воздуха на входе в компрессор уве­личиваются обороты его, что приводит к увеличению часового расхода топлива. При дальнейшем увеличении температуры окружающего воздуха до 30° С мощность уменьшается, но уменьшение мощности происходит незначительное, так как обо­роты турбокомпрессора увеличиваются, часовой расход топли­ва сохраняется, степень повышения давления зхк уменьшается незначительно (до 6,2 при температуре 30° С) и лопатки вход­ного направляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппара­тов (НА) первых трех ступеней компрессора автоматически по­ворачиваются на больший угол поворота, увеличивая количест во проходящего воздуха.

В этом диапазоне температур окружающего воздуха макси­мальная мощность ограничивается по максимальному расходу топлива. Максимальный расход топлива выбран таким, чтобы при температуре наружного воздуха +15° С мощность двигате-

ля на взлетном режиме соответствовала техническим условиям (ТУ) двигателя, т. е. 1500 л. с. При дальнейшем повышении тем­пературы воздуха выше 30° С максимальная мощность двигате­ля резко понижается, так как вступают в работу системы огра­ничения оборотов турбокомпрессора и температуры газов перед турбиной компрессора. При этом резко уменьшается часовой расход топлива и степень повышения давления лк.

Итак, в стандартной атмосфере у земли при температуре окружающего воздуха 15° С максимальная мощность двигателя на взлетном режиме равна 1500 л. с. С понижением температу­ры мощность увеличивается и достигает максимальной величи­ны 1550 л. с, а при температуре ниже —48° мощность уменьша­ется, ввиду вступления в работу ограничителя степени повыше­ния давления в компрессоре. При температуре выше 15° С мощ­ность меньше 1500 л. с. При повышении температуры она снача­ла уменьшается незначительно, а шосле 30° С резко падает ввиду вступления в работу ограничителя оборотов турбоком­прессора.

С повышением давления окружающего воздуха выше атмос­ферного диапазон температур, при которых максимальная мощ­ность изменяется незначительно (сохраняется) —расширяется, а с понижением давления ниже атмосферного — суживается (см. рис. 31).

Указанное изменение максимальной мощности двигателя ТВ2-117А в зависимости от температуры и давления окружаю­щей среды и по законам автоматического регулирования взлет­ного режима, заложенного топливную систему, и обуславлива­ет тяговые характеристики несущего винта вертолета Ми-8 на этом режиме двигателей в зависимости от температуры воздуха и барометрической высоты места взлета и посадки (см. рис. 20).

Перед полетом экипаж должен определить максимально до­пустимые обороты турбокомпрессора на взлетном режиме в за­висимости от температуры окружающего воздуха по графику (см. рис. 30). Зная обороты на взлетном режиме для данного полета, можно при необходимости назначить этот режим при помощи ручки «шаг^—газ». Если же полет будет осуществлять­ся на другом режиме, тогда пилот, зная обороты на взлетном режиме, может судить об избытке мощности двигателей, что очень !важно, особенно при взлетах, на вертикальных режимах полета и при посадках. Кроме того, обороты взлетного режима работы двигателей необходимо знать, чтобы вести учет времени работы двигателей на этом режиме.

Максимально допустимые обороты для номинального и крей­серского режимов работы двигателя в зависимости от темпера­туры окружающего воздуха показаны на рис. 30 (кривые 1 и 2). Область оборотов турбокомпрессора для взлетного режима бу­дет находиться между максимально допустимыми для номи­нального режима и максимально допустимыми для взлетного

режима (между кривыми 2 и 3). Область оборотов номинально­го режима работы двигателя будет находиться между макси­мально допустимыми оборотами крейсерского и номинального режимов (между кривыми 1 и 2 рис. 30). Область оборотов крейсерского режима работы двигателя будет ниже максималь­но допустимых оборотов этого режима (ниже кривой 1 рис. 30).

Обороты номинального и крейсерского режимов самостоя­тельно не поддерживаются, их должен устанавливать пилот при помощи ручки общего шага. Перед данным полетом экипаж дол­жен определить максимально допустимые обороты турбоком­прессора номинального и крейсерского режимов по графику (см. рис. 30) и руководствоваться этими оборотами для возможности установления режимов работы двигателей и учета времени экс­плуатации их на номинальном режиме. Обороты номинального и крейсерского режимов, определенные по графику, поддержи­ваются пилотом на всем протяжении полета независимо от вы­соты и времени полета. Но так как график построен для усло­вий атмосферы земли на уровне моря, а определенные оборо­ты по графику поддерживаются постоянными для всех высот, то, если полет начинается с высокогорной площадки, обороты номинального и крейсерского режимов определяют не по тем­пературе воздуха на уровне этой площадки, а по температуре на уровне моря. Для этого необходимо к температуре воздуха данной площадки прибавить температуру из расчета ее повыше­ния на каждую тысячу метров на 6,5° С согласно ВСА-60.

Мощность номинального режима и ниже номинального, ес­ли поддерживать обороты компрессора в зависимости от темпе­ратуры согласно графику (см. рис. 30), практически не изменя­ется от температуры на данной высоте.

Для удобства пользования графиком его иногда упрощают. Для этого кривые максимально допустимых оборотов компрес­сора номинального и крейсерского режимов делают ступенча­тыми, чтобы получить определенные постоянные обороты в не­котором диапазоне температур, например, в диапазоне темпе­ратуры 10° С.

В дальнейшем предполагается установить в кабине пилотов прибор — указатель режимов работы двигателей, по которому можно будет в любой момент полета видеть максимальные обо­роты взлетного режима и максимально допустимые обороты но­минального и крейсерского режимов в зависимости от темпера­туры окружающего воздуха и руководствоваться этими данны­ми для установления режимов работы двигателя. Этот прибор особенно необходим на случай возможных отклонений фактиче­ского градиента изменения температуры по высоте от стандарт-ного градиента, например, при инверсии температуры, которая может приводить к занижению мощности двигателей при набо­ре высоты на оборотах, определенных по графику, в зависимо­сти от температуры у земли. Занижение мощности двигателей

 

приведет к ухудшению летных свойств вертолета, например, к уменьшению скороподъемности.

До внедрения указателя режимов работы двигателей и для сохранения летных свойств вертолета в полете на номинальном режиме работы двигателей в случаях изменения температуры на­ружного воздуха на высоте не по стандартной атмосфере, обо­роты турбокомпрессора рекомендуется определять по графику (рис. 32). Как видно по графику, обороты турбокомпрессора номинального режима уве­личиваются не только с по-' птк$ вышением температуры ок­ружающего воздуха, но и с увеличением высоты по­лета. Максимально допу­стимые обороты крейсерско­го режима в этом случае меньше оборотов номиналь­ного режима на 1,5%.

-60-50-40-30-20-10 0 10 20 30*„.в
Рис. 32. Зависимость максимально до­пустимых оборотов ротора турбоком­прессора при работе на номинальном режиме от температуры воздуха на вхо­де в двигатель (# = 0—4000 м; У = 0)

Мощность двигателей ТВ2-117А на взлетном ре­жиме у земли в стандартной атмосфере составляет 1500Х Х2 = 3000 л. с. на валу сво­бодной турбины. Взлетный режим двигателей приме­няется для взлета и посадки вертолета, для выполнения вертикальных режимов по­лета, особенно в сложных

условиях, для набора высоты, а также при полете на одном дви­гателе. Взлетный режим работы двигателей определяется не только взлетными оборотами турбокомпрессоров, но и оптималь­ными оборотами несущего винта для этого режима, при которых винт развивает максимальную тягу. Такими оборотами несущего винта являются 93_1 % по указателю оборотов ИТЭ-1 (см. табл. 1). Следовательно, чтобы назначить взлетный режим силовой уста­новки вертолета Ми-8 необходимо три правой коррекции ручку общего шага поднимать до тех пор, пока обороты компрессоров будут соответствовать взлетным, определяемым по графику (рис. 30) |в зависимости от температуры окружающего воздуха, а обороты несущего винта будут в пределах 92—93%. Если при этом вертолет находится на привязи или на режиме висения, то показания общего шага по УШВ-1 составят 9—10°. Если же вер­толет находится на режиме полета с поступательной скоростью, то общий шаг несущего винта для этого режима работы двига­телей будет больше, чем на режиме висения, так как за счет скорости несущий винт облегчается и для удержания взлетных оборотов его необходимо затяжелять ручкой общего шага.

На номинальном режиме работы двигателей мощность на валах свободных турбин у земли в стандартной атмосфере со­ставляет 1200X2 = 2400 л. с. Номинальный режим применяется в основном для набора высоты с поступательной скоростью, для горизонтального полета при большом полетном весе вертолета и на больших скоростях полета. Назначается номинальный ре­жим двигателей ручкой общего шага при правой коррекции до получения номинальных оборотов в зависимости от температу­ры окружающего воздуха, соответствующих данным графиков (рис. 30 и 32). При этом обороты несущего винта поддержива­ются автоматически в пределах 95+2% по счетчику оборотов ИТЭ-1.

На крейсерском режиме работы двигателей мощность на ва­лах свободных турбин у земли в стандартной атмосфере состав­ляет 1000X2 = 2000 л. с. Применяется этот режим для горизон­тального полета и набора высоты с поступательной скоростью. Назначается ручкой общего шага при правой коррекции до по­лучения оборотов турбокомпрессоров в зависимости от темпера­туры окружающего воздуха, соответствующих данным графика (рис. 30). Обороты несущего винта, как и на номинальном ре­жиме, удерживаются автоматически в тех же пределах.

Максимально допустимые замеренные обороты компрессо­ров и температура газа перед турбиной компрессора на всех высотах и скоростях полета должны быть не выше указанных в табл. 2.

Таблица 2

cyberpedia.su

Ответы@Mail.Ru: Средняя дальность полета вертолета

Средняя практическая дальность полёта современных вертолётов ~ 550 км. 1. Robert G. Ferry (США) в апреле 1966 года пролетел на вертолёте Hughes YOH-6A 3561.55 км - это считается абсолютным рекордом дальности. 2. Популярный (мягко говоря, а вообще-то - самый массовый в мире) Ми-8 имеет практическую дальность от 425 км (Ми-8П, 1965 год) до 590 км (Ми-8МТВ-1 он же Ми-17-1В, 1987). Его максимальная дальность (без груза) - около 800 км. 3. Лучший гражданский вертолёт Ми-26 имеет практическую дальность 800 км, а перегоночную дальность: 2350 км (с четырьмя подвесными топливными баками) . Лучший боевой - Ми-35: 450 км и 1000 км, соответственно. 4. "Американцы" имеют примерно такие же дальности.

МИ-24 "Крокодил". Дальность полёта практическая: 450 км Дальность полёта перегоночная: 1000 км

Средняя температура по больнице! 🙁 от 50 до 3560 км.

Ка-50 около 520км с доп. баками 1160 км

Чуть меньше половины заправки (баков).

touch.otvet.mail.ru

Максимальные истинные скорости вертолета Ми-8 по мощности двигателей, полученные расчетом

 

Я,м Взлетный режим   Номинальный режим
О = 12 000 кг 0 = 11 100 кг а = 12 000 кг а = 11 100 кг
   
   
   
   
   
   

Максимальные скорости по срыву потока

Максимальные скорости по срыву потока в зависимости от высоты полета и веса вертолета определялись, как и другие лет­ные данные вертолета, на электронной счетной машине М-20. Максимальная скорость по срыву потока отмечалась при дости-

ОС°Г,

Крит

Н=4000м^/ зооо^У  
  /У^юоо /^Н=500м

Км 1ч

Рис. 68. Максимальные углы атаки конца лопасти винта вертолета Ми-8 в горизонтальном полете в зависимости от веса и высоты полета:

а—для вертолета весом 11 100 кг; б—для вертолета весом 12 000 кг

жении у конца лопасти ,в азимуте 270° угла атаки 14° (ниже кри­тического— 15°, рис. 68). Как известно, !в азимуте 270° у конца лопасти максимальный угол атаки на любой скорости полета. С увеличением скорости угол атаки увеличивается за счет увели­чения скорости (взмаха. С увеличением высоты лолета при той же скорости угол атаки будет больше за счет большего потребного шага несущего винта. При достижении угла атаки, равного 14°, скорость полета будет критическая по срыву. Эта скорость умень­шается с увеличением высоты. У вертолета Ми-8 максимальные скорости по срыву в зависимости от высоты и веса вертолета получены следующие (см. табл. 14 и рис. 67, а и 68).

Таблица 14 Максимальные скорости по срыву потока вертолета Ми-8

Н, м Укр:1тдля 0= 11 100 кг, км/ч 1/крит для О = 12 000 кг, км/ч Н, м Ккрит для О = 11 100 кг, км/ч Ккрит для 0 = 12 000 кг, км/ч
500 1000 2000 291 277 284 278 261 3000 4000 4500 257 229 213 237 205

Как 'видно из рис. 67 и табл. 13 и 14, критические скорости по срыву больше, чем максимальные скорости по мощности на взлетном режиме работы двигателей, как для вертолетов с нор­мальным, так и с максимальным полетным весом.

Максимальные скорости, установленные для эксплуатации

Эти скорости обычно меньше, чем критические по срыву и по мощности на взлетном режиме работы двигателей. Они близки к максимальным скоростям по мощности на номинальном режи­ме работы двигателей. Ограничение указанных скоростей мо­жет быть также по повышенным вибрациям, срыву (потока, по прочности несущего винта и других частей вертолета.

Для вертолета Ми-8 в зависимости от высоты полета и веса установлены следующие максимальные скорости горизонталь­ного полета для эксплуатации (см. табл. 15 и рис. 67,6).



Указанные максимальные скорости, установленные для эк­сплуатации вертолета весом 11100 кг до высоты 2000 м и для вертолета весом 12000 кг до высоты 1000 м, ограничены по ус­ловиям вибрации вертолета. На скоростях, выше установленных, вибрация у вертолета Ми-8 больше, чем у вертолета Ми-4. На высотах больше 2000 м для вертолета весом 11100 кг и больше 1000 м для вертолета весом 12000 кг максимальные скорости ограничены по срыву потока с запасом не менее 20 км/ч по при­бору по расчетной границе срыва.

Таблица 15

Максимальные скорости горизонтального полета вертолета Ми-8, установленные для эксплуатации

  Взлетный вес 11 100 кг Взлетный вес 12 000 кг
И, м * истин» км/ч ^приб» км/ч ^ ИСТИН) км/ч Уцриб, км/ч
У земли 500 1000 2000 3000 4000 4500 250 255 260 235 215 190 180 250 250 250 215 185 150 135 230 235 215 185 155 230 230 230 195 155 120

Максимально допустимая скорость при транспортировке гру­зов на внешней подвеске 250 км/ч по прибору и 150 км/ч при грузе весом более 2000 кг и внешней подвеске с тросом 8АТ-9600-1 диаметром 13 мм. Но эти скорости могут быть и мень­ше, в зависимости от поведения груза на подвеске.

Максимально допустимая скорость при полете с полуоткры­тыми задними створками грузовой кабины 160 км/ч по прибору»

§ 4. ОСОБЕННОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА И МЕТОДИКИ ЕГО ВЫПОЛНЕНИЯ НА ВЕРТОЛЕТЕ Ми-8

Для горизонтального полета скорость выбирают исходя из условий и целей полета: полет с минимальным часовым или ки­лометровым расходом топлива, по расписанию, с минимальной затратой времени, грузы размещены внутри кабины или на внеш­ней подвеске.

Методика выполнения переходного режима от набора высо­ты к горизонтальному полету с включенным автопилотом такая же, как и без автопилота. Он облегчает выполнение этого пере­ходного режима.

Перевод вертолета из режима набора высоты в режим гори­зонтального полета осуществляется ручками циклического и об­щего шага винта. Ручкой циклического шага устанавливается необходимая скорость горизонтального полета, а ручкой общего шага подбирается необходимая мощность для этой скорости. Обороты несущего винта при этом сохраняются автоматически в пределах 95±2%, если действия всеми рычагами управления будут плавными. При отклонении рычагов управления, особен­но ручкой общего шага, болеее высоким темпом возможен выход оборотов за указанные пределы. В этом случае допускаются обороты несущего винта в пределах 89—103%.



Балансировка вертолета на режиме горизонтального полета, как и на других режимах, производится при помощи электро-' магнитных муфт ЭМТ-2. Снимать усилия со всех рычагов уп­равления необходимо короткими и частыми нажатиями на кноп­ку снятия усилий (триммера) после небольших отклонений рычагов управления или после выполнения всего переходного ре­жима одним нажатием на кнопку снятия усилий. Перед нажа­тием на кнопку не следует прилагать больших усилий на рыча­ги управления, так как при этом мгновенно исчезают усилия и происходит резкое изменение положения рычагов управления, что приводит к большой разбалансировке вертолета. Выполнять переходные режимы с нажатой кнопкой не рекомендуется, так как здесь возможны лишние движения рычагами управления, что может повести к чрезмерной раскачке вертолета.

Правильность подбора необходимой мощности определяется по вариометру и высотомеру: если стрелка вариометра находит­ся около нулевого положения, а высота не меняется, то режим работы двигателей для данной скорости на данной высоте подоб­ран правильно. При этом установятся определенные обороты турбокомпрессоров, так как режим работы определяется только оборотами турбокомпрессоров. Если обороты будут больше мак­симально допустимых оборотов крейсерского режима, опреде­ленных по графику перед вылетом (см. рис. 30), то двигатели будут работать в области номинального режима. Поэтому необ­ходимо следить за временем работы двигателей: оно не должно превышать одного часа или 1/3 расчетной продолжительности полета. Обычно до истечения указанного времени за счет выго­рания топлива и уменьшения полетного веса необходимый ре­жим работы двигателей снижается до крейсерского. Если этого не произойдет за указанный срок, то необходимо снизить режим работы двигателей до значения максимально допустимых обо­ротов турбокомпрессора и уменьшить скорость полета до ско­рости, соответствующей крейсерскому режиму работы двигате­лей.

В принципе же, независимо от режима полета, разрешается работа двигателей на любом режиме. При работе на крейсер­ском режиме время не ограничивается. При работе на номина­ле—время работы 60 мин, на взлетном — 6 мин. Если двига­тели работали непрерывно на номинальном или взлетном режимах указанное время, то необходимо их перевести на пониженный режим на время не менее 5 мин, после чего опять можно работать на указанных режимах. Так же разрешается непре­рывная работа двигателей последовательно на взлетном и номи­нальном режимах с общей продолжительностью не более 66 мин. Положение рычагов управления на всем диапазоне скорос­тей горизонтального полета такое же, как и у вертолета Ми-4: с увеличением скорости ручка циклического шага должна пере­мещаться вперед и влево, левая педаль вперед до определенной

скорости. При дальнейшем разгоне скорости необходимо (пере­мещать вперед правую педаль На всем диапазоне скоростей под­держивается необходимая мощность при помощи ручки общего шага при правом положении рукоятки корректора газа.

Установившийся режим горизонтального полета осуществля­ется со всеми включенными каналами автопилота АП-34Б. Канал высоты включается на установившемся режиме горизон­тального полета на высоте не ниже 50 м. Изменение высоты по­лета (производится при выключенном канале высоты автопилота. После вывода вертолета на другую высоту необходимо вклю­чить канал высоты кнопкой «ВКЛ» на пульте управления авто­пилота.

В установившемся горизонтальном полете с освобожденным управлением вертолет сохраняет режим полета, медленно уходя с заданной скорости, так как автопилот стабилизирует не ско­рость полета, а угол тангажа. Такая неустойчивость вертолета по скорости более выражена на малых скоростях до 150 км/ч. На скоростях более 150 км/ч изменение скорости значительно меньше. Кроме того, указанная неустойчивость по скорости за­висит от точности балансировки вертолета на режиме перед включением каналов автопилота: чем точнее сбалансирован вертолет, тем лучше устойчивость. При спокойной атмосфере ав­топилот удерживает вертолет с точностью по направлению ±1°, по тангажу ±0,5°, по крену +0,5°, по высоте ±6 м до высоты 1000 м и ±12 м на высоте более 1000 м.

Пилот может вмешаться в управление и подправлять ба­лансировку вертолета не только рычагами управления, но и руч­ками центровки (рукоятками коррекции) по направлению, тан­гажу и крену в пределах ±5°. Для этого на пульте управления автопилотом имеются ручки центровки, каждое деление которых соответствует повороту вертолета вокруг соответствующей оси на 1°. Канал высоты такой ручки не имеет, и подправлять вы­соту можно только рычагом общего шага.

Нормальная работа каналов автопилота определяется коле­баниями стрелок индикаторов около нейтрального положения и характерным подергиванием вертолета, возникающим при пари­ровании возмущений. Работу канала высоты также можно кон­тролировать по изменению общего шага несущего винта, что видно по УШВ. При выключении соответствующего канала стрелка прекращает колебания, устанавливаясь в нейтральное положение.

При полете с включенным автопилотом, ввиду изменения ве­са (вертолета, метеоусловий и т. д., на вертолет будут действовать постоянные моменты. При этом каналы автопилота будут стаби­лизировать вертолет по всем направлениям, расходуя ход што­ка соответствующего гидроусилителя, стрелки индикаторов бу­дут приближаться к упорам. В этом случае необходимо ручками центровки установить стрелки в нейтральное положение. Необ-

ходимо ручкой циклического шага удерживать вертолет от неиз­бежных изменений углов крена и тангажа, выключить автопилот или данный канал, сбалансировать вертолет и вновь включить автопилот или данный канал его. Стрелки индикаторов каналов крена и тангажа («К» и «Т») можно устанавливать в нейтраль­ное .положение перед выключением автопилота, кроме ручек центровки, также и ручкой циклического шага. Такой перевод стрелок индикаторов в рабочее положение происходит без рыв­ков |в управлении вертолетом. Стрелку индикатора канала вы­соты в нейтральное положение надо перемещать ручкой общего шага: если стрелка ушла вверх, необходимо ручку общего шага опустить; при уходе стрелки вниз — поднять. Затем опять (вклю­чить канал высоты кнопкой включения на пульте автопилота. В установившемся горизонтальном полете и включенном ка­нале высоты автопилота и автоматической системы поддержания оборотов несущего винта (правая коррекция) высота полета поддерживается за счет постепенного автоматического уменьше­ния общего шага винта каналом высоты автопилота ввиду уменьшения веса вертолета за счет выгорания топлива. Ручка общего шага будет неподвижна, а указатель общего шага будет показывать уменьшение шага. Уменьшение шага винта приво­дит к попытке увеличения его оборотов, но регулятор оборотов несущего винта РО-40ВР уменьшает подачу топлива в двигате­ли, поэтому обороты несущего винта поддерживаются постоян­ными в пределах 95±2%, а обороты компрессоров будут умень­шаться. Стрелка индикатора нулевого канала высоты будет пере­мещаться от нейтрального положения вниз.

Если при горизонтальном полете канал высоты автопилота не включен, а работает только автоматическая система поддер­жания оборотов несущего винта, то по истечении времени за счет уменьшения веса вертолета, он будет стремиться (переходить к режиму набора высоты, увеличивая высоту полета, так как мощ­ность двигателей и обороты несущего винта постоянны. В этом случае пилоту необходимо периодически уменьшать мощность двигателей, опуская ручку общего шага.

Если при включении всех каналов автопилота и при правой коррекции изменить скорость горизонтального полета от эконо­мической в сторону увеличения или уменьшения только плавным и медленным движением ручки циклического шага, то высота полета и обороты несущего винта по указателю ИТЭ-1 сохраня­ются, скорость соответственно увеличивается или уменьшается. Общий шаг несущего винта то УШВ и обороты турбокомпрессо­ров по указателю ИТЭ-2 будут увеличиваться согласно общим законам аэродинамики и работе автоматической системы стаби­лизации вертолета Ми-8 по высоте.

В зонах большой турбулентности атмосферы полет должен совершаться с выключенными каналами направления и высоты при скорости 150—175 км/ч по прибору.

Горизонтальный полет по кругу с учебной целью рекоменду­ется совершать на скорости 160 км/ч.

Выполнение полетов на больших высотах, особенно близких к потолку, более сложно по сравнению с выполнением их на меньших высотах и требуют от пилота повышенного внимания и более плавной работы общим шагом несущего винта и други­ми рычагами управления.

Виражи и развороты в горизонтальном полете. Виражи и раз­вороты на вертолете Ми-8 выполняются так же, как и на верто­лете Ми-4. Если полетный вес у вертолета нормальный и ниже нормального, то виражи и развороты необходимо выполнять в диапазоне допустимых скоростей с креном до 30°. При весе бо­лее нормального, с включенным автопилотом и при полете по приборам — с креном до 15°. С учебной целью виражи рекомен­дуется совершать на скорости 160 км/ч ,по прибору.

Вертолет вводится в вираж или разворот координированным движением ручки циклического шага и педали в сторону нужного разворота или виража с одновременным увеличением мощности ручкой общего шага. Так как для выполнения левого виража или разворота требуется меньшая мощность, чем для правого, то при крене до 15° на левом вираже и развороте не требуется уве­личивать мощность.

Вывод вертолета из виража или разворота необходимо начи­нать за 10—15° до намеченного ориентира или заданного направ­ления по указателю УГР-4К курсовой системы. Вывод выполня­ется координированным движением рычагов управления.

При вводе в !вираж, его выполнении и при выводе (вертолета из виража необходимо действовать всеми рычагами управления плавно и координирование, тогда вертолет не так подвергается разбалансировке, и облегчается техника пилотирования.

Радиус и время одного круга виража определяются по тем же формулам, что и для самолета. Для примера их величина в зависимости от скорости и угла крена приведена в табл. 16.

Таблица 16

Радиус и время одного круга виража в зависимости от скорости и угла

крена

Скорость, Крен, Радиус, Время, Скорость, Крен, Радиус, Время,
км/ч град м с км/ч град м с
   
   

Полеты на малой высоте. Такие полеты выполняются при не­возможности производить руление (по состоянию грунта), при проведении специальных работ, а также с учебной целью.

Обычно полеты на малой высоте при ровном рельефе мест­ности рекомендуется выполнять на высоте до 10 м на скоростях до 80 км/ч с использованием воздушной подушки. Полеты на вы­сотах от 10 до 40 м выполнять на скоростях от 60 до 150 км/ч. При таких полетах скорость определяется по земле, указателю скорости и по указателю ДИВ-1, если он установлен, Над сильно пересеченной местностью полеты необходимо производить на высотах не менее 20 м над рельефом и на скоростях по прибо­ру не менее 60 км/ч для того, чтобы полет происходил вне зоны влияния воздушной подушки, и чтобы можно было обеспечить хорошую управляемость вертолета при действии нисходящих по­токов, обусловленных рельефом местности. При малых скорос­тях полета вертолет Ми-8 имеет повышенную вибрацию, поэто­му длительные полеты в диапазоне скоростей от 20 до 50 км/ч не рекомендуются.

При 'подлетах на малой высоте необходимо учитывать ско­рость и направление ветра. При ветре до 5 м/с полеты можно совершать при любом направлении ветра с разворотом на 360° При ветре от 5 до 10 м/с можно совершать полеты против ветра и с боковым ветром до 90°. При ветре от 10 до 20 м/с полеты можно совершать только против ветра.

Подлеты на неукатанных заснеженных площадках произво­дить в случаях крайней необходимости на скоростях 20—40 км/ч, обеспечивающих горизонтальную видимость, имея ориентир «при­вязки» в точке зависания. Высота аюдлета в таких случаях долж­на быть 15 м.

Подлеты и перемещения на высотах ниже 10 м рекоменду­ется производить на скоростях до 20 км/ч, не выходя на режим тряски.

Подлеты на старт выполняются обычно на высоте до 10 м, а при порывистом ветре на высоте не менее 5 м. При этом ско­рость должна быть не более 15 км/ч, если расстояние до препят­ствий не более 50—75 м, и можно держать скорость до 70 км/ч, если расстояние до препятствий более 70 м. Подлеты выполнять на расстоянии не менее 50 м от стоянок самолетов и вертолетов. Подлеты над самолетами и вертолетами запрещаются.

Горизонтальный полет с грузами на внешней подвеске. В та­ком полете вертолет имеет большее вредное сопротивление, что приводит к необходимости увеличивать мощность для полета. При этом километровый и часовой расходы топлива увеличива­ются, дальность полета и грузоподъемность уменьшаются. Для вертолета Ми-8 установлен максимальный вес с грузами на внешней подвеске 11000 кг, максимальный груз на подвеске 2500 кг. Скорость полета также ограничена. Кроме того, вели­чина скорости устанавливается в зависимости от веса груза, его габаритов и поведения в полете. При транспортировке компакт­ных грузов скорость можно держать максимально допустимую, так как поведение вертолета при этом нормальное. При транс-

 

портировке крупногабаритных и парусных грузов максимально допустимая скорость уменьшается из-за значительной раскачки груза на внешней подвеске. Так, например, в одном из испыта­тельных полетов при транспортировке центроплана самолета (парусный груз) максимально возможная скорость получена 120 км/ч, а при транспортировке труб для буровой установки — 140 км/ч (см. табл. 12).

По технике пилотирования полеты с грузами на внешней спод-веске сложнее и имеют ряд особенностей. Раскачивание груза на подвеске приводит к раскачиванию вертолета, как в продоль­ном, так и (в поперечном направлениях. Поэтому балансировать вертолет в установившемся режиме полета труднее. Для предот­вращения раскачки грузов необходимо подобрать соответствую­щую скорость. Балансировать вертолет необходимо более вни­мательно и с большей тщательностью, движения рычагами управления должны быть плавными и соразмерными. Необходи­мость такой техники пилотирования объясняется не только поведением груза, но и изменением эффективности управления вертолетом за счет смещения центра тяжести всего вертолета вниз. Известно, что чем ниже центр тяжести вертолета от втулки несущего винта, к которой приложена аэродинами­ческая сила, тем больше эффективность управления. Поэтому потребные отклонения автомата перекоса и ручки циклического шага, как в продольном, так и в поперечном направлениях, бу­дут меньше. При излишних отклонениях могут создаваться та­кие углы тангажа и крена, что вывод из них будет затруднен или даже невозможен.

Выполнение разворотов с грузами на внешней подвеске так­же затруднено, поэтому их необходимо выполнять, строго сох­раняя координацию всеми рычагами управления. Максимальный допустимый угол крена не должен превышать 15°.

Горизонтальный полет осуществляется с включенными каналами автопилота АП-34Б.

При полете с грузами на внешней подвеске в условиях по­вышенной турбулентности воздуха у вертолета меняется ско­рость, появляется продольная и поперечная раскачка. В этом случае необходимо плавным движением рычагов управления удерживать заданную скорость полета. При этом уменьшается раскачка в продольном и в поперечном направлениях.

Горизонтальный полет с одним работающим двигателем. Та­кой полет может совершаться с учебной целью или при отказе одного из двигателей. Горизонтальный полет возможен с одним работающим двигателем на взлетном режиме лишь при нор­мальном полетном весе вертолета на скоростях 120—130 км/ч по прибору на высотах до 1000 м. На других скоростях и высотах, а также при весе более нормального, вертолет совершает полет со снижением.

Беспрерывный полет при одном работающем двигателе на

режиме выше номинального возможен не более 6 мин, поэтому такой полет рекомендуется для поиска площадки и посадки. Кроме того, общая продолжительность полета на одном двигате­ле не должна превышать 10% всего ресурса главного редуктора.

В учебных целях полет с одним работающим двигателем раз­решается на высотах до 3000 м с весом не более 10100 кг. В этом случае горизонтальный полет будет совершаться на номиналь­ном режиме работающего двигателя. При нормальном весе 11100 кг и на экономической скорости горизонтальный полет возможен на режиме работающего двигателя между номиналь­ным и взлетным.

Развороты при полете с одним работающим двигателем необ­ходимо выполнять с креном не более 15°.

cyberpedia.su

Отправить ответ

avatar
  Подписаться  
Уведомление о