Зенитная установка зу 23 2 ттх. Военная история, оружие, старые и военные карты. Машины оснащающиеся этим вооружением

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

топливом 1450 кг, км................................ 365

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, м 2 ….. 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

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.

Во второй половине 50-х годов в мире начали появляться вертолёты второго поколения, особенность которых была замена поршневых двигателей газотурбинными. Первым советским вертолётом второго поколения стал тяжёлый Ми-6. Главный конструктор ОКБ-329 М.Л.Миль выступил с предложением создать вертолёты среднего и лёгкого классов для замены поршневых Ми-4 и Ми-1. Его инициативу поддержало Министерство гражданской авиации СССР. По его настоянию 20 февраля 1958 года СМ СССР принял постановление о разработке вертолёта В-8. Через год проект В-8 поддержало командование ВВС. Ведущим конструктором по В-8 был назначен Г.В.Ремезов (позже его сменил В.А.Никифоров). Общее руководство осуществлял заместитель главного конструктора В.А.Кузнецов. В 1959 году был утверждён эскизный проект и натурный макет вертолёта, после чего началось рабочее проектирование.

Вертолёт разрабатывался одновременно в двух вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т. В конструкции вертолёта был применён ряд оригинальных технических решений: крупногабаритные дюралюминиевые штамповки, клеесварные соединения, автоматическая система регулирования работы двигателей. По сравнению с Ми-4 новый вертолёт обладл более высокими лётными характеристиками и вдвое большей грузоподъёмностью. Первоначально предполагалось установить на В-8 вертолётный вариант ТВД АИ-24 с сохранением трансмиссии Ми-4. Но характеристики двигателя, особенно расход топлива, оставляли желать лучшего. Тогда Миль предложил делать вертолёт двухдвигательным.

Постановлением СМ СССР ряд моторостроительных КБ была поручена разработка вертолётного двигателя мощностью 1250 л.с. Победителем в конкурсе стало ОКБ-117 С.П.Изотова. Увеличение мощности силовой установки позволило повысить пассажировместимость и грузоподъёмность. После постройки и утверждения макета двухдвигательного вертолёта вышло Постановление СМ СССР от 30 мая 1960 года о постройке параллельно с однодвигательным В-8 и двухдвигательного В-8А.

Строительство партии из 5 прототипов началось на заводе №23 в Филях (окончательная сборка осуществлялась на заводе №329). Первый прототип В-8 с одним двигателем АИ-24В и четырёхлопастным винтом от Ми-4 впервые поднялся в воздух в 24 июня 1961 года (лётчик-испытатель Б.В.Земсков). 9 июля он был впервые показан на воздушном параде в Тушино, после чего экспонировался на ВДНХ. В декабре 1961 года начались совместные государственные испытания. Собранный в ноябре второй прототип использовался для ресурсных испытаний.

2 августа 1962 года лётчик-испытатель Н.В.Лёшин оторвал от земли прототип В-8А с двумя ТВД ТВ2-117 и пятилопастным винтом, а 17 сентября состоялся его первый свободный полёт. Спустя несколько дней он вместе с В-2 демонстрировался на Центральном аэродроме руководителям провительст социалистических стран. В марте 1963 года В-8А поступил на совместные государственные испытания, которые проводились в ЛИИ и ГНИКИ ВВС. Летом к нему добавился третий прототип В-8АТ.

В ноябре 1964 года государственная комиссия рекомендовала вертолёт к производству и принятию на вооружение. Серийное производство началось в марте 1965 года на авиазаводе №387 в Казани. Уже в конце года из сборочного цеха вышли первые серийные образцы. К 1969 году Ми-8 полностью заменил на сборочной линии Ми-4. В 1970 году к его производству приступил и Улан-Удинский завод. В 1968 году Ми-8Т принят на вооружение ВВС.

Вертолёт Ми-8Т одновинтовой схемы с пятилопастным трёхшарнирным несущим и трёхлопастным рулевым винтами. Фюзеляж имеет каркасную конструкцию. На хвостовой балке установлен неуправляемый стабилизатор. Шасси трёхопорное, неубирающееся, с самоориентирующейся, фиксируемой в полёте передней стойкой. Для защиты рулевого винта установлена хвостовая опора. Силовая установка состоит из 2 ТВД ТВ2-117. От двигателей к валам винтов и вспомогательных механизмов мощность передаётся через трёхступенчатый главный редуктор ВР-8А. Запас топлива расположен в 3 топливных баках. Предусмотрена возможность установки в салоне 1-2 дополнительных топливных баков по 915 л. В грузовом салоне вдоль бортов установлены полужёсткие откидные сиденья на 24 пассажира. Доступ в салон осуществляется через боковую сдвижную дверь размером 0,62x1,4 м. На полу расположены швартовочные узлы и ролики полиспаста, в передней части - электролебёдка. Для погрузки крупногабаритных грухов и техники в задней части имеется грузовой люк с двумя створками. Над входной дверью установлена стрела электролебёдки. Имеется система внешней подвески грузов. Управление дублированное, с жёсткой и тросовой проводкой, с гидроусилителями.

На военных вариантах может устанавливаться 7,62-мм или 12,7-мм пулемёт в носовой подвижной установке. На сдвоенных (у более поздних модификаций - строенных) боковых держателях могут устанавливаться блоки НАР и пулемётные контейнеры, подвешиваться бомбы калибром 50-500 кг. Сверху держателей на направляющих рельсах могут размещаться до 6 ПТУР. В боковых проёмах десантного отделения могут устанавливаться пулемёты и гранатомёты.

В 1965 году Ми-8Т начал поступать в части ВВС и РВСН. Затем его получили ВМФ, МВД, Погранвойска, различные правительственные службы. Начиная со второй половины 60-х годов в СССР не было ни одного крупного военного мероприятия (учения, ликвидация последствий стихийных бедствий, военные конфликты) без участия Ми-8Т. Вертолёт широко применялся во время войны в Афганистане. Поступал он и в подразделения Аэрофлота. В ходе эксплуатации и производства постоянно модернизировался. В 1964-1967 годах на Ми-8 установлено 7 международных рекордов, из них 5 - женских (экипажами Н.А.Копец и Л.Г.Исаевой). В 1968 году за создание Ми-8 группа работников МВЗ удостоена Государственной премии СССР.

В 1962-1996 годах на заводе в Казани изготовлено около 4500 вертолётов Ми-8 (модификаций с ТВ2-117), в Улан-Удэ - 3700. Это самый массовый вертолёт в мире (вместе с Ми-8МТ и Ми-17 изготовлено более 11000). Половина выпущенных вертолётов и сейчас находится в эксплуатации. Из них около 2800 поставлено на экспорт более, чем в 40 стран мира. Среди них: Алжир, Ангола, Афганистан, Бангладеш, Болгария, Венгрия, Вьетнам, ГДР, Египет, Индия, Ирак, Канада, Китай, КНДР, Куба, НДРЙ, Нидерланды, Никарагуа, Пакистан, Перу, Польша, Румыния, Сирия, Судан, США, Финляндия, Чехословакия, Эфиопия, Югославия, Япония.

Модификации вертолёта:

• В-8 - первый прототип с одним двигателем АИ-24В. Первый полёт 24 июня 1961 года.
• В-8А - второй прототип. Отличался двумя двигателями ТВ2-117, пятилопастным несущим винтом, металлическим рулевым винтом. Первый полёт 2 августа 1962 года.
• В-8АТ - третий прототип (в десантно-транспортном варианте). Отличался сдвижными блистерами пилотской кабины вместо дверей, сдвижной боковой дверью грузовой кабины. Изготовлен летом 1963 года. В 1964 году переоборудован в "салон". Позже вновь переоборудован в транспортный. 19 апреля 1964 года экипаж В.Колошенко установил на В-8АТ 2 мировых рекорда.
• Ми-8 санитарный. Предназначен для перевозки 12 больных на носилках с одним сопровождающим. В санитарный вариант могут переоборудоваться как пассажирские, так и транспортные вертолёты.
• Ми-8АВ (Ми-8ВСМ) - укладчик противотанковых мин. Разработан в 1975 году.
• Ми-8АД - укладчик противопехотных мин. Разработан в 1978 году.
• Ми-8АТ - вертолёт с двигателями ТВ2-117АГ.
• Ми-8АТС - сельскохозяйственный. Отличался баками-контейнерами и распылителями химикатов. Разработан в 1975 году.
• Ми-8БТ - буксировщик трала. В 1974 году переоборудовано 5 Ми-8Т для разминирования Суэцкого залива.
• Ми-8ВД - вертолёт радиационной разведки.
• Ми-8КП - командный пункт поисково-спасательных работ. Отличается комплексом связи "Сайгак". Разработан в 1978 году.
• Ми-8МБ - эвакуационно-медицинский. Оснащён бортовым операционным пунктом. Разработан в 1972 году.
• Ми-8МТ (Ми-17) - модернизированный. Оснащён двигателями ТВ3-117МТ, ВСУ АИ-9В. Рулевой винт установлен с левой стороны.
• Ми-8П - пассажирский. Салон расчитан на 28 пассажиров.
• Ми-8ПП - постановщик активных помех и радиоразведчик. Предназначен для противодействия наземным РЛС. Нес на борту комплекс РЭБ "Поле". Разработан в 1974 году.
• Ми-8ППА - модернизированный постановщик помех. Разработан в 1980-1982 годах.
• Ми-8ПС - поисково-спасательный. Разработан в 1976 году.
• Ми-8Р (Ми-8ГР) - вертолёт ближней тактической разведки.
• Ми-8С - скоростной винтокрыл (проект). Отличался маршевым реактивным двигателем на центроплане. Разрабатывался в 60-х годах.
• Ми-8С (второй с таким обозначением) - "салон" на базе Ми-8Т. Разработан в 1969 году.
• Ми-8СМВ - постановщик помех для защиты фронтовой авиации о ЗРК. Нёс на борту комплекс РЭБ "Смальта-В". Разработан в 1971 году.
• Ми-8СП - спасательный. В 1977 году переоборудовано 2 Ми-8Т.
• Ми-8СПА - модернизированный спасательный. Предназначен для поиска космонавтов и терпящих бедствие экипажей летательных аппаратов.
• Ми-8Т - серийный транспортный. Отличался круглыми иллюминаторами.
• Ми-8Т "Макфар 11" - фертолёт для проведения аэрогеофизических работ. В 1981 году в Якутии переоборудовано 2 Ми-8Т.
• Ми-8ТБ - экспортный вариант Ми-8ТВ. Отличался ПТУР "Малютка".
• Ми-8ТВ - вворужённый военно-транспортный. Отличается ферменными пилонами для подвески вооружения. Принят на вооружение Советской Армии в 1968 году.
• Ми-8ТГ (Ми-8ТАРК) - телевизионный разведчик-корректировщик.
• Ми-8ТГ (второй с таким названием) - вертолёт с двигателями ТВ2-117ТГ, работающими на сжиженном нефтяном газе. Розработан в 1987 году.
• Ми-8ТЛ - пожарный. Разработан в 1977 году.
• Ми-8ТЗ - топливозаправщик для вертолётов и танков. Выпускался с 1977 года.
• Ми-8ТП - "салон". Отличается двигателем ТВ2-117АГ. Выпускается в Улан-Удэ.
• Ми-8ТЭЧ-24 - летающая мастерская для ремонта Ми-24. Разработан в 1977 году.
• Ми-8ФСх - сельскохозяйственный. Отличался двигателями ТВ2-117Ф.
• Ми-9 (Ми-8ИВ) - воздушный командный пункт. Внешне отличался дополнительными антеннами на хвостовой балке.
• Ми-14 - вертолёт-амфибия.

Лётно-технические характеристики

В.В. ТОПОЛЕВ.

КОНСТРУКЦИЯ И ЭКСПЛУАТАЦИЯ ВЕРТОЛЕТА МИ – 8Т

г. Тюмень НП «Центр подготовки персонала»

Перегоночный вариант вертолета необходим для выполнения полетов с увеличенной дальностью (от 620 до 1035 км). В этом случае в грузовую кабину вертолета за счет коммерческой нагрузки устанавливают один или два дополнительных топливных бака.

Существующие варианты вертолета снабжены электролебедкой, позволяющей с помощью бортовой стрелы поднимать(опускать) на борт вертолета грузы массой до 150 кг (300 кг), а также при наличии полиспаста затягивать в грузовую кабину грузы массой до 2600 кг.

Экипаж вертолета состоит из двух пилотов и бортмеханика.

1.2. Основные данные.

1.2.1. Ресурсы

¨ Общий ресурс планера…...………………………………...23 000 час

¨ Ресурс планера до 1-го ремонта и межремонтный………..1 500 час

¨ Общий срок эксплуатации……………………………………..30 лет

¨ Срок эксплуатации планера до 1-го ремонта и

межремонтный……………………………………………………5(8) лет

1.2.2. Геометрические данные. ¨ Длина вертолета, м:

· без несущего и рулевого винтов………………………….....18,3· с вращающимися несущим и рулевым винтами...………...25,2

¨ Высота вертолета, м:

· без рулевого винта…………………………………………..4,7

· с вращающимся рулевым винтом…………………………..5,7

¨ Клиренс, м ………………………………………………………0,445

¨ Площадь стабилизатора, м2……………………………………….2¨ Угол установки стабилизатора……………………………………-6° ¨ Стояночный угол вертолета…………………………………….3°42"

¨ Расстояние от конца лопасти до ХБ на стоянке, м………………0,5

¨ Угол наклона оси несущего винта вперед……………………..4°30"¨ Размеры грузовой кабины , м:

· длина:

- без грузовых створок…………………………………5,3

- с грузовыми створками……………………………...7,8

· ширина:

- максимальная…………………………………………2,3

- по полу....……………………………………………..2,1

· высота.......……………………………………………………1,8

· высота в районе грузовых створок…………………………1,6

¨ Размер кабины экипажа, м …………………………...2,2 х 2,1 х 1,7¨ Аварийный люк....…………………………………………..0,7 х 1,0

¨ Сдвижная дверь (ширина - высота).........………………….0,8 х 1,4

¨ Блистера……………………………………………………0,75 х 0,75

¨ Колея погрузочных трапов………………………………….1,5±0,2

¨ Размеры пассажирской кабины , м:

· длина.......……………………………………………………..6,4· ширина (по полу)....………………………………………….2,1

· высота.......…………………………………………………....1,7· шаг кресел......………………………………………………...0,7

· ширина прохода между креслами ………………………….0,3

· гардероб (ширина - высота - глубина)........…….0,9 х 1,8 х 0,7· проем под заднюю входную дверь в пассажирском варианте

(шир. х выс.) …………………………………………….0,8 х 1,2

· аварийные люки в пассажирском варианте…………0,46 x 0,7

1.2.3. Весовые данные. ¨ Взлетная масса, кг:

· максимальная...………………………………………….12000

· нормальная ………………………………………………11100

· внутри грузовой кабины ……………………………........4000

· на внешней подвеске:

- тросовой......………………………………………..3000

- шарнирно-маятниковой …………………………..2500

¨ Число пассажиров:

· транспортный вариант ………………………………………22

· пассажирский вариант……………………………………….28

¨ Масса пустого вертолета, кг:

· транспортный ……………………………………………...7260· пассажирский вариант……………………………………..7370

¨ Масса служебной нагрузки, кг, в том числе:

· экипажа......…………………………………………………..270· масла......………………………………………………………70

· продуктов.....………………………………………………….10

· топлива……………………………………………...1450-3445

· коммерческой нагрузки ……………………………….0 - 4000¨ Масса оборудования, входящего в массу пустого вертолета различных вариантов, кг:

· пассажирской кабины ……………………………………261,0

· в том числе:

- кресла (14x14,5)………………………………..203,0

- сетки и полки …………………………………...25,0

- ковры ……………………………………………18,0

- внешней подвески со стропами ……………….61,0

- санитарного варианта …………………………..108

- лебедки с управлением …………………………..35

- дополнительного бака с креплением……………48

1.2.4. Летные данные. ¨ Скорость полета, км/ч:

· максимальная при нормальной взлетной массе………...250

· максимальная при максимальной взлетной массе.....…….230

· минимальная скорость полета, при ГП………………..........60

· экономическая скорость полета…………………………….120

· крейсерская скорость полета…………………………...195-225 ¨ Высота полета, м:

· максимально допустимая………………………………….6000

· практический потолок при нормальной взлетной

массе…………………………………………………………..4500

· практический потолок при максимальной взлетной массе…………………………………………………………..4000

· статический потолок при нормальной взлетной массе……………………………………………………………700

· статический потолок при максимальной взлетной массе………………………………………………………….......0

¨ Центровка пустого вертолета, мм:

· транспортный вариант……………………………………+133

· пассажирский ………………………………………………..+20

¨ Допустимые центровки для загруженного вертолета, мм:

· передняя......…………………………………………………+370

· задняя.....……………………………………………………… - 80

¨ Дальность полета (на высоте 500 м) с заправкой топливом, км:

· 1450 кг………………………………………………………365

· 2160 кг………………………………………………………620

· 2870 кг………………………………………………………850

· 2025 кг (ПБ увеличенной емкости).......……………………..575

· 2735 кг (один дополнительный бак)………………………805

· 3445 кг (два дополнительных бака).....………………..1035

Примечание. Дальность полета рассчитана на нормальную взлетную

диапазона III изд. 020М; 4-крышка люка выхода к двигателям; 5-маслобак; 6-двигатель; 7- капот; 8-вентилятор; 9-маслорадиатор: 10-сиденье правого летчика; 11-правая ручка "ШагГаз"; 12-пульт управления автопилота; 13-ручка тормоза несущего винта; 14-трос управления тормозом несущего винта; 15-тяги раздельного управления двигателями; 16-тяга продольного управления; 17-тяга ножного управления, 18-тяга управления общим шагом; 19тяга поперечного управления; 20-левые педали ножного управления; 21-левая ручка "ШагГаз"; 22-левая ручка продольно-поперечного управления; 23-приборная доска левого летчика; 24-левая боковая панель верхнего электропульта; 25-левый электрощиток; 26-левая панель верхнего электропульта; 27-рычаги останова двигателей; 28-левая и правая панели АЭС с абонентскими аппаратами летчиков; 29-средняя панель верхнего электропульта; 30правая панель верхнего электропульта; 31-правый электрощиток; 32-правая боковая панель верхнего электропульта; 33-приборная доска правого летчика; 34-втулка несущего винта; 35автомат перекоса; 36-главный редуктор; 37-гидропанель; 38-агрегат продольного, поперечного и ножного управления и управления общим шагом; 39-редукторная рама; 46контейнер расходного топливного бака; 41-хвостовой вал трансмиссии; 42-штыревая антенна командной радиостанции; 43-отсек размещения радиооборудования; 44-лучевая антенна связной радиостанции; 45-проблесковый маяк; 46-лопасть несущего винта; 47-стабилизатор; 48-промежуточный редуктор; 49-рулевой винт; 50-хвостовой редуктор; 51-концевая балка;

52-хвостовой огонь ХС-39; 53-антенна первого диапазона изделия 020М; 54-антенна третьего

ракет; 60коробка КУЛ управления электролебедкой: 61-входная дверь кабины экипажа; 62аккумуляторы; 63-крышка аварийного люка; 64-окно для подключения рукава наземного кондиционера; 65-электролебедка ЛПГ-2; 66-трапы; 67-откидное сиденье; 68-пульт ПУЛ-1 управления электролебедкой; 69-откидные сиденья; 70ящик для бортового инструмента; 71-грузовая створка; 72-главная стойка шасси; 73-левый подвесной топливный бак; 74аэронавигационный огонь БАНО-45; 75-центральная часть фюзеляжа; 76-сдвижная входная дверь; 77-устройство для внешней подвески груза; 78-бортовая стрела; 79-ниши под аккумуляторы; 80-сдвижной блистер; 81-бортовые розетки для подключения наземных источников электропитания; 82-сиденье левого летчика; 83-рычаги раздельного управления двигателями; 84-передняя стойка шасси; 85-трубка ПВД; 86-лучевая антенна радиокомпаса АРК-9; 87-правые педали ножного управления.

б)

1.3.1. Фюзеляж.

Включает носовую и центральную части(НЧФ и ЦЧФ), хвостовую и концевую балки (ХБ и КБ).

В НЧФ расположена кабина экипажа, где установлены приборные доски, электропульты, сиденья пилотов, командные органы управления. Правый и левый сдвижные блистеры снабжены механизмами аварийного

сброса. В НЧФ расположены ниши для установки контейнеров с аккумуляторами, розетки питания, трубки приемников воздушного давления, две рулежно-посадочные фары и люк с крышкой для выхода к силовой установке. НЧФ отделена от ЦЧФ стыковочным шп. № 5Н, в стенке которого имеется дверной проем. В проеме двери установлено откидное сиденье б/механика. Спереди, на стенке шп. № 5Н, расположены

В грузовом варианте в ЦЧФ расположена грузовая кабина, для входа в которую слева имеется сдвижная дверь, снабженная механизмом

аварийного сброса. У верхнего переднего угла проема сдвижной двери (снаружи) крепится бортовая стрела. У бортовых панелей, имеющих по пять круглых окон, установлены откидные сиденья. На полу грузовой кабины расположены швартовочные.узлыНад грузовой кабиной размещены двигатели, вентилятор, главный редуктор с автоматом перекоса (АП) и несущим винтом (НВ), гидропанель и расходный топливный бак (РТБ). К узлам фюзеляжа снаружи крепятся амортизаторы и подкосы главных и передних стоек шасси, подвесные топливные баки(ПТБ). Впереди правого ПТБ расположен керосиновый обогреватель(КО-50). Грузовая кабина заканчивается задним отсеком с грузовыми створками. В верхней части заднего отсека расположен радиоотсек, в котором

установлены панели под блоки авиационного и радиоэлектронного оборудования. Для выхода из грузовой кабины в радиоотсек и хвостовую балку имеется люк. Грузовые створки закрывают задний проем грузовой кабины.

В пассажирском варианте в ЦЧФ расположена пассажирская кабина, к рельсам на полу которой прикреплены28 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 коробы под контейнеры с аккумуляторами. В задней части створок сделан проем под заднюю входную дверь, состоящую из створки и трапа. К ЦЧФ пристыкована ХБ, к узлам которой прикреплены хвостовая опора и неуправляемый стабилизатор. Снизу хвостовой балки расположены две антенны радиовысотомера, внутри в верхней ее части, проходит хвостовой вал трансмиссии. К ХБ пристыкована КБ, внутри которой установлен

промежуточный редуктор и проходит концевая часть хвостового вала

трансмиссии. Сверху к КБ прикреплен хвостовой редуктор(ХР), на валу которого установлен рулевой винт (РВ).

1.3.3. Силовая установка.

Состоит из двух двигателей ТВ2-117АГ и систем, обеспечивающих их работу (топливной, масляной, системы воздушного охлаждения, ПЗУ).

трансмиссии и г/системы. При этом открытые крышки капота двигателей и главного редуктора являются рабочими площадками для выполнения технического обслуживания систем вертолета.

1.3.5. Противопожарная защита.

Продольная и поперечная противопожарные перегородки делят

огнетушителей и подачу огнегасящего состава в необходимый отсек.

1.3.6. Несущий винт.

Состоит из втулки и пяти лопастей. Втулка имеет разнесенные горизонтальные, вертикальные и осевые шарниры(ГШ, ВШ и ОШ) и снабжена гидравлическими демпферами, компенсаторами взмаха,

центробежными ограничителями свеса лопастей(ЦОС) и гасителем вибрации. Лопасти цельнометаллической конструкции имеют визуальную систему сигнализации повреждения лонжерона(СПЛ) и электротепловое противообледенительное устройство.

1.3.7. Рулевой винт.

Толкающий, изменяемого в полете шага, состоит из втулки карданного типа и трех цельнометаллических лопастей, снабженных электротепловым противообледенительным устройством.

1.3.8. Управление вертолетом.

Сдвоенное, состоит из продольно поперечного управления, путевого управления, объединенного управления «ШАГ - ГАЗ» и управления тормозом несущего винта. Кроме того, предусмотрено раздельное управление изменением мощности двигателей и их остановом. Изменение общего шага НВ и продольно-поперечное управление вертолетом осуществляются с помощью АП, установленного над главным редуктором.

Для облегчения управления в систему продольного, поперечного, путевого управлений и управления общим шагом включены по необратимой схеме г/усилители, для питания которых, а также для питания гидроцилиндра расстопоривания фрикциона ручки«ШАГ-ГАЗ» и гидроупора продольного управления на вертолете имеютсяосновная и дублирующая гидросистемы. Для повышения безопасности полетов на вертолете установлен четырехканальный автопилотАП-34Б , который обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте.

1.3.9. Система отопления и вентиляции.

Обеспечивает подачу подогреваемого или холодного воздуха в кабины экипажа и пассажиров посредством керосинового обогревателя КО-50. При эксплуатации вертолета в районах с жарким климатом вместо КО-50 можно установить два бортовых фреоновых кондиционера.

1.3.10. ПОС вертолета.

Защищает от обледенения лопасти НВ и РВ, два передних стекла кабины экипажа и воздухозаборники двигателей.

1.4. Регламент ТО.

1.4.1. Общая часть.

РТО предусматривает выполнение на вертолете следующих видов

¨ оперативное;¨ периодическое;

¨ при хранении вертолета;