/
Теги: авиация авиационное оборудование авиатехника вертолеты
Год: 1987
Текст
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР
ВОЕННО-ВОЗДУШНЫЕ СИЛЫ
Для служебного
пользования
ИНСТРУКЦИЯ
ЭКИПАЖУ ВЕРТОЛЕТА
Ми-24 В
ИЗДАНИЕ ТРЕТЬЕ
(в двух книгах)
Книга 1
ЛЕТНАЯ ЭКСПЛУАТАЦИЯ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЕРТОЛЕТЕ.
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ И ДИНАМИКИ
ПОЛЕТА
Введена в действие заместителем главнокомандующего
ВВС по боевой подготовке
МОСКВА
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
1987
1
Инструкция экипажу вертолета Ми-24В является основным до-
кументом, содержащим сведения, указания и рекомендации, необхо-
димые для полного использования возможностей вертолета и безо-
пасного выполнения полета в пределах установленных ограничений,
условий полета и эксплуатации.
Инструкция состоит из двух книг.
В книге I изложены общие сведения о вертолете, летная эксплуа-
тация, особенности его аэродинамики и динамики полета.
В книге II изложены основные данные вертолета, предельно до-
пустимые условия эксплуатации, указания по применению вертолета.
Действия летчика и оператора при подготовке к полету, а также
на различных этапах выполнения полета в Инструкции изложены во
взаимосвязи, в последовательности выполнения элементов полетного
задания Действия бортового техника изложены отдельно в разделе
4 книги I Инструкции
Полеты на вертолете экипаж должен выполнять в защитных
шлемах ЗШ-З или ЗШ-5.
С выходом настоящей Инструкции ранее изданная Инструкция
экипажу вертолета Ми-24В (2 е изд. М.: Воениздат, 1978. Кн. I) и
дополнения к ией подлежат уничтожению на местах установленным
порядком, за исключением двух дополнений, изданных отдельными
брошюрами: по аппаратуре Т-817М (19-18ЛА) и по впрыску воды на
вход в двигатели ТВЗ-117 III серии с перевернутым на противопо-
ложный профиль кулачком регулятора турбокомпрессора.
2
«УТВЕРЖДАЮ»
Командир войсковой части 15650
Л. А г у р и н
РАЗДЕЛ 1
ПРОВЕРКА ГОТОВНОСТИ ВЕРТОЛЕТА К ПОЛЕТУ
1.1. Внешний осмотр вертолета
1.1.1. Перед полетом летчик (командир экипажа) *
обязан принять доклад от бортового техника о готовно-
сти вертолета к полету, заправке его систем топливом,
маслом, воздухом, кислородом, огнегасительным соста-
вом, гидросмесью и его загрузке.
Рис. 1.1. Схема маршрутов предполетного осмотра вертолета экипа-
жем;
1 — летчиком; 2 — оператором
1.1.2. Проверить наличие противопожарных средств
вблизи вертолета и убедиться в том, что нет посторонних
предметов, которые могут попасть в лопасти винтов. При
запуске вне аэродрома убедиться в наличии и исправно-
сти бортовых переносных средств пожаротушения.
1.1.3. Перед осмотром убедиться, что вертолет обес-
точен, и произвести внешний осмотр вертолета по марш-
руту. указанному на рис. 1.1.
В процессе движения по маршруту проверить:
— несущий винт и его втулку: нет ли механических
повреждений, льда и примерзшего снега, прогаров обо-
* Далее по тексту — летчик.
1* Зак. 3173дсп.
3
греваемых поверхностей и вспучивания резинового по-
крытия^ положение сигнализаторов повреждения лонже-
ронов лопастей, а также состояние узлов втулки и авто-
мата перекоса, надежность крепления и целость элек-
трожгутов и остекления контурных огней.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При обнаружении крас-
ного пояска на колпачке сигнализатора повреж-
дения лонжерона лопасти несущего винта выпол-
нение полета на вертолете запрещается;
— рулевой винт и его втулку: нет ли механических
повреждений, льда и примерзшего снега, прогаров обо-
греваемых поверхностей и вспучивания резинового по-
крытия, состояние узлов втулки, надежность крепления
и целость электрожгутов;
— фюзеляж, хвостовую и концевую балки: не пов-
реждены ли обшивка, остекление кабин и стеклоочисти-
тели; отсутствие разрушения клеесварных (заклепочных)
соединений обшивки хвостовой балки с ее шпангоутами;
нет ли ослабления и повреждения антенн, приемников
полного давления; сняты ли с них чехлы; закрыты ли
крышки люков и капоты силовой установки;
— сняты ли чехлы с ПЗУ, датчика РЙО-3, заглушки
с входных устройств двигателей, вентиляторной установ-
ки, с выхлопных патрубков двигателей, с установки
ЭКСР-46 и с приемников статического давления; нет ли
течи масла, топлива и специальных жидкостей; нет ли
льда и примерзшего снега на внешней поверхности вер-
толета, на входных и выходных устройствах двигателей
и в дренажных патрубках;
— экранно-выхлопное устройство (ЭВУ): чистоту
входных решеток; отсутствие 'повреждений, трещин на
корпусе; надежность его крепления (для вертолетов,
оборудованных ЭВУ);
— наличие давления воздуха в воздушной системе
по манометру (должно быть 40—54 кгс/см2), располо-
женному в люке рядом с зарядным штуцером на левом
борту фюзеляжа;
— убрано ли заземление вертолета;
— крыло и стабилизатор: не повреждена ли обшив-
ка, нет ли на поверхности льда и примерзшего снега;
— шасси: состояние пневматиков колес, амортиза-
ционных стоек, замков убранного положения и створок
ниш шасси; не загрязнены ли штоки и нет ли подтека-
ния рабочей жидкости;
4
— хвостовую опору: не стравлено ли давление
в амортизаторе хвостовой опоры (путем нажатия вверх
на пяту опоры);
— правильность зарядки пневматиков колес по об-
жатию и амортизационных стоек по выходу штоков,
которые не должны превышать величин, указанных
в табл. 1.1;
Таблица 1.1
Шасси Выход штока амор- тизатора (мм) при максимальном взлетном весе Стояночное обжатне пневматика (мм) при максимальном взлетном весе
Основная стойка шасси 80±10 65±5
Передняя стойка шасси 45±10 44±5
— наличие полного комплекта сигнальных ракет
в кассетах ЭСКР-46.
1.1.4. Перед полетом с грузом в грузовой кабине убе-
диться в правильности размещения, швартовки груза и
сохранении центровки в допустимых пределах.
1.1.5. Перед полетом с использованием внешней под-
вески проверить узлы крепления балочной фермы, со-
стояние грузового электрозамка, комплекта грузовых
канатов с крюком и грузовых строп с вертлюгом и со
скобами.
1.1.6. В перегоночном варианте проверить надеж-
ность крепления подвесных баков, их заправку и от-
сутствие подтекания топлива.
1.2. Осмотр грузовой кабины
1.2.1. При осмотре грузовой кабины бортовому тех-
нику в любом варианте проверить:
— отсутствие посторонних предметов;
— нет ли повреждений, деформации пола и обшивки
кабины;
— целость остекления;
— нет ли течи топлива, масла и других жидкостей;
— надежность открытия и закрытия замков дверей
грузовой кабины;
— закрыты ли крышки люков подхода к распреде-
лительным устройствам;
5
— наличие спирта по мерному стеклу в баке системы
опрыска лобовых стекол кабины вертолета и открыт ли
запорный вентиль воздушной системы, если предпола-
гается использование системы в полете; если в полете си-
стема не будет использоваться, убедиться, что этот вен-
тиль закрыт.
1.2.2. При перевозке людей проверить установку си-
дений и наличие на них привязных ремней. .
1.2.3. При перевозке грузов проверить надежность их
швартовки и общий вес, который не должен превышать
1500 кгс.
ЦП
чгт
Черная
Синяя-
Б75
560
490
, 400
красная
4°М О~Ют
t V 1
0,5т 0,4т ЦБтЦОтУЬЮт
Расстояние от ат метрах)
0,5м
х Линия попа
Юм
Юм
ZDm
_________2,5м
,20мм
Внимание1 '
Общий центр тяже-
сти всех грузов распо-
лагать между красной
и синей стрелками,
Спатлетству'Ощими
весу данных грузов
Пример- грузы евсом
a,3i‘ о.5тОлт (в сумме
1.5т) pac'cciseam'j так,
чтобы их общий
центр тяжести
был между синей и
красной стрелками
с надписью Ют
SI
Рис. 1.2. Разметка для размещения грузов в грузовой кабине
Проверить правильность размещения груза. Для со-
хранения центровки вертолета в допустимых пределах
центр тяжести всех грузов должен быть расположен меж-
ду синей и соответствующей общему весу груза красной
стрелками. Эти стрелки нанесены на правом борту грузо-
вой кабины и представлены на рис. 1.2.
1.2.4. При осмотре грузовой кабины в санитарном ва-
рианте убедиться, что санитарное, переносное кислород-
ное оборудование установлено и надежно закреплено, а
носилочные и сидячие раненые зафиксированы привязны-
ми ремнями.
Проверить переносный кислородный прибор КП-21,
для чего:
— присоединить кислородную маску КМ15И к при-
бору КП-21;
— открыть запорный вентиль на приборе КП-21 и по
манометру убедиться, что давление кислорода в баллоне
27—30 кгс/см2;
6
— открыть вентиль аварийной подачи кислорода на
приборе КП-21 и убедиться по индикатору потока на
шланге маски КМ.-15И в поступлении кислорода в маску;
— закрыть после проверки вентиль аварийной по-
дачи и запорный вентиль прибора КП-21.
1.2.5. Доложить летчику о результатах осмотра.
1.3. Осмотр кабины экипажем и проверка систем
перед запуском двигателей
1.3.1. Летчику перед посадкой в кабину проверить:
— отсутствие в кабине посторонних предметов;
— выключены ли источники питания (бортовые акку-
муляторные батареи или наземный источник электро-
энергии);
— положение крана уборки и выпуска шасси (дол-
жен быть в положении ВЫПУЩЕНО);
— расположен ли рычаг АВАРИЙНЫЙ ВЫПУСК
ШАССИ (с вертолета № 35324246030055) в верхнем по-
ложении;
— находятся ли автоматы защиты сети, выключате-
ли (переключатели) па пультах и приборных досках
в положении ВЫКЛЮЧЕНО (НЕЙТРАЛЬНО), выклю-
чатель основной и дублирующей гидросистем в положении
ОСНОВН., переключатель гидросистемы шасси в поло-
жении ОСНОВН., закрыты ли предохранительные уст-
ройства (колпаки) на кнопках и выключателях.
1.3.2. Проверить исправность привязных ремней, уло-
жить парашют в чашу кресла, занять рабочее место, на-
деть подвесную систему и закрыть замок парашюта,
присоединить карабин фала гибкой шпильки прибора
ППК-У к специальному узлу на чаше кресла и за-
стегнуть привязные ремни.
Убедиться в наличии планшета-блокнота с Перечнем
сигналов.
1.3.3. После занятия рабочего места проверить'
— положение и исправность рычагов и органов уп-
равления, перемещение ручки управления и педалей (при
отсутствии давления в гидросистеме перемещение произ-
водить за счет приложения повышенных усилий), плав-
ность перемещения рычага общего шага проверяется по-
сле запуска двигателей в соответствии со ст. 1.10.3;
— затянут ли до отказа фрикцион рычага общего
шага;
— затяжку фрикциона рукоятки коррекции; при не-
обходимости отрегулировать ее так, чтобы при перемеще-
нии рычага (рычагов) раздельного управления двигате-
7
лями примерно на 2/3 полного хода рукоятка коррекции
оставалась неподвижной. При дальнейшем перемещении
рычага (рычагов) раздельного управления вверх рукоят-
ка коррекции проворачивается влево независимо от степе-
ни затяжки фрикциона;
— находятся ли рычаги ОСТАНОВ ДВИГ. ЛЕВ.,
ПРАВ управления стоп-кранами в закрытом положении;
— закрыт ли запорный кран системы герметизации
входных дверей и люка кабины оператора;
— кислородное оборудование согласно ст. 1.3.17
(перед высотным полетом);
— установлен ли в требуемое положение переключа-
тель 1—2 изделия 81;
— законтрен ли предохранительный колпак выключа-
теля РИО-3 ОБОГРЕВ ДАТЧИКА;
— закрыт ли колпак переключателя УПРАВЛ. НА
СЕБЯ отключения управления оператора;
— заведены ли бортовые часы; установить точное
время;
— перед учебными полетами в закрытой кабине —
надежность закрытия и открытия шторки;
— правильность положения органов управления авиа-
ционного и радиоэлектронного оборудования, установку
рабочих каналов связи на радиостанциях и кода на из-
делии 020М;
— исходное положение органов управления и конт-
роля изделия 6201.
Кроме того, необходимо:
— подключить шлемофон к разъему кабеля СПУ;
— установить стрелки барометрического высотомера
на нуль при расположении аэродрома (площадки) на
высотах до 1000 м над уровнем моря (давление более
670 мм рт. ст.) и >проверить соответствие барометрическо-
го давления по шкале высотомера фактическому давле-
нию на уровне аэродрома.
Разница в показаниях шкалы барометрического дав-
ления высотомера с фактическим давле'нием не должна
превышать ±1,5 мм рт. ст.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. При наличии разницы
в показаниях высотомера и фактическим давлением
более ±1,5 мм рт. ст. взлет запрещается.
2. Устранять разницу между показаниями высо-
томера и фактическим давлением с помощью кре-
мальеры запрещается;
— установить давление 760 шкалы барометрического
давления высотомера против неподвижного индекса при
8
расположении аэродрома на высотах более 1000 м (дав-
ление менее 670 мм рт. ст.), заметить показания по шкале
высот и принять эту высоту за условный нуль;
— включить все автоматы защиты сети (АЗС) на
левом и правом пультах АЗС.
1.3.4. Оператору перед посадкой в кабину проверить:
— нет ли в ней посторонних предметов;
— в каком положении находятся выключатели (пе-
реключатели) на пультах и панелях (в выключенном,
нейтральном или исходном);
— закрыт ли переключатель ВЫПУСК ШАССИ пре-
дохранительным колпаком;
— исправность приборов по внешнему виду и поло-
жению стрелок;
— целость и чистоту остекления кабины;
— положения и исправность органов управления вер-
толетом и спецоборудованием.
Проверить исправность привязных ремней, уложить
парашют в чашу кресла, надеть подвесную систему и
закрыть замок парашюта, подсоединить карабин фала'
прибора ППК-У к специальному узлу на чаше кресла,
занять рабочее место, подогнать по росту кресло, привяз-
ные ремни, застегнуть их и подключить шлемофон к ка-
белю СПУ. Убедиться, что ручка управления креслом на-
ходится в крайнем нижнем положении.
После занятия рабочего места:
— проверить, заведены ли бортовые часы; устано-
вить точное время;
— перед высотным полетом подсоединить и проверить
кислородное оборудование согласно ст. 1.3.17;
— убедиться в надежности открытия и закрытия
крышки входного люка, проверить состояние и контровку
ручки аварийного сброса крышки люка.
Доложить летчику о результатах осмотра рабочего
места.
1.3.5. Летчику включить бортовые аккУМУЛЯТОРНЫе
батареи и проверить их напряжение, для чего включить
выключатели аккумуляторов ЛЕВ., ПРАВ. СЕТЬ НА АК-
КУМУЛЯТ. и насосов расходных баков ЛЕВ. № 1 и
ПРАВ. № 2 (по бортовому вольтметру при постановке
его переключателя в положение АККУМ, напряжение
должно быть не менее 24 В), после проверки напряже-
ния выключатель СЕТЬ НА АККУМУЛЯТ. и выключате-
ли насосов расходных баков ЛЕВ. № 1 и ПРАВ. № 2 по-
ставить в положение ОТКЛ.
Подать команду на подключение аэродромного источ-
ника переменного тока и включить выключатель
АЭРОДР. ПИТАН., проверить загорание сигнального таб-
ло РОЗЕТКА ВКЛ. и убедиться, что напряжение аэро-
дромного источника переменного тока по бортовому
вольтметру при постановке его переключателя во все по-
ложения, кроме ОТКЛ. и 115, составляет 200—208 В.
Поставить переключатели трансформаторов 115 и
36 в положение ОСНОВНОЙ, а переключатели выпря-
мительных устройств в положение ВКЛ. и проконтроли-
ровать включение трансформаторов и выпрямительных
устройств по погасанию соответствующих табло, распо-
ложенных над переключателями и выключателями.
1.3.6. В случае отсутствия аэродромного источника
переменного тока дать команду на подключение аэро-
дромного источника постоянного тока.
Поставить выключатели АЭРОДР. ПИТАН.- и
СЕТЬ НА АККУМУЛЯТ. в положение ВКЛ., при этом
убедиться в загорании сигнального табло РОЗЕТКА
ВКЛ. Выключатель ПО-750А поставить в положение
ВКЛ. и проконтролировать загорание сигнального таб-
ло ВКЛ. ПО-750А.
1.3.7. При отсутствии аэродромного источника элек-
троэнергии включить и проверить напряжение аккумуля-
торов, поставить выключатель ПО750А в положение
ВКЛ. и проконтролировать загорание сигнального табло
ВКЛ. ПО-750А.
1.3.8. После подключения источника электроэнергии:
— подогнать по росту кресло и педали ножного
управления (глаза должны быть на уровне плоскости,
проходящей через метки фонаря кабины);
— проверить исправность ламп сигнальных табло по-
становкой переключателя ДЕНЬ — НОЧЬ в положение
ДЕНЬ в дневном полете и в положение НОЧЬ — в ноч-
ном; нажать кнопку КОНТРОЛЬ и убедиться, что все
табло горят;
• — убедиться, что выключатель внешней световой
сигнализации выпущенного положения шасси находится
во включенном положении, и дать команду бортовому
технику проверить исправность сигнализации по горению
сигнальных огней;
— убедиться в герметичности и работоспособности
тормозной системы колес (после нажатия на рычаг тор-
моза на щитке управления шасси загорается красное таб-
ло ТОРМОЗ КОЛЕС, при этом не -должно быть шума
выходящего воздуха, а после растормаживания табло
должно погаснуть);
10
— проверить надежность открытия и закрытия двери
летчика, состояние и контровку ручки аварийного
сброса;
— закрыть дверь и дать команду оператору закрыть
крышку люка;
— получить доклад оператора о закрытии крышки
люка, открыть запорный кран системы герметизации
входных дверей и люка кабины оператора, при этом на
щитке управления шасси должно загореться табло
ДВЕРИ ЗАГЕРМ.
При температурах наружного воздуха ниже —35° С
запорный кран открывать после прогрева кабин перед
выруливанием для исключения запотевания стекол;
— проверить заправку вертолета топливом по пока-
заниям топлпвомера и убедиться в исправной работе
топливомера;
— при температуре наружного воздуха +5° С и ниже
включить обогрев приемников полного давления поста-
новкой выключателей ОБОГРЕВ ППД ЛЕВ., ПРАВ,
вверх на время не более 1 мин, при этом табло ОБОГРЕВ
ЛЕВ. НЕИСПРАВ., ОБОГРЕВ ПРАВ. НЕИСПРАВ.,
расположенные на левом пульте, не должны гореть;
— выключить обогрев ППД;
— при наличии системы автоматизированного конт-
роля ПОС проверить исправность электроцепи контроля
ПОС несущего и рулевого винтов установкой галетного
переключателя КОНТРОЛЬ ПОС в положение АВТОМ.,
при этом должно загореться табло АВТОМАТ КОНТ-
РОЛЬ ПОС и через 1 с —табло ПОС НВ РВ НЕИСПР.
После проверки переключатель установить в положе-
ние ОТКЛ.;
— проверить исправность работы приборов контроля
силовой установки и систем вертолета, для чего пере-
ключатель ТРАНСФ. ДИМ переключить из положения
ОСН. в положение РЕЗЕР. и убедиться в страгивании
стрелок приборов и загорании табло ОСН. ТРАНС.
ДИМ ОТКЛЮЧ. После проверки поставить переключа-
тель в положение ОСН.;
— убедиться, что переключатель УПРАВЛ. НА СЕ-
БЯ закрыт предохранительным колпаком.
1.3.9. Перед полетом в учебных целях с использова-
нием управления в кабине оператора дать команду опе-
ратору: «Подключить управление».
1.3.10. Оператору подключить управление вручную
(механически), для чего:
— установить кресло в крайнее заднее положение;
11
— нажать гашетку расстопоривания на рукоятке
рычага общего шага;
— движением ручки управления влево и на себя
подключить ее к управлению вертолета (до появления
возрастающих усилий);
— переключатель ТРИММЕРЫ поставить в поло-
жение НА СЕБЯ и проверить работоспособность меха-
низмов градиента усилий в продольном и поперечном
управлении нажатием на восьмипозиционный переклю-
чатель управления загрузочными механизмами;
— после проверки переключатель ТРИММЕРЫ по-
ставить в нижнее положение и закрыть предохранитель-
ным колпаком.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1- При постановке опе-
ратором переключателя ТРИММЕРЫ в положение
НА СЕБЯ управление механизмами градиента
усилий от летчика отключается.
2. Перед выполнением учебных полетов с ис-
пользованием управления оператора переводить
его из походного положения в рабочее и обратно
разрешается только на земле.
3. Включать САУ в режим ВИСЕНИЕ при ус-
тановленном в рабочее положение управлении
оператора запрещается. В этом случае САУ рабо-
тает в режиме согласования.
При подключении управления оператора на
приборной доске летчика загорается табло
УПРАВЛ. НА ОПЕРАТ.
1.3.11. В начале летного дня (ночи) летчику прове-
рить открытие заслонки отбора воздуха от двигателей
на систему кондиционирования (СКВ), для чего пере-
ключатель ОТБОР ВОЗДУХА поставить в положение
КОНДИЦ., и убедиться в открытии заслонки по шуму
работающего электромотора (время открытия и закры-
тия заслонки 28—30 с). После проверки поставить пе-
реключатель в положение ПРОДУВ и убедиться в ра-
боте электромотора линии продувки тракта отбора
воздуха от двигателей. Переключатель ОТБОР ВОЗДУ-
ХА установить в нейтральное положение.
1.3.12. Перевести последовательно трехпозиционный
переключатель АВТОМАТ — ГОРЯЧ. — ХОЛОД в поло-
жения ГОРЯЧ, и ХОЛОД и по шуму работающего элек-
тромотора убедиться в перекладке распределительной за-
слонки (время перекладки заслонки составляет 23—
38 с). После проверки этот переключатель поставить в
положение АВТОМАТ. Переключатель РАЗГЕРМ. КА-
12
БИНЫ установить в положение ВКЛ. для предотвраще-
ния создания в кабинах избыточного давления.
1.3.13. Для СКВ с отбором воздуха от 7-й ступени
компрессора переключатель ФИЛЬТР — ОТКЛ. устано-
вить в положение ОТКЛ. на 40 с, а затем в положение
ФИЛЬТР и убедиться по шуму работающего электро-
мотора в работоспособности заслонки. Задатчик темпе-
ратуры воздуха в кабине установить в крайнее правое
положение зимой или в крайнее левое летом.
1.3.14. Для СКВ с отбором воздуха от 12-й ступени
переключатель ФИЛЬТР установить в положение ВКЛ.
на 40 с, а затем в положение ОТКЛ. и убедиться по шу-
му работающего электромотора в работоспособности
заслонки (время открытия и закрытия 23—38 с).
Задатчик температуры воздуха в кабине установить
в крайнее правое, а затем в крайнее левое положение и
по шуму электромоторов убедиться в открытии соответ-
ственно «горячей» и «холодной» линий. После проверки
задатчик установить в желаемое положение (от 10 до
25° С). - .
1.3.15. Для вертолетов с ПЗУ проверить открытие
заслонок отбора воздуха на эжекторы, для чего уста-
новить выключатель ПЗУ — ОТКЛ. на нижней передней
панели пульта летчика в положение ПЗУ и убедиться
в загорании сигнальных табло ПЗУ ЛЕВ. ВКЛ. и ПЗУ
ПРАВ. ВКЛ., расположенных на приборной доске лет-
чика. После проверки установить выключатель ПЗУ
в положение ОТКЛ. и убедиться в погасании этих табло.
Время открытия и закрытия заслонок составляет 23—
28 с.
1.3.16. Перед полетами Для перевозки грузов на
внешней подвеске проверить работоспособность системы
внешней подвески. Дать команду бортовому технику
проследить за выпуском замка ДГ-64 из походного
в рабочее положение и обратно, а также за срабатыва-
нием зрмка.
Поставить переключатель управления уборкой и вы-
пуском подвески из положения УБОРКА в положение
ВЫПУСК и убедиться, что сигнальное табло ЗАМОК
ВЫПУЩЕН загорелось. Проверить срабатывание зам-
ка от кнопок тактического и аварийного сброса, а так-
же от выключателя АВТОМАТ. ОТЦЕПКА по загоранию
сигнального табло ЗАМОК ОТКРЫТ. Убедиться в заго-
рании сигнального табло АВТОМАТ. ОТЦЕПКА ВКЛЮ-
ЧЕНА. После проверки системы убрать замок в поход-
ное положение.
13
1.3.17. Перед высотным полетом:
— убедиться в наличии контровки (ниткой) чеки
разъединителя Р-58;
— закрепить разъединитель с замком на правом
ножном обхвате ниже полупетли круговой лямки, а кис-
лородный прибор КП-58 — на круговой лямке с правой
стороны (ниже плечевой пряжки) подвесной системы
парашюта;
— пристегнуть карабин шнура разъединителя к ско-
бе, закрепленной на чаше кресла, при этом длину шну-
ра необходимо отрегулировать так, чтобы он не мешал
выполнять необходимые движения в полете и не давал
большого провисания;
— расположить кислородный шланг от разъема Р-58
к прибору КП-21 над привязными ремнями кресла;
— присоединить кислородную маску КМ16Н к при-
бору КП-58; надеть и подогнать к лицу маску, пережать
гофрированный шланг маски, сделать вдох, если вдох
сделать нельзя, маска подогнана правильно;
— открыть запорный вентиль прибора КП-21 и по
манометру убедиться, что давление кислорода в балло-
не 27—30 кгс/см2;
— проверить работу комплекта ККО-ЛС, для чего
открыть вентиль аварийной подачи кислорода прибора
КП-21 и произвести несколько вдохов и выдохов, если
при этом дыхание не затруднено и поплавок индикатора
разъема Р-58 реагирует на вдох и выдох, комплект ра-
ботает нормально:
— закрыть после проверки комплекта вентиль ава-
рийной подачи кислорода прибора КП-21.
Проверка кислородного оборудования оператором
производится в такой же последовательности.
1.4. Подготовка к запуску двигателей
1.4.1. При скорости ветра 10 м/с и менее запускать
двигатели можно при любом положении вертолета от-
носительно направления ветра. Если скорость ветра со-
ставляет 10—25 м/с, то для запуска двигателей развер-
нуть вертолет против ветра.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При скорости ветра бо-
лее 25 м/с запуск двигателей запрещается.
1.4.2. В полевых условиях необходимо избегать за-
пуска двигателей на песчаной или пыльной площадке.
При необходимости запуска на пыльной площадке ее
необходимо полить водой.
14
1.4.3. Растормозить несущий винт и дать команду
бортовому технику установить его в такое положение,
чтобы лопасть не находилась над выхлопной трубой
АИ-9В.
1.4.4. Проверить положение рычагов управления и
установить их в положение, соответствующее запуску:
— рычаг общего шага опустить вниз до упора;
— рукоятку коррекции перевести в крайнее левое
положение;
— рычаги раздельного управления двигателями по-
ставить в среднее положение «на защелку»;
— ручку управления вертолетом отклонить от нейт-
рального положения на себя на 60 мм и затормозить
колеса шасси.
1.4.5. Проконтролировать работоспособность элек-
трической системы пожаротушения, для чего:
— установить переключатель ОГНЕТУШ. — КОНТ-
РОЛЬ в положение КОНТРОЛЬ, а ГЛАВН. ВЫ-
КЛЮЧ. в положение ВКЛ., при этом должно загореться
табло КОНТРОЛЬ ДАТЧИКОВ;
— перевести последовательно переключатель пиро-
патронов 1—2 в положение 1, затем в положение 2 и
убедиться, что ни одно табло 1 и 2 не горит;
— убедиться, что УКВ радиостанция выключена
(для исключения передачи информации о пожаре от
РИ-65 в эфир);
— установить переключатель проверки каналов в
положение 1, при этом должны загореться красные таб-
ло сигнализации пожара на ' пульте противопожарной
системы и приборной доске,» а речевой информатор
РИ-65 должен выдать информацию: «Борт номер ..., по-
жар». Установить переключатель проверки каналов
в нейтральное положение, при этом все табло сигнализа-
ции пожара должны погаснуть. В такой же последова-
тельности проверить два других канала, установив по-
следовательно переключатель в положения 2 и 3.
После проверки переключатель ОГНЕТУШ. — КОН-
ТРОЛЬ установить в положение ОГНЕТУШ., при этом не
должно гореть ни одно сигнальное табло.
1.4.6. Проверить исправность аппаратуры ИВ-500Е,
для чего нажать кнопку КОНТРОЛЬ ИВ-500 и убедить-
ся в загорании сигнальных табло с желтыми свето-
фильтрами ЛЕВ. ДВИГ. ВИБРАЦИЯ ПОВЫШЕНА,
ПРАВ. ДВИГ. ВИБРАЦИЯ ПОВЫШЕНА и сигналь-
ных табло с красными светофильтрами ВЫКЛЮЧИ
ЛЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, ВЫКЛЮЧИ ПРАВЫЙ ДВИ-
15
ГАТЕЛЬ, речевой информатор РИ-65 должен выдать
информацию: «Вибрация правого двигателя», «Вибра-
ция левого двигателя».
1.4.7. Проверить исправность аппаратуры системы
указателя температуры . газов, нажав кнопку КОНТ-
РОЛЬ ТЕРМОМ. ДВИГ. ХОЛ., убедиться в загорании
сигнальных табло ЛЕВ. ДВИГ. t° ГАЗОВ ВЫСОКА,
ПРАВ. ДВИГ. /° ГАЗОВ ВЫСОКА и в отклонении стре-
лок указателей к значениям температуры по шкале
950—1270° С. Для двигателей третьей серии и ТВЗ-117В
указанные табло отключены.
1.4.8. Убедиться, что выключатели генераторов нахо-
дятся в положении ОТКЛ. и горят сигнальные табло
ЛЕВ. ГЕН. ОТКЛ. и ПРАВ. ГЕН. ОТКЛ.
1.4.9. Открыть краны расходных баков, пожарные
краны двигателей, разделительный кран и включить
топливные насосы расходных баков ЛЕВ. № 1 и ПРАВ.
№ 2 и баков № 4 и 5; проконтролировать их работоспо-
собность по загоранию (погасанию) сигнальных табло,
расположенных над выключателями.
При полетах с заправленными подвесными топлив-
ными баками дополнительно включить выключатель
ПОДВЕСН. БАКИ и убедиться в загорании сигнально-
го табло ПЕРЕКАЧ. РАБОТАЕТ. При не полностью
заправленном баке № 3 (на 150 л и более) кратковре-
менно загорается табло ВЫКЛЮЧИ ПЕРЕКАЧ.
1.5. Холодная прокрутка АИ-9В
1.5.1. Холодную прркрутку АИ-9В производить в слу-
чае неудавшегося запуск^ (нет показаний температуры
газов или самопроизвольное выключение), а также по-
сле его экстренного останова перед последующим запу-
ском.
Для выполнения холодной * прокрутки переключатель
рода работ установить в положение ПРОКРУТ. и на-
жать кратковременно (на 2—3 с) кнопку ЗАПУСК.
Цикл холодной прокрутки с момента нажатия кноп-
ки ЗАПУСК длится 20 с, при этом топливо в камеру
сгорания не подается и не включается зажигание.
1.6. Запуск двигателя АИ-9В
1.6.1. Поставить переключатель рода работ в поло-
жение ЗАПУСК, а переключатель вольтметра постоян-
ного тока в положение, соответствующее источнику, от
которого осуществляется питание электроэнергией (вы-
16
ключатель ГЕНЕР. АИ-9В — в положение ОТКЛ.). По-
дать команду бортовому технику: «Запуск АИ». Получив
ответ: «Есть запуск АН», нажать на 2—3 с кнопку ЗА-
ПУСК, включить секундомер и проконтролировать заго-
рание сигнального табло АВТОМАТ ВКЛЮЧЕН. Выход
двигателя на режим холостого хода происходит авто-
матически, контролируется по загоранию сигнального
табло ОБОРОТЫ АИ-9В НОРМАЛЬН., табло АИ-9В
РАБОТ, и сигнальной лампы с зеленым светофильтром
ДАВЛЕН. МАСЛА НОРМАЛЬН.
1.6.2. В процессе запуска проконтролировать:
— температуру газов за турбиной, которая не дол-
жна превышать 880° С;
— напряжение в электрической сети, которое не
должно падать ниже 18 В;
— наличие давления масла по загоранию зеленого
табло ДАВЛЕН. МАСЛА НОРМАЛЬН.; в процессе за-
пуска допускается мигание этого табло;
— время выхода двигателя на режим холостого хода,
которое не должно превышать 20 с;
— время работы автоматической панели запуска по
времени горения сигнального табло АВТОМАТ ВКЛЮ-
ЧЕН, которое не должно превышать 30 с с момента
загорания.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1- Прекратить запуск
нажатием на кнопку ОСТАНОВ АИ-9В в следу-
ющих случаях:
— произошло самопроизвольное выключение
АН 9В;
— отсутствуют показания температуры газов за
турбиной в течение 9 с с момента нажатия на кноп-
ку ЗАПУСК;
— падает напряжение в электрической сети ни-
же 18 В;
— температура газов за турбиной превышает
880° С;
— не зажглось сигнальное табло ОБОРОТЫ
АН 9В НОРМАЛЬН. после 20 с с момента нажатия
на кнопку ЗАПУСК;
— не погасло сигнальное табло АВТОМАТ
ВКЛЮЧЕН после 30 с с момента нажатия на кноп-
ку ЗАПУСК;
— загорелось сигнальное табло ОБОРОТЫ
АИ-9В ВЫСОКИ;
2 Зак. 3173дсп
17
— замечены какие-либо другие ненормальности
в работе АИ-9В и его систем (посторонние шумы,
течь топлива и т. д.).
Повторный запуск АИ-9В разрешается произво-
дить только после выявления и устранения причин
его незапуска. При автоматическом останове АИ-9В
по предельным оборотам для последующего запуска
кратковременно выключить и вновь включить АЗС
запуска АПД. Перед повторным запуском произве-
сти холодную прокрутку с целью удаления топлива,
скопившегося в камере сгорания.
2. В процессе запуска АИ-9В до загорания сиг-
нального табло ОБОРОТЫ АИ-9В НОРМАЛЬН.
запрещается включение отбора воздуха па потреби-
тели и включение генераторного режима.
3. При запуске АИ-9В, когда используется аэро-
дромный источник электроэнергии переменного то-
ка, возможно самопроизвольное переключение пи-
тания сети с основного трансформатора 36 В на ре-
зервный и включение в работу преобразователя
ПТ-125Ц.
Для переключения питания сети с резервного
на основной трансформатор 36 В и выключения пре-
образователя ПТ-125Ц переключатель трансформа-
торов ОСНОВНОЙ — РЕЗЕРВНЫЙ поставить
в нейтральное положение и затем перевести в поло-
жение ОСНОВНОЙ.
1.6.3. После выхода АИ-9В на режим холостого хода
убедиться в следующем:
— горит сигнальное табло ОБОРОТЫ АИ-9В НОР-
МАЛЕН.;
— температура газов за турбиной не превышает
720° С;
— горит сигнальное табло ДАВЛЕН. МАСЛА НОР-
МАЛЬН., сигнализирующее о нормальном давлении мас-
ла на входе в АИ-9В.
1.6.4. Перед каждым летным днем (ночью) проверить
работу генератора двигателя АИ-9В, установив выклю-
чатель ГЕНЕРАТОР АИ-9В в положение ВКЛ. При этом
напряжение генератора должно быть 28—29 В, а темпе-
ратура газов за турбиной АИ-9В — не более 750° С.
После проверки работы генератор выключить, устано-
вив выключатель ГЕНЕРАТОР АИ-9В в положение
ОТКЛ.
1.6.5. Давление в магистрали отбора воздуха от АИ-9В
контролируется по указателю манометра на левом пуль-
18
те кабины летчика и должно соответствовать значениям,
приведенным на графике рис. 1.3. в зависимости от тем-
пературы наружного воздуха и высоты расположения
площадки (аэродрома) над уровнем моря.
1.6.6. Общее время непрерывной работы АИ-9В не
должно превышать 30 мин.
В указанный промежуток времени разрешается про-
изводить:
— включение генератора постоянного тока и провер-
ку электрооборудования, при этом напряжение в сети
должно быть 28—29 В, а сила тока не должна превы-
шать 100 А;
— три последовательных отбора воздуха для запуска
(холодной прокрутки) двигателей продолжительностью
не более 45 с каждый с перерывами между отборами не
менее 1 мин; перед отбором воздуха необходимо выклю-
чить потребители электроэнергии, не нужные для запу-
ска, и генератор АИ-9В.
После 30 мин непрерывной работы и выполнения ука-
занных операций АИ-9В выключить. Выключение АИ-9В
Рис. 1.3. График зависимости давления воздуха в
магистрали его отбора от АИ-9В от температуры
наружного воздуха и высоты расположения аэро-
дрома над уровнем моря
19
производить нажатием кнопки ОСТАНОВ АИ-9В после
охлаждения на холостом ходу в течение 0,5—1 мин.
В случае необходимости разрешается производить
пять последовательных отборов воздуха продолжитель-
ностью не более 45 с каждый с перерывами между отбо-
рами не менее 1 мин. Непрерывное время работы при
этом должно быть не более 13 мин, после чего АИ-9В
выключить и охладить в течение не менее 15 мин.
1.6.7. Для экстренного останова АИ-9В, работающего
в режиме отбора воздуха или в генераторном режиме,
прекратить запуск двигателя ТВЗ-117 или нажать на
кнопку ОСТАНОВ АИ-9В и выключить генератор.
1.7. Холодная прокрутка двигателя ТВЗ-117
1.7.1. Холодная прокрутка двигателя производится
с целью продувки камеры сгорания от скопившегося в ней
топлива при неудавшемся запуске, для определения обо-
ротов раскрутки турбокомпрессора от воздушного стар-
тера и проверки времени цикла работы пусковой панели.
1.7.2. Для выполнения холодной прокрутки поставить
переключатель рода работ в положение ПРОКРУТКА, а
переключатель ЗАПУСК ДВИГАТ. в положение ПРА-
ВЫЙ или ЛЕВЫЙ и нажать на 1—2 с кнопку ЗАПУСК.
Проконтролировать раскрутку турбокомпрессора от
воздушного стартера до 20—26% и проверить продолжи-
тельность цикла работы пусковой панели, которая долж-
на составлять 51—59 с.
1.8. Запуск двигателей ТВЗ-117
1.8.1. Запуск двигателей ТВЗ-117, прогрев и опробова-
ние силовой установки, проверку работоспособности си-
стем вертолета при работающих двигателях разрешается
производить только летчику, не допуская при этом сме-
щений вертолета.
1.8.2. Очередность запуска двигателей определяется
в зависимости от направления и скорости ветра, а также
равномерности выработки ресурса двигателями. Первым
запускается двигатель со стороны, противоположной на-
правлению ветра.
Не допускается работа АИ-9В с запущенным правым
двигателем при ветре справа более 5 м/с и температуре
наружного воздуха выше +35° С.
1.8.3. Запуск двигателей в зимних условиях без подо-
грева агрегатов силовой установки разрешается произво-
дить при температуре масла в коробке приводов, проме-
жуточном и хвостовом редукторах не ниже минус 35° С.
20
При температуре масла ниже минус 35° С необходимо
эти агрегаты подогреть горячим воздухом (не выше 80° С
на выходе из рукава подогревателя) до свободного про-
ворачивания трансмиссии за лопасти рулевого винта
(только по направлению вращения).
При температуре масла в двигателях ТВЗ-117 и глав-
ном редукторе ниже минус 40° С необходимо подогреть
эти агрегаты, а также маслобаки, маслорадиаторы и
АИ-9В в течение не менее 20 мин.
Если температура наружного воздуха ниже минус
40° С и АЙ-9В проработал более 10 мин, его повтор-
ный запуск без подогрева разрешается выполнять в те-
чение часа с момента его останова.
1.8.4. Убедиться, что рычаги управления стоят в по-
ложении, соответствующем запуску. Поставить переклю-
чатель рода работ в положение ЗАПУСК, а переключа-
тель ЗАПУСК ДВИГАТ. в положение ПРАВЫЙ или ЛЕ-
ВЫЙ. Подать команду бортовому технику: «От винтов».
Получив ответ: «Есть от винтов», нажать на 1—2 с кноп-
ку ЗАПУСК и перевести рычаг стоп-крана запускаемого
двигателя в нижнее положение.
Двигатель на режим малого газа выходит автомати-
чески за время не более 60 с.
1.8.5. В процессе запуска проконтролировать:
— исправность работы автоматической панели запу-
ска по загоранию сигнального табло 'АВТОМАТ. ВКЛЮ-
ЧЕН;
— включение воздушного стартера по загоранию сиг-
нального табло СТАРТЕР РАБОТАЕТ;
— непрерывность нарастания оборотов турбокомпрес-
сора (без зависания) и появление вращения несущего
винта при птк не более 25%;
— увеличение температуры газов перед турбиной ком-
прессора, которая не должна превышать значений, ука-
занных на графике рис. 1.4 (1.4а, (1.46) *;
— наличие давления масла в двигателе по указателю
манометра на правом переднем пульте, которое при обо-
ротах турбокомпрессора 45% и более должно быть не ни-
же 1 кгс/см2;
отключение воздушного стартера на оборотах тур-
бокомпрессора 60—65% по погасанию сигнального табло
СТАРТЕР РАБОТАЕТ; если отключение стартера не
* Здесь и далее по тексту номера рисунков, значения параметров
двигателей и наименования сигнальных табло, указанные в скобках,
относятся к вертолетам с двигателями ТВЗ-117 III серии н ТВЗ-117В.
21
произойдет автоматически до оборотов турбокомпрессора
66+1%, отключить стартер нажатием кнопки ПРЕКРАЩ.
ЗАПУСКА; если табло СТАРТЕР РАБОТАЕТ продолжа-
ет гореть, закрыть стоп-кран запускаемого двигателя и
выключить АИ-9В нажатием кнопки ОСТАНОВ АИ-9В;
Рис. 1.4. График зависимости числа оборотов турбокомпрессо-
ра на режиме малого газа и максимально допустимой темпе-
ратуры газов при запуске от температуры наружного воздуха
— время работы автоматической панели запуска кон-
тролируется по времени горения сигнального табло АВ-
ТОМАТ. ВКЛЮЧЕН., которое не должно превышать
33 с с момента загорания.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1- Прекратить запуск
двигателя переводом рычага стоп-крана в положе-
ние ОСТАНОВ. ДВИГАТ. (вверх) с последующим
немедленным нажатием кнопки ПРЕКРАЩ. ЗА-
ПУСКА в следующих случаях:
— не горит сигнальное табло АВТОМАТ.
ВКЛЮЧЕН или СТАРТЕР РАБОТАЕТ (или оба
вместе);
— нет роста температуры газов перед турбиной
и оборотов турбокомпрессора;
- — температура газов перед турбиной возраста-
ет выше максимально допустимой для данного зна-
чения температуры наружного воздуха (определя-
ется по графику, приведенному на рис. 1.4 (1.4а,
1.46);
22
— произошло зависание оборотов турбокомп-
рессора в течение более 3 с или при птк=25%
отсутствует вращение несущего винта;
— давление масла в двигателе менее 1 кгс/см2
при оборотах 45% и более;
— из выхлопной трубы выбрасываются длин-
ные языки пламени;
— замечены какие-либо другие ненормально-
сти в работе двигателя и его систем (посторонние
шумы, течь топлива и т. д.), а также при получе-
Рис. 1.4а. График зависимости числа оборотов турбоком-
прессора на режиме малого газа и максимально допусти-
мой температуры газов при запуске от температуры на-
ружного воздуха для двигателей III серии
23
нии команды от специалистов из состава наземного
экипажа о прекращении запуска.
Повторный запуск разрешается производить
только после полной остановки двигателя, выявле-
ния и устранения причин его незапуска. Перед
повторным запуском произвести холодную про-
крутку двигателя.
2. В процессе запуска запрещается перемещать
рычаги раздельного управления двигателями, ры-
чаг общего шага, рукоятку коррекции и переклю-
чатель ЗАПУСК ДВИГАТ. в положение для за-
пуска другого двигателя.
3. Разрешается производить не более 5 запу-
сков, следующих один за другим, после чего пере-
рыв в течение не менее 15 мин.
1.8.6. После выхода запускаемого двигателя на ре-
жим малого газа проконтролировать следующие пара-
метры его работы:
— обороты турбокомпрессора в зависимости от тем-
пературы наружного воздуха — должны находиться
в пределах, указанных на графике рис. 1.4 (1.4а, 1.46);
— температуру газов перед турбиной — не должна
превышать 750° С (780° С);
— давление масла в двигателе — должно быть не
менее 2 кге/см2, температура масла должна находиться
в пределах от минус 40 до плюс 150° С;
— давление масла в главном редукторе — должно
быть не менее 0,5 кгс/см2, а температура масла — не
ниже минус 40° С.
1.8.7. Поставить переключатель ЗАПУСК ДВИГАТ.
в положение для запуска второго двигателя и произве-
сти его запуск в порядке, указанном в ст. 1.8.1—1.8.5.
1.8.8. После выхода второго двигателя на режим ма-
лого газа проконтролировать обороты несущего винта,
которые должны находиться в пределах 45—65%.
Для вертолетов с ПЗУ включить ПЗУ, для чего уста-
новить выключатель ПЗУ ОТКЛ. в положение ПЗУ и
проконтролировать загорание сигнальных табло ПЗУ
ЛЕВ ВКЛ., ПЗУ ПРАВ. ВКЛ.
Включение ПЗУ сопровождается повышением темпе-
ратуры газов перед турбиной на 10—15° С и возможным
увеличением оборотов турбокомпрессора не более чем
на 0,5%.
1.8.9. Выключить АИ-9В нажатием кнопки ОСТАНОВ
АИ-9В после его охлаждения на холостом ходу в тече-
ние 0,5—1 мин.
24
Если запуск двигателей производился с использова-
нием бортовых аккумуляторов, АИ-9В не выключать до
окончания прогрева двигателей и вывода их на повышен-
ный режим (до оборотов несущего винта 88%), а для пи-
тания необходимых потребителей электроэнергией на
режиме малого газа включить генератор СТГ-3, уста-
новив выключатель ГЕНЕРАТОР АИ-9В в положение
ВКЛ.
1.8.10. Если предполагается боевой вылет, после
запуска двигателей выключатели НЕЙТРАЛЬНЫЙ ГАЗ
п ОБОГРЕВ поставить в положение ВКЛ. и убедиться
в работоспособности системы нейтрального газа по заго-
ранию табло с желтыми светофильтрами БАЛЛОН СРА-
БОТАЛ, СИСТЕМА РАБОТАЕТ. При отрицательных тем-
пературах наружного воздуха выключатель ОБОГРЕВ
поставить в положение ВКЛ. за 5—15 мин до включения
системы (для вертолетов, оборудованных системой НГ).
1.8.11. Проверить работоспособность механизмов гра-
диента усилий в продольном и йоперечном управлении
нажатием на восьмипозиционный- переключатель управ-
ления загрузочными механизмами и на кнопку снятия
усилий. Убедиться в плавном перемещении' ручки управ-
ления, отклоняя ее на величину не более 15 мм. После
проверки установить ручку в нейтральное положение.
1.9. Прогрев силовой установки, проверка
работоспособности гидросистемы и САРПП-12Д
1.9.1. Прогрев силовой установки производится на
режиме малого газа, при этом рычаг общего шага должен
находиться на нижнем упоре, рукоятка коррекции —
в крайнем левом положении, рычаги раздельного управле-
ления двигателями — в среднем положении на защелках.
При прогреве силовой установки допускается увели-
чение давления масла в двигателях до 4,8 кгс/см2.
1.9.2. Время непрерывной работы двигателей на ре-
жиме малого газа не должно превышать 20 мин.
1.9.3. В процессе прогрева силовой установки на ре-
жиме малого газа проверить управление вертолетом от-
клонением рычагов управления от исходных при запуске
положений на величину 10—15 мм. При температуре на-
ружного воздуха ниже минус 30° С небольшими движе-
ниями ручки управления обеспечить прокачку гидравли-
ческой жидкости AM Г-10 в целях ее прогрева.
Убедиться в исправной работе основной гидросистемы
по горению сигнального табло ОСНОВН. ВКЛ. и по ве-
25
личине давления, которое должно быть 75—85 кгс/см2
при неподвижных рычагах управления вертолетом.
На вертолетах с доработанной гидросистемой в про-
цессе запуска двигателей допускается кратковременное
загорание сигнального табло ДУБЛИР. ВКЛ. с последу-
ющим его погасанием и загоранием табло ОСНОВН.
ВКЛ.
1.9.4. Проверить работоспособность дублирующей гид-
росистемы, для чего:
— перевести переключатель ОСНОВН. — ДУБЛИР.
под предохранительным колпаком в положение ДУБ-
ЛИР.;
— убедиться, что загорелось сигнальное табло ДУБ-
ЛИР. ВКЛ. и погасли сигнальные табло ОСНОВН.
ВКЛ.;
— проверить давление, которое должно быть 75—
85 кгс/см2;
— перевести переключатель ОСНОВН. — ДУБЛИР.
в положение ОСНОВН., закрыть его предохранительным
колпаком и убедиться по сигнальным табло о выключе-
Рис. 1.46. График зависимости числа обо-
ротов турбокомпрессора на режиме мало-
го газа и максимально допустимой темпе-
ратуры газов при запуске от температуры
атмосферного воздуха для двигателей
ТВЗ-117В
26
нии дублирующей и вступлении в работу основной гид-
росистемы.
На вертолетах с доработанной гидросистемой, после
установки переключателя в положение ОСНОВН. пе-
ревод гидросистемы на основную производить нажатием
кнопки ОТКЛ. ДУБЛИР. Переход гидросистемы на ос-
новную без нажатия кнопки является признаком неис-
правности электрической автоматики отключения основ-
ной гидросистемы.
1.9.5. Проверить наличие давления в гидросистеме
шасси, которое должно быть 75—85 кгс/см2.
1.9.6. Поставить переключатель РУЧНОЕ — АВТ.—
ОТКЛ. СИГНАЛА в положение РУЧНОЕ и убедиться
в работоспособности аппаратуры САРПП-12Д по мига-
нию сигнального табло САРПП РАБОТАЕТ.
1.9.7. Перевод'двигателей с режима малого газа на
повышенные режимы разрешается при температуре
масла на выходе из двигателей не ниже плюс 30° С и
в главном редукторе не ниже минус 15° С. При этом
время работы двигателей ija малом газе должно быть
не менее 1 мин. Длительная работа (более 5 мин) на
режимах от крейсерского и выше разрешается при тем-
пературе масла в главном редукторе не ниже плюс 30° С.
1.10. Опробование двигателей и проверка работы
силовой установки
1.10.1. Для проверки работоспособности двигателей
и их систем установлены следующие виды опробования
двигателей:
— совместное опробование двигателей с выходом на
режим, при котором исключается отрыв вертолета;
— раздельное опробование двигателей с выходом на
взлетный режим, при этом неопробуемый двигатель
должен быть выключен;
— • поочередное опробование двигателей с загрузоч-
ными шайбами;
— проверка работы двигателей на висении.
1.10.2. Первый вид опробования применяется при
проверке работоспособности двигателей и их систем
в начале летного дня (ночи).
Второй и третий виды опробования производятся
после замены или регулировки агрегатов силовой уста-
новки, несущего, рулевого винтов, после выполнения
регламентных работ, а также после устранения неис-
правности, появившейся в полете, и изложены в конце
настоящего раздела.
27
Четвертый вид опробования производится в целях
проверки совместной работы двигателей, а также для
проверки исправности и работоспособности силовой уста-
новки перед каждым полетом и изложен в подразде-
ле 2.3. «Висение и перемещение у земли».
1.10.3. Для совместного опробования двигателей
с выходом на режим, при котором исключается отрыв
вертолета, необходимо:
— убедиться, что двигатели и главный редуктор
прогреты (ст. 1.9.7);
— для двигателей третьей серии проверить исправ-
ность контуров СТ РПР (СТ ЭРД) согласно ст. 1.10.5;
— поставить рукоятку коррекции в крайнее правое
положение;
— установить переключателем перенастройки на ры-
чаге общего шага обороты Несущего винта 95%;
— увеличить мощность двигателей до режима, при
котором исключается отрыв вертолета, перемещением
рычага общего шага вверх;
— убедиться в плавном перемещении рычага общего
шага и в исправной работе гидравлической муфты его
расстопоривания;
— убедиться, что при перемещении рычага общего
шага вверх происходит увеличение режима работы дви-
гателей;
Рис. 1.5. График совместного опробования
двигателей:
1—2 (Г—2')—запуск левого (правого) двигателя;
2(2') — 3 — прогрев двигателей; 3—4 — проверка исправности
контуров СТ РПР (для двигателей III серии) или СТ ЭРД
(для двигателей ТВЗ-П7В); 3—5 или 4—5 — перевод рукоят-
ки коррекции в крайнее правое положение; 5—6 — перевод
рычага общего шага вверх с выходом на режим, при кото-
ром исключается отрыв вертолета; 6—7 — выдерживание этого
режима; 7—8 — перевод рычага общего шага вниз до упора;
8—9, 12—13 — перевод рукоятки коррекции в крайнее левое
положение; 9—10 — работа двигателей на малом газе в тече-
ние I мин; 10—11 — перевод рукоятки коррекции в крайнее
правое положение для проверки частичной приемистости
двигателей
28
— установить рычаг общего шага вниз до упора;
убедиться, что режим работы двигателей установился,
запомнить значение числа оборотов двигателей на этом
режиме и повернуть рукоятку коррекции в крайнее ле-
вое положение, соответствующее режиму работы двига-
телей на малом газе;
— проконтролировать параметры работы силовой
установки, которые должны соответствовать значениям,
указанным в табл. 1.2.
График совместного опробования двигателей пред-
ставлен на рис. 1.5.
1.10.4. Проверить исправность контуров СТ РПР, для
чего:
— дать команду бортовому технику включить РПР
и проверить первые каналы контуров СТ двигателей;
по этой команде бортовому технику установить на щит-
ке РПР (ЭРД) выключателй ВКЛ. — ОТКЛ. в положе-
ние ВКЛ., а переключатели КОНТУРЫ СТ — в положе-
ние КОНТРОЛЬ 1 и доложить летчику о выполнении
команды;
— летчику после доклада бортового техника плавно
увеличивать режим работы двигателей поворотом ру-
коятки коррекции в правое положение; при оборотах
несущего винта 91,5+2,5% (91,5+2% для ТВЗ-117В на
щитке РПР (ЭРД) должны загореться сигнальные табло
ОБОРОТЫ СТ;
— бортовому технику доложить летчику о загорании
этих табло и установить переключатели КОНТУРЫ СТ
в положение РАБОТА, при этом табло нс должны гас-
нуть;
— летчику установить режим малого газа поворотом
рукоятки коррекции в крайнее левое положение и дать
команду бортовому технику на снятие блокировки пер-
вых каналов контура СТ;
— бортовому технику по этой команде перевести на
2—3 с выключатель ВКЛ. — ОТКЛ. в положение ОТКЛ.
При этом должна сняться блокировка и погаснуть таб-
ло ОБОРОТЫ СТ. После погасания указанных табло
установить выключатели ВКЛ. — ОТКЛ. в положение
ВКЛ. и доложить летчику об исправности первых ка-
налов контура СТ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При проверке контуров
СТ переводить переключатели КОНТУРЫ СТ из
положения КОНТРОЛЬ 1 в положение КОНТ-
РОЛЬ 2 и наоборот, не снимая блокировки кон-
туров СТ в положении РАБОТА, запрещается, так
29
как в этом случае происходит выключение двига-
телей.
Таблица 12
Параметры Режимы
малого газа крейсер- ский номиналь- ный взлет- ный
Число оборо- тов, % ротора ком- прессора Согласно графику
рис. 1.4 (1.4а, 1.46) рис. 1.7 (1.7а, 1.76)
несущего винта 55+15 oo-10 (на земле) 95 ±2 92—94
Температура газов перед турбиной, °C (не выше) 750 (780) 880 (910) 910 (955) 960 (990)
Температура масла, °C на выходе из двигателя —40-+150 30—150 (рекомендуемая 80—140)
в главном редукторе —40+-90 30—90 (рекомендуемая 50—80). При прогреве от —15 до +30 не более 5 мин
в промежут. редукторе — Не более 115
в хвостовом редукторе — Не более 115
в коробке приводов — Не более ПО
Давление топлива, кгс/см2 — — Не более 60
Давление масла, кгс/см2 в двигателях Не менее 2,0 3—4
в главном редукторе Не менее 0,5 3—4*
в коробке приводов — 2,3—4,7
* При полете со скольжением и работе двигателей на режиме выше
малого газа допускается падение давления масла в главном редукторе
до 2,0 кгс/см2, а при выполнении маневров — до 2,5 кгс/см2.
30
В аналогичной последовательности проверить ис-
правность вторых каналов контуров СТ.
Бортовому технику после проверки переключатели
КОНТУРЫ СТ оставить в положении РАБОТА и за-
крыть крышку щитка РПР (ЭРД).
1.10.5. На вертолетах, на которых установлены двига-
тели с доработанными ЭРД-ЗВ, имеющими отличитель-
ную маркировку в номере агрегата Д или 5 (то есть
ХХХХ5ХХ...) выпуска со второго полугодия 1984fr), про-
верку исправности контуров СТ ЭРД произвмить' в сле-
дующей последовательности: (
— дать команду бортовому технику включить ЭРД и
проверить первые каналы контуров СТ двигателей; по
этой команде бортовому технику установить\ на щитке
ЭРД выключатели ВКЛ. — ОТКЛ. в положение ВКЛ., а
переключатели КОНТУРЫ СТ — в положение КОНТ-
РОЛЬ 1 п доложить летчику о выполнении команды; \
— летчику после доклада бортового техника плавно
увеличить режим работы двигателей поворотом рукоятки
коррекции в правое положение; при оборотах несущего
винта 91,5+2% на щитке ЭРД должны загореться
сигнальные табло ОБОРОТЫ СТ;
— бортовому технику доложить летчику о загорании
этих табло и установить переключатели КОНТУРЫ СТ
в положение РАБОТА, при этом табло должны пога-
снуть;
— летчику установить режим работы малого газа по-
воротом рукоятки коррекции в крайнее левое положение.
Аналогично проверить исправность вторых каналов кон-
туров СТ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ,При проверке контуров
СТ переводить переключатели КОНТУРЫ СТ из
положения КОНТРОЛЬ 1 в положение КОНТ-
РОЛЬ 2 и наоборот менее чем за 0,2 с запрещает-
ся, так как в этом случае происходит выключение
двигателей. Для исключения этого явления пере-
ключатель кратковременно фиксировать в положе-
нии РАБОТА.
Бортовому технику после проверки переключатели
КОНТУРЫ СТ оставить в положении РАБОТА и закрыть
крышку щитка ЭРД.
1.10.6. Произвести проверку частичной приемистостр
в такой последовательности:
— проработать на малом газе в течение 1 мин;
— перевести рукоятку коррекции в крайнее правое
положение за 1—2 с и определить время (частичную
31
приемистость) выхода двигателей на обороты, значение
которых на 1—1,5% меньше значений, имевших место
при работе двигателей на правой коррекции. Время ча-
стичной приемистости должно составлять 3—6 с, а тем-
пература газов перед турбиной не должна превышать
Рис. 1.6. График зависимости максимально допустимой
температуры газов от температуры наружного воздуха
при проверке частичной приемистости
1.10.7. Проверить диапазон перенастройки оборотов не-
сущего винта, для чего:
— установить рычагом общего шага 3° по УШВ и
убедиться в том, что рукоятка коррекции находится
в крайнем правом положении, а температура масла
в главном редукторе не менее 30° С;
— отклонить переключатель перенастройки на рыча-
ге общего шага вниз и после прекращения изменения
оборотов несущего винта по указателю проверить их
величину, которая должна составлять 91 ±2%;
32
— отклонить переключатель вверх и убедиться, что
обороты несущего винта составляют 97 +J % •
Если верхний предел оборотов несущего винта
(97 %) не будет достигнут, необходимо прогреть ма-
сло в главном редукторе до температуры 40—60° С и
повторить проверку.
Рис. 1.7. График зависимости числа оборотов турбокомпрессора
от температуры наружного воздуха (Н=0, V=0)
После проверки диапазона перенастройки установить
переключателем перенастройки обороты НВ 95% и от-
клонить рычаг общего шага вниз до упора.
1.10.8. Проверить исправность аппаратуры системы
указателя температуры газов, для чего при положении
рычага общего шага на нижнем упоре и правой коррек-
ции нажать на 2—3 с кнопку КОНТРОЛЬ ТЕРМОМ.
ДВИГ. ГОР. Убедиться, что при нажатии на кнопку обе
стрелки указателя температуры газов пошли на умень-
3 Зак. 3173дсп
33
Рис. 1.7а. График зависимости числа оборотов турбокомпрес-
сора от температуры наружного воздуха (//=0; У=0) для
двигателей III серии
шение показаний. Отпустить кнопку, стрелки указателя
должны вернуться в исходное положение.
1.10.9. Для продувки тракта отбора воздуха от дви-
гателей на систему кондиционирования переключатель
ОТБОР ВОЗДУХА поставить в положение ПРОДУВ
на время не менее 3 мин.
1.10.10. Аварийный останов двигателей при опробова-
нии производится в следующих случаях:
— при резком падении (ниже минимальных значе-
ний) давления масла в двигателях, главном редукторе
или коробке приводов;
— при резком повышении температуры газов перед,
турбиной выше допустимой;
Яткща.
Автоматическое ограничение
п-л с коррекцией по tH.t
при Рн - 760мм рг.п.
Автоматическое
ограничение
лтомм -1D1' 157.-const
100
Максимально допустимые
пТК при = 760мм рт. ст
95
90
85
Максимально допусти-
мые обороты номи-
нального режима
'Максимально допусти-
мые обороты I крей-
серского режима
'Максимально допусти-
мые обороты Л крей-
серского режима
Минимальные обороты
Л крейсерского режи-
ма
80
-60 -50 -НО -30 -Z0 -10 0 10 20 30 НО
Рис. 1.76. График зависимости числа оборотов турбокомпрессора от
температуры атмосферного воздуха на входе в двигатель (Н=0;
V=0; р=760 мм рт. ст.) и максимально допустимых оборотов
взлетного режима при р<760 мм рт. ст. для двигателей ТВЗ-117В:
1 — зона взлетного режима; 2— зона номинального режима; 3 — зона I крей-
серского режима; 4 — зона П крейсерского режима
— при появлении течи топлива или масла;
— при возникновении пожара на вертолете, обнару-
женного визуально, по запаху дыма, гари или по коман-
де РИ-65 «Борт номер ..., пожар, внимание на табло»;
— при резком падении или увеличении числа оборо-
тов двигателей;
— при появлении посторонних шумов, тряски двига-
телей или при получении команды от РИ-65 «Опасная
вибрация левого двигателя» или «Опасная вибрация
правого двигателя» и загорании табло с красным свето-
фильтром ВЫКЛЮЧИ ЛЕВЫЙ (ПРАВЫЙ) ДВИГА-
ТЕЛЬ;
3*
35
— при загорании (непрерывном мигании) табло
СТРУЖКА В МАСЛЕ ЛЕВ. (ПРАВ.) ДВИГ.;
— при резком увеличении числа оборотов несущего
винта выше 100%;
— по команде специалиста из состава наземного
экипажа. ,
1.10.11. Для экстреннрго останова дригателя (одного
или двух) с любого режима работы поставить рычаг
(рычаги) ОСТАНОВ. ДВИГ. ЛЕВ. (ПРАВ.) управле-
ния стоп-краном (стоп-кранами) в верхнее положение.
При отказе стоп-крана останов двигателя произвести за-
крытием пожарного крана, после чего дальнейшая экс-
плуатация насоса-регулятора запрещается.
1.11. Включение генераторов и проверка авиационного
оборудования
1.11.1. Убедиться, что обороты несущего винта рав-
ны 95±2%, при необходимости установить указанное
число оборотов переводом рукоятки коррекции в край-
нее правое положение.
1.11.2. Перевести питание бортсетй вертолета с аэро-
дромного источника переменного тока на бортовые ге-
нераторы, для чего:
— поставить выключатели ЛЕВ. и ПРАВ, генера-
торов переменного тока в положение ВКЛ., при этом
должны погаснуть сигнальные табло ЛЕВ. ГЕН. ОТКЛ.,
ПРАВ. ГЕН. ОТКЛ. и загореться табло ПАРАЛЛЕЛ.
РАБОТА ГЕНЕР. Выключатель АЭРОДР. ПИТДН. пе-
ременного тока поставить в положение ОТКЛ.;
подать команду специалистам из состава назем-
ного экипажа отключить аэродромный источник элек-
троэнергии;
— проверить напряжение генераторов постановкой
переключателя бортового вольтметра во все положения,
кроме ОТКЛ. и 115, при этом напряжение должно быть
203—204 В.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. После включения ге-
нераторов в работу запрещается уменьшать оборо-
ты несущего винта ниже 86%, так как при значе-
ниях оборотов 85—86% генераторы автоматически
выключаются.
2. При включении генераторов возможно само-
произвольное включение ПОС. В этом случае при-
мерно на 20 с загорается сигнальное табло ОБЛЕ-
ДЕНЕНИЕ на приборной доске летчика и горят
36
табло на щитке ПОС. После погасания табло
ОБЛЕДЕНЕНИЕ необходимо нажать кнопку
ОТКЛ. ПРОТИВООБЛЕД. СИСТЕМЫ и убе-
диться в отключении ПОС (табло не должны го-
реть) .
1.11.3. В случае если запуск двигателей производит-
ся с использованием аэродромного источника постоян-
ного тока или бортовых аккумуляторных батарей после
включения в работу генераторов поставить выключатели
СЕТЬ НА АККУМУЛЯТ. и ПО-750А в положение ОТКЛ.,
переключатели ОСНОВНОЙ — РЕЗЕРВНЫЙ трансфор-
маторов 115 и 36 в положение ОСНОВНОЙ и выключа-
тели ЛЕВ. и ПРАВ, выпрямительных устройств в поло-
жение ВКЛ. При запуске двигателей с использованием
бортовых аккумуляторов дополнительно выключить гене-
ратор СТГ-3 и двигатель АИ-9В.
1.11.4. После включения генераторов в работу выпол-
нить следующие операции:
— включить курсовую систему постановкой выклю-
чателя КУРС. СИСТЕМА в положение ВКЛ. и проверить
ее работоспособность, для чего через 3 мин после ее
включения поставить переключатель МК— ГПК — ЗК на
пульте управления в положение МК и нажать кнопку со-
гласования. Указатель курса при этом должен показы-
вать стояночный курс вертолета;
— включить обе малогабаритные гировертикали по-
становкой выключателей ГИРОВЕРТИКАЛИ 1, 2 в по-
ложение ВКЛ., проверить работоспособность гироверти-
калей по пилотажно-командному прибору ПКП-72М, ука-
зателю крена и тангажа УКТ-2, для чего через 1—2 мин
после включения гировертикалей нажать кнопки аррети-
рования на приборной доске. При этом должны погаснуть
сигнальные табло ОТКАЗ ГИРОВЕР. 1 и ОТКАЗ ГИ-
РОВЕР. 2, красные флажки с лицевой части указателей
ПКП-72М и УКТ-2 должны убраться, а силуэты самоле-
тов должны показывать стояночные углы крена и танга-
жа вертолета;
— поставить выключатель ПОДВИЖ. УПОРЫ
в положение ВКЛ. и убедиться в работоспособности си-
стемы СПУУ-52 по погасанию кнопки-табло с красным
светофильтром на пульте ПОДВИЖНЫЕ УПОРЬ! и по
установке подвижного индекса нулевого индикатора
в положение, соответствующее плотности воздуха.
На высотах, близких к уровню моря, средних и низ-
ких температурах наружного воздуха (большая плот-
ность) стрелка нулевого индикатора перемещается впра-
37
во от крайнего левого положения. При малых значениях
плотности стрелка может остаться в крайнем левом
или близком к нему положении.
1.12. Проверка системы автоматического
управления САУ-В24-1
1.12.1. Убедиться в наличии давления в основной гид-
росистеме (75—85 кгс/см2), проконтролировать обороты
несущего винта (95+2%). Подключить пилотажно-ко-
мандный прибор ПКП-72М к первой гировертикали, по-
ставив переключатель гировертикалей ОСНОВНОЙ
АВИАГОРИЗ. 1, 2 в положение 1. Включить гидродемп-
фер педалей выключателем ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Подключение пило-
тажно-командного прибора ПКП-72М ко второй ги-
ровертикали при включенном автопилоте запреща-
ется, так как возможны самовозбуждающиеся коле-
бания вертолета.
2. Автопилот работает только от основной гид-
росистемы.
1.12.2. Проверить функционирование автопилота, для
чего:
— произвести плавное отклонение ручки управления
вертолетом вперед и назад на 50—60 мм; подвижная
шкала в секторном окне пульта управления канала тан-
гажа должна вращаться;
— включить каналы автопилота КРЕН, ТАНГАЖ и
НАПРАВЛЕНИЕ нажатием кнопок-табло ВКЛ. на
пультах соответствующих каналов, при этом зеленые
кнопки табло ВКЛ. должны загореться;
— отклонить ручку управления влево и вправо, при
этом стрелка индикатора канала крена должна откло-
няться соответственно вправо и влево с последующим
плавным возвращением стрелки в нейтральное поло-
жение.
Плавно повернуть рукоятку центрирования на пульте
крена влево, при этом стрелка индикатора должна от-
клониться влево. Нажать на кнопку снятия усилий —
стрелка индикатора должна возвратиться в нейтральное
положение. Повторить проверку при повороте рукоят-
ки центрирования вправо;
— плавно отклонить ручку управления вперед, при
этом стрелка индикатора на пульте канала тангажа дол-
жна отклониться вниз. Нажать на кнопку снятия уси-
лий— стрелка индикатора должна возвратиться в нейт-
38
ральное положение. Повторить проверку при отклоне-
нии ручки управления назад;
— снять ноги с педалей и повернуть рукоятку центри-
рования на пульте канала направления влево, при этом
стрелка индикатора должна отклониться влево. Поста-
вить ноги на педали и нажать надпедальники — стрелка
индикатора должна возвратиться в нейтральное поло-
жение.
Повторить проверку при отклонении рукоятки цент-
рирования вправо. Снять ноги с педалей, вновь откло-
нить рукояткой центрирования стрелку индикатора (вле-
во или вправо) и выключить гидродемпфер — стрелка ин-
дикатора должна возвратиться в нейтральное положение.
Включить гидродемпфер;
— установить рычагом общего шага 2,5—3° по УШВ
и включить канал «Высота» нажатием кнопки-табло
ВКЛ. на пульте канала высоты, при этом зеленая кноп-
ка табло ВКЛ. должна загореться.
Кратковременно (не более 1 с) нажать переключа-
тель КОНТРОЛЬ на пульте канала высоты вниз и вверх,
при этом стрелка индикатора должна отклониться соот-
ветственно вниз и вверх. Уменьшение и увеличение об-
щего шага проконтролировать по УШВ.
Отклонить рычаг общего шага вниз до упора, при
этом зеленая кнопка-табло ВКЛ. должна погаснуть, а
красная кнопка-табло ОТКЛ. должна загореться и при
освобождении кнопки фрикциона рычага общего шага
погаснуть. Снова включить канал «Высота»;
— выключить автопилот кнопкой отключения, распо-
ложенной на ручке управления. Все каналы автопилота
должны отключиться, и зеленые кнопки-табло ВКЛ. на1
пультах каналов должны погаснуть. На время нажатия
кнопки отключения автопилота загораются красные
кнопки-табло ОТКЛ.
Включить поканаЛьно автопилот и проверить выклю-
чение каждого канала нажатием соответствующей
кнопки-табло ОТКЛ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во всех случаях при
проверке на земле не допускать отклонения стрелок
индикаторов от нейтрального положения более чем
на две их ширины. Ручку управления при этом от-
клонять на величину не более 50—60 мм, педалей —
30 мм.
1.12.3. Проверка каналов системы автоматического
управления «Висение», «Высота» производится на режи-
39
ме висения, а канала «Маршрут» — в горизонтальном
полете.
1.12.4. Перед полетом в начале летного дня (ночи)
летчику дать команду оператору подключить и прове-
рить управление в его кабине.
По загоранию табло УПРАВЛ. НА ОПЕРАТ. убедить-
ся в подключении управления.
После доклада оператора об окончании проверки пре-
дупредить оператора командой «Беру управление на се-
бя». На приборной доске открыть предохранительный
колпак и установить переключатель УПРАВЛ. НА СЕ-
БЯ в нижнее положение.
Отключение управления проконтролировать по пога-
санию табло УПРАВЛ. НА ОПЕРАТ., докладу оператора
о том, что управление отключено и установлено в поход-
ное положение.
Плавным перемещением ручки управления и педалей
на 10—15 мм убедиться в нормальной работе управления.
Выключить демпфер педалей, убедиться в уменьшении
усилий при перемещении педалей и включить его вновь.
Установить переключатель УПРАВЛ. НА СЕБЯ
в верхнее положение и закрыть его колпачком.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В процессе проверки не
допускать отклонения рычагов управления за уста-
новленные пределы.
1.12.5. Оператору:
— после получения команды от летчика на подклю-
чение управления установить кресло в крайнее заднее
положение;
— нажать рычаг расстопоривания на рукоятке рыча-
га общего шага, при этом ручка управления автоматиче-
ски подключается к управлению вертолета, одновремен-
но опорные площадки педалей выходят из прорезей бор-
товых бронеплит;
— плавным перемещении рычагов управления на
5—10 мм убедиться в нормальной работе управ-
ления;
— выключить демпфер педалей, убедиться в умень-
шении усилий при перемещении педалей и включить его
вновь;
— нажать кнопку отключения и, не отпуская ее, уста-
новить ручку в походное положение на фиксатор;
— (повторно подключить ручку управления, предва-
рительно нажав на рычаг расстопоривания на рукоятке
рычага общего шага;
40
— по величине усилий на ручке убедиться, что ручка
подключилась к управлению;
— доложить летчику об окончании проверки;
— после получения команды от летчика «Беру управ-
ление на себя» плавно отклонить ручку вперед и вправо
(усилия должны отсутствовать) и установить ее в по-
ходное положение на фиксатор;
— нажатием ног убрать опорные площадки педалей
в походное положение;
— доложить летчику о том, что управление отключи-
лось и установлено в походное положение.
1.13. Проверка радиоэлектронного оборудования
1.13.1. Проверка работоспособности радиоэлектронно-
го оборудования производится в начале летного дня
(ночи).
Для включения радиоэлектронного оборудования не-
обходимо:
— установить выключатели КВ, УКВ, ЭВКАЛ.-М24,
ДИСС, РАДИОВЫСОТ, и СИРЕНА-ЗМ (ПИТАНИЕ) в
положения ВКЛ.;
— установить переключатель на щитке управления
АРК-15 в одно из положений (КОМ., АНТ. или РАМ.),
на пульте управления изделием 020М — в положение
ПИТАНИЕ;
— установить выключатель на пульте управления ра-
диокомпаса АРК-У2 в положение ВКЛ.
1.13.2. Проверить работоспособность радиоэлектрон-
ного оборудования следующим образом:
— радиостанций Р-860 (Р-863), «Эвкалипт-М24» и
«Карат-М24» («Ядро-1Г»)—по ведению радиосвязи
с другими радиостанциями или при отсутствии радио-
станций по наличию самопрослушивания и шумов в теле-
фонах. Для проверки радиостанций установить переклю-
чатель РАД. — СПУ на абонентском аппарате СПУ-8
в положение РАД., а переключатель рода работ в поло-
жения УК1 и СР соответственно. Перевод радиостанций
из режима «Прием» в режим «Передача» осуществлять
нажатием кнопки СПУ — РАДИО на ручке управления
вертолетом до второго щелчка. Переключатель АРК
Р/СТ — Р/СТ на щитке управления радиостанции Р-860
(Р-863) установить в положение АРК Р/СТ (выключа-
тель РК на щитке управления Р-863 установить в верх-
нее положение) только на время прослушивания позыв-
ных ПРС, ведения радиосвязи по КВ радиостанции или
41
работы с АРК-У2. При этом сигнал командной радио-
станции Р-860 (Р-863) прослушивается при любом по-
ложении переключателя рода работ на абонентском ап-
парате летчика. При проверке радиостанции Р-863 убе-
диться, что при работе наземной радиостанции на ава-
рийном канале на передачу горит зеленая лампа на
щитке управления радиостанции Р-863, а при установке
выключателя АП в верхнее положение прослушиваются
ее сигналы. При этом должны одновременно прослуши-
ваться сигналы командной радиостанции на основном ка-
нале. После проверки выключатель АП установить в ниж-
нее положение.
Примечания: 1. При проверке Р-863 переключатель ДМ — ЧМ
на нижней передней панели левого бокового пульта летчика должен
находиться в положении, соответствующем режиму работы наземной
радиостанции.
2. При загорании зеленой лампы в полете необходимо установить
выключатель АП в верхнее положение и прослушать сигналы аварий-
ной радиостанции. Если прослушиваются сигналы от потерпевших
бедствие, доложить руководителю полетов и действовать по его ука-
заниям;
— речевой информатор РИ-65 — по качеству прослу-
шивания речевого сообщения при нажатии кнопки ПРО-
ВЕРКА на пульте управления РИ-65, при этом в телефо-
нах должно дважды прослушиваться речевое сообщение:
«РИ-65 исправен».
В процессе воспроизведения указанного речевого со-
общения нажать кнопку ОТКЛ., при этом прослушива-
емое речевое сообщение отключается. Нажать кнопку
ПОВТОР, на время не менее 1 с, в телефонах должно по-
вторно дважды прослушаться речевое сообщение: «РИ-65
исправен»;
— радиовысотомер РВ-5— по отработке высоты
(15±1,5) м при нажатии кнопки КОНТРОЛЬ на фланце
указателя высоты. Установить ручкой УСТАН. ВЫСОТ,
на фланце указателя РВ-5 значение безопасной высоты
полета или высоты, на которой необходимо выпустить
шасси;
— радиовысотомер А-037 — по отработке высоты
15±2 м при нажатии кнопки ТЕСТ на фланце указателя
высоты. Установить ручкой V на фланце указателя А-037
значение безопасной высоты полета или высоты, на кото-
рой необходимо выпустить шасси.
В полете при достижении установленных высоты и
скорости по прибору менее 70 км/ч РИ-65 выдает рече-
вое сообщение: «Выпусти шасси»;
42
— радиокомпас АРК-15 — по удовлетворительной
слышимости сигналов и уверенной пеленгации работы
известных приводных радиостанций, удаленных на рас-
стояние не менее 50 км. Для этого установить переклю-
чатель рода работы на абонентском аппарате СПУ-8 в по-
ложение РК1, переключатель на щитке АРК-15 в соот-
ветствующий режим работы (КОМ., АНТ. или РАМ.) н
левую ручку на приборе РМИ-2 в положение, при кото-
ром появляется надпись АРК1 в застекленном окошке;
— радиокомпас АРК-У2 — по качеству совместной
работы с аварийной радиостанцией Р-855У или при от-
сутствии Р-855У по наличию шумов в телефонах при ус-
тановке переключателя на абонентском аппарате СПУ-8
в положение РК2 (порядок включения аппаратуры и ра-
боты с ней указан в ст. 2.37.1);
— изделие 020М — по горению ламп КОНТР. ПИТ.,
КОД. ВКЛ. и возможным кратковременным вспышкам
лампы ИЗЛУЧ. Для включения изделия необходимо
установить выключатель ПИТАНИЕ в верхнее поло-
жение;
— изделие 6201—по погасанию светового табло ОТ-
КАЗ СРО и горению лампы КД. Для включения изделия
установить выключатель СРО на левом боковом пульте
летчика в верхнее положение;
— магнитофон МС-61 при установленном переключа-
теле АВТОПУСК —НЕПРЕРЫВНАЯ РАБОТА в поло-
жение АВТОПУСК — по загоранию лампы ЗАПИСЬ при
произношении первого слова по СПУ-8 (или по любой
радиостанции) и ее потуханию по истечении 5—25 с по-
сле окончания речи.
Переключатель СПУ — ЛАР. на пульте МС-61 дол-
жен находиться в положении СПУ. При нахождении пе-
реключателя в положении ЛАР. (для скрытой записи ин-
формации летчика) слышимость внутренней и внешней
связи ухудшается в 2—3 раза.
1.13.3. Проверить работоспособность доплеровской
аппаратуры ДИСС-15, для чего:
— установить переключатель на пульте контроля
этой аппаратуры в положение ПАМЯТЬ;
— установить переключатели С — М и К — Р в поло-
жения С и Р соответственно;
— поставить выключатель ДИСС в положение ВКЛ.;
при этом на пульте контроля ДИСС должны загореться
табло КОНТР., М и В, на индикаторе путевой скорости
и угла сноса — табло Пина всех индикаторах — крас-
ный подсвет;
43
— проверить работу аппаратуры в режиме решения
контрольных задач путем постановки переключателя на
пульте контроля ДИСС-15 в положения 1, 2 и 3; при
этом показания индикатора висения и малых скоростей
не должны отличаться более чем на ±2,5 км/ч и
±0,5 м/с соответственно от значений, указанных на
пульте контроля, а показания индикатора путевой ско-
рости и угла сноса должны быть 136±3,5 км/ч и 0±Г
соответственно;
— проверить работу аппаратуры ДИСС-15 в режиме
«Море», установив переключатель С — М на индикаторе
путевой скорости и угла сноса в положение М при уста-
новке переключателя на пульте контроля в положение
СКОРОСТЬ—136, СНОС — 0. Значение путевой скоро-
сти при этом должно увеличиться на 3 км/ч.
Оставить переключатель С — М в положение С или
М в зависимости от вида предполагаемых полетов — над
сушей или морем соответственно;
— проверить работоспособность индикатора коорди-
нат, установив на нем нулевые значения счетчиков ПУТЬ
КМ, БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ, УГОЛ КАРТЫ
клавишами Н, В, ВЛ, ВПР, «—» и «+». При нахожде-
нии переключателя на пульте контроля ДИСС-15 в поло-
жении СКОРОСТЬ—136, СНОС — 0 нажать клавишу
ВКЛ. на индикаторе координат (за 5 мин счетчик ВПЕ-
РЕД должен отработать 11,3 км);
— проверить правильность отработки вычислителем
контрольной задачи, задаваемой на индикатор путевой
скорости, и угла сноса путем постановки переключателя
К—Р в положение К- Показания путевой скорости дол-
жны быть (306±3,5) км/ч, а угла сноса (15±1)°;
— проверить переход аппаратуры в режим «Память»,
для чего установить переключатель на пульте контроля
в положение ПАМЯТЬ. Показания путевой скорости дол-
жны изменяться не более чем на ±9 км/ч, а угол сноса —
не более чем на ±3°. Одновременно должно загореться
табло П на индикаторе путевой скорости и угла сноса.
После проверки переключатель К — Р установить в по-
ложение Р; ’
— проверить работоспособность картографического
планшета по движению его визира при установке пере-
ключателя ВКЛ. — АВТ. — ОТКЛ. на картографическом
планшете в положение ВКЛ. и нажатии клавиши ВКЛ.
на индикаторе координат. После проверки картографи-
ческого планшета переключатель ВКЛ. — ОТКЛ. устано-
64
вить в положение ОТКЛ. и на индикаторе координат на-
жать клавишу ОТКЛ.
После выполнения указанных проверок поставить пе-
реключатель на пульте контроля ДИСС-15 в положение
РАБОТА.
Прогрев аппаратуры ДИСС-15 при температуре на-
ружного воздуха выше минус 40° С составляет 5 мин; при
более низкой температуре — не менее 15 мин.
Последовательность включения и порядок работы
с доплеровской аппаратурой ДИСС-15 изложен в подраз-
деле 2.3 настоящей Инструкции.
1.14. Проверка системы кондиционирования
воздуха (СКВ)
1.14.1. После выполнения не менее трехминутной
продувки тракта отбора воздуха от двигателей на- систе-
му кондиционирования воздуха произвести включение
СКВ, для чего:
— переключатели ОТБОР ВОЗДУХА, ФИЛЬТР по-
ставить в положение соответственно КОНДИЦ. и ВКЛ.;
— поворотным насадком индивидуальной вентиляции
отрегулировать расход и направление поступающего
воздуха.
Для СКВ с отбором воздуха от 12-й ступени компрес-
сора в условиях низких температур наружного воздуха,
а также с целью быстрого прогрева кабины переключа-
тель НОРМ. РЕЖИМ —УСИЛЕН. ОБОГРЕВ поста-
вить в положение УСИЛЕН. ОБОГРЕВ.
1.14.2. После включения СКВ при необходимости
(например, перед полетом в запыленной атмосфере) за-
герметизировать кабину, установив выключатель
РАЗГЕРМ. КАБИНЫ в положение ОТКЛ. При темпе-
ратуре наружного воздуха ниже минус 35° С герметиза-
цию кабины производить после ее прогрева (перед вы-
руливанием) .
1.14.3. После проверки работоспособности СКВ при
температуре наружного воздуха плюс 15° С и ниже пе-
реключатель ОТБОР ВОЗДУХА оставить в положении
КОНДИЦ.
При температуре наружного воздуха более плюс
15° С СКВ выключить, поставив переключатель ОТБОР
ВОЗДУХА в нейтральное положение.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Отбор воздуха от
двигателей для системы кондиционирования при
температуре наружного воздуха более плюс 15° С
45
разрешается производить на режимах не выше но-
минального.
2. Отбор воздуха для СКВ при работе двига-
телей на режиме малого газа на земле запреща-
ется.
3. В случае превышения температуры газов пе-
ред турбиной выше максимально допустимой для
используемого режима работы двигателей пере-
ключатель ОТБОР ВОЗДУХА от двигателей вы-
ключить.
4. Для СКВ с отбором воздуха от 7-й ступени
при температуре наружного воздуха выше плюс
15° С в целях исключения заброса температуры
воздуха перед фильтрами при работе СКВ в режи-
ме обогрева рукоятку задатчика температуры пере-
мещать вправо с темпом одно деление в минуту.
5. При загорании сигнального табло ВЕЛИКО
ДАВЛЕН. В КАБИНЕ установить выключатель
РАЗГЕРМ. КАБИНЫ в положение ВКЛ. Если
табло продолжает гореть, необходимо выключить
СКВ. При повышении температуры воздуха перед
фильтром, давления воздуха перед турбохолодиль-
ником или в кабинах выше допустимых СКВ с от-
бором воздуха от 12-й ступени автоматически от-
ключается, при этом загорается сигнальное табло
СКВ ОТКЛ.
В этом случае переключатель КОНДИЦ. — ПРО-
ДУВКА установить в положение ОТКЛ.
Если отключение СКВ сопровождалось загора-
нием сигнального табло ВЕЛИКО ДАВЛЕН. В КА-
БИНЕ, необходимо разгерметизировать кабину и
снова включить СКВ.
На вертолетах с отбором воздуха от 7-й ступе-
ни компрессора перед полетом с использованием
прибора наведения включение фильтра производить
после трехминутной работы СКВ.
1.15. Проверка противообледенительной системы (ПОС)
1.15.1. Проверка исправности противообледенитель-
ной системы производится в начале летного дня (ночи)
при температурах наружного воздуха плюс 5° С и ниже,
а также перед полетами в сложных метеорологических
условиях.
Для проверки ПОС необходимо:
— убедиться, что обороты несущего винта находятся
46
в пределах (95±2)%, генераторы работают нормально
и горит табло ПАРАЛЛЕЛ. РАБОТА ГЕНЕР.;
— поставить переключатель РУЧНОЕ — АВТОМ.
в положение РУЧНОЕ и проконтролировать загорание
сигнальных табло ПРОТИВООБЛЕД. ВКЛ., ОБОГРЕВ
ВХОДА В ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ВХОДА
В ПР. ДВИГ. ВКЛ.
Открытие кранов подачи горячего воздуха в проти-
вообледенительную систему проверить по загоранию
сигнальных табло ОБОГРЕВ. ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ. и
ОБОГРЕВ. ПРАВ. ДВИГ. ВКЛ., а также по увеличе-
нию температуры газов перед турбиной не более чем
на 50—60° С и возможному увеличению оборотов тур-
бокомпрессоров не более чем на 2%;
— для вертолетов с ПЗУ установить переключатель
РУЧНОЕ — АВТОМ. в положение РУЧНОЕ и про-
контролировать загорание сигнальных табло ПРОТИВО-
ОБЛЕД. ВКЛ.
1.15.2. На вертолетах, имеющих систему автоматизи-
рованного контроля, проверить исправность противооб-
леденительной системы несущего и рулевого винтов,
для чего галетный переключатель амперметра КОНТ-
РОЛЬ ПОС поставить в положение АВТОМ. КОНТР.,
проконтролировать загорание сигнального табло АВ-
ТОМАТ КОНТРОЛЬ ПОС и последовательное загора-
ние табло 1, 2, 3, 4-й секций обогрева несущего и руле-
вого винтов. Сигнальное табло ПОС НВ РВ НЕИСПР. не
должно загораться.
Замерить токи, потребляемые противообледенитель-
ной системой лопастей несущего и рулевого винтов, для
чего:
— установить переключатель амперметра в положе-
ние I (Л1 НВ) и при загорании сигнального табло 1
произвести замер величины тока в первой секции пер-
вой лопасти несущего винта (здесь и далее по тексту
в скобках указано положение переключателя амперметра
на вертолетах, имеющих автоматизированную систему
контроля ПОС);
— перевести переключатель амперметра последова-
тельно в положения II (Л2 НВ), III (ЛЗ НВ), IV (Л4
НВ), V (Л5 НВ), РВ и произвести замер токов пер-
вых секциях остальных лопастей НВ и РВ;
— дождаться загорания сигнального' табло 2 и про-
извести замер токов во вторых секциях лопастей руле-
вого винта; перевести галетный переключатель после-
довательно в положения V (Л5 НВ), IV (Л4 НВ), III
47
(ЛЗ НВ), II (Л2 НВ), I (Л1 НВ) и замерить вели-
чину токов во вторых секциях лопастей несущего винта;
— произвести замер величины токов в третьих и чет-
вертых секциях лопастей несущего винта в аналогичной
последовательности, при этом устанавливать галет-
ный переключатель в положение РВ не требуется.
Величины токов для каждой секции несущего винта
должны быть в пределах 30—45 А, для секции лопастей
рулевого винта — 20—30 А.
Если токи не соответствуют указанным величинам,
ПОС выключить и не включать ее до устранения неис-
правности.
П Р ЕДУ П Р ЕЖД Е Н И Е. Противообледенитель-
ную систему лопастей несущего и рулевого винтов
на земле при температуре наружного воздуха от
плюс 5 до плюс 10° С разрешается включать на
время не более 10 мин, при температуре наружного
воздуха от плюс 10 до плюс 25° С — на время не
более 2 мин.
Последующее включение системы производить
не ранее чем через 5 мин.
1.15.3. После выполнения проверки ПОС лопастей не-
сущего и рулевого винтов переключатель РУЧНОЕ — АВ-
ТОМ. поставить в положение АВТОМ. и нажать кноп-
ку ОТКЛ. ПРОТИВООБЛЕД. СИСТЕМЫ. Убедиться,
что сигнальные табло ПРОТИВООБЛЕД. ВКЛ., ОБО-
ГРЕВ ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ПРАВ. ДВИГ.
ВКЛ., ОБОГРЕВ ВХОДА В ПР. (ЛЕВ.) ДВИГ. ВКЛ. (а
для вертолетов с ПЗУ — только ПРОТИВООБЛЕД.
ВКЛ.) погасли.
1.15.4. Установить выключатель ОБОГРЕВ ДВИГ.
(выключатели ОБОГРЕВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ.)
в положение ВКЛ. и проконтролировать загорание сиг-
нальных табло ОБОГРЕВ ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ
ПРАВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ВХОДА В ЛЕВ. ДВИГ.
ВКЛ. (ОБОГРЕВ ЛЕВ. ПЗУ ВКЛ.), ОБОГРЕВ ВХОДА
В ПРАВ. ДВИГ. ВКЛ. (ОБОГРЕВ ПРАВ. ПЗУ
ВКЛ.).
Проверить открытие заслонок подачи горячего воздуха
в противообледенительную систему по загоранию сигналь-
ных табло ОБОГРЕВ ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ
ПРАВ. ДВИГ. ВКЛ., увеличению температуры газов пе-
ред турбиной не более чем на 50—60° С и возможному
увеличению оборотов турбокомпрессоров не более чем
на 2%.
48
1.15.5. Замерить по амперметру токи, потребляемые
противообледенительной системой воздухозаборников
(ПЗУ) двигателей, для чего:
— поставить переключатель амперметра в положение
ДВИГАТЕЛИ ЛЕВ., ПРАВ. (ЛЕВ. ДВ„ ПРАВ. ДВ);
— убедиться, что замеряемые величины токов находят-
ся в пределах 20—30 А (35—50 А).
Если токи не соответствуют указанным величинам, про-
тивообледенительную систему выключить и не включать
до устранения неисправности. После выполнения проверки
переключатель амперметра поставить в положение
ОТКЛ.
1.15.6. При наличии условий обледенения на земле про-
тивообледенительную систему несущего и рулевого винтов
не выключать, переключатель РУЧНОЕ — АВТОМ. оста-
вить в положении РУЧНОЕ.
При температуре наружного воздуха плюс 5° С и ниже
выключатель ОБОГРЕВ ДВИГ. (выключатели ОБОГРЕВ
ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ.) оставить в положении
ВКЛ. В остальных случаях выключатель (выключатели)
поставить в положение ОТКЛ. Убедиться, что сигнальные
табло погасли.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Для исключения воз-
можного перегрева ПЗУ включение обогрева двига-
телей производить на режиме их работы не выше ре-
жима правой коррекции. Продолжительность включе-
ния обогрева при температуре наружного воздуха вы-
ше плюс 15° С не должна превышать 1 мин.
2. Одновременное включение ПЗУ и обогрева дви-
гателей на режиме малого газа запрещается.
1.15.7 . Включить обогрев приемников полного давления
при температуре наружного воздуха плюс 5° С, а также
при наличии снежного покрова на стоянке.
1.15.8 . Проверить исправность цепей обогрева стекол
кабины экипажа, для чего переключатель ОБОГРЕВ
СТЕКОЛ в кабине летчика установить вверх, а галетный
переключатель амперметра — в положение СТЕКЛА. Че-
рез 2—3 мин проверить исправность электрообогрева стек-
ла в кабине летчика на ощупь, сравнивая температуру
обогреваемых и необогреваемых поверхностей, и убедить-
ся, что величина тока по амперметру составляет 15—30 А.
После проверки выключить обогрев, поставив переклю-
чатель ОБОГРЕВ СТЕКОЛ вниз.
Аналогичную проверку выполнить в кабине оператора.
На вертолетах, доработанных двухступенчатым обогре-
вом стекол, проверка выполняется в том же объеме и по-
4 Зак. 3173дсп
49
следовательности, за исключением установки переключа-
теля ОБОГРЕВ СТЕКЛА сначала в положение СЛАБО и
через 3—5 мин — в положение СИЛЬНО на I—2 мин.
Выключение обогрева производится установкой пере-
ключателя ОБОГРЕВ СТЕКЛА в нейтральное положение.
1.15.9 . Убедиться в исправности цепи обогрева датчика
РИО-3, для чего нажать на время не более 2—3 с кнопку
КОНТР, и проконтролировать загорание сигнального таб-
ло ОБОГРЕВ РИО-3 ИСПРАВЕН.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Для предупреждения вы-
хода из строя нагревательного элемента запрещает-
ся включение на земле вручную обогрева РИО-3.
1.16. Проверка стеклоочистителя и системы
опрыска лобовых стекол
1.16.1. Поставить переключатель СТЕКЛООЧИСТ. в
положение ПУСК, а затем — 1 СКОР., 2 СКОР, и прове-
рить работу стеклоочистителя.
1.16.2. Если в полете предполагается использование си-
стемы опрыска лобовых стекол, то после установки пере-
ключателя СТЕКЛООЧИСТ. в положение ПУСК на 1—2 с
нажать кнопку (выключатель) ОПРЫСК и убедиться в
подаче жидкости.
1.16.3. После проверки работоспособности стеклоочис-
тителя установить переключатель сначала в положение
СБРОС, при этом стеклоочиститель должен возвратиться
в крайнее положение. Затем перевести переключатель в
нейтральное положение.
В целях сохранения прозрачности остекления кабины
не допускать длительной работы щеток стеклоочистителя
по сухому стеклу.
1.17. Подготовка к ночным полетам
1.17.1. При подготовке вертолета к полетам ночью до-
полнительно к тому, что выполняется днем, необходимо:
а) летчику:
— проверить целость и чистоту остекления фар (фа-
ры), светосигнального маяка, бортовых аэронавигацион-
ных и хвостового огней, строевых и контурных огней;
— после посадки в кабину включить все АЗС и прове-
рить исправность освещения кабины летчика красно-белым
светом постановкой переключателя КРАСНЫЙ — БЕЛЫЙ
поочередно в положения КРАСНЫЙ и БЕЛЫЙ. Для про-
верки сине-белого света в грузовой кабине установить пе-
50
реключатель СИНИЙ — БЕЛЫЙ поочередно в положения
СИНИЙ и БЕЛЫЙ. При открытых дверях грузовой каби-
ны для проверки белого света дополнительно поставить
выключатель ПРИНУД ВКЛ. БЕЛ. СВЕТА в положение
ВКЛ.;
— проверить включением исправность ламп красно-бе-
лого света (СБК) и фар (фары);
— проверить освещение приборов, пультов и щитков
красным светом, для чего изменением положения ручек ре-
гулирования освещения убедиться в плавности изменения
освещения приборов, пультов и щитков;
— отрегулировать яркость освещения приборов и пуль-
тов, выдвинуть на себя противобликовый козырек;
— включить аэронавигационные, строевые, контурные
огни и светосигнальный маяк. Проверить строевые и аэро-
навигационные огни при всех положениях их переключате-
лей. Аэронавигационные и строевые огни включить на не-
обходимую яркость свечения. Проверить управление аэро-
навигационными огнями от кнопки КОД — АНО, предва-
рительно установив переключатель АНО в положение
ОТКЛ. или ТУСКЛО. Включить рулежную фару и убе-
диться в наличии светового пятна;
— поставить переключатель посадочно-поисковой фары,
в положение СВЕТ УПРАВ., нажатием кнопки управления
фарой, расположенной на рукоятке общего шага, прове-
рить исправность ее электромеханизма управления и убе-
диться в наличии светового пятна. Получить доклад от
бортового техника об исправности наружной световой сиг-
нализации вертолета;
б) оператору:
— проверить исправность плафонов освещения каби-
ны и освещение приборов, пультов и щитков красным све-
том, отрегулировать яркость их освещения;
— после проверки фар летчиком необходимо: пере-
ключатель управления посадочно-чтоисковой фары поста-
вить в положение НА СЕБЯ и произвести проверку фары
нажатием кнопки управления, расположенной на рукоят-
ке общего шага. После окончания проверки переключа-
тель управления фарой установить в нижнее положение и
закрыть предохранительным колпаком;
— включить рулежную фару и убедиться в наличии
светового пятна, выключить фару и доложить летчику об
окончании проверки оборудования.
Примечание. Проверка включения рулежной фары с рабо-
чего места оператора возможна при выключенном положении пере-
ключателя этой фары на рабочем месте летчика.
4* 51
Если в полете не используется специальное оборудова-
ние вертолета, разрешается отключение подсвета передне-
го пульта, для чего выключатель ПОДСВЕТ ПУЛЬТА по-
ставить в положение ОТКЛ.
1.18. Перевод двигателей на малый газ
1.18.1. Перед переводом двигателей на малый газ не-
обходимо выключить:
— обогрев приемников полного давления (если они бы-
ли включены) установкой выключателей ОБОГРЕВ ЛЕВ.,
ПРАВ. ППД вниз;
— противообледенительную систему, если она была
включена, установкой выключателя ОБОГРЕВ ДВИГАТ.
(выключателей ОБОГРЕВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ.)
в положение ОТКЛ., переключателя РУЧНОЕ — АВ-
ТОМ. — в положение АВТОМ. и нажатием кнопки ОТКЛ.
ПРОТИВООБЛЕД. СИСТЕМЫ;
— систему кондиционирования воздуха установкой пе-
реключателя ОТБОР ВОЗДУХА в нейтральное положе-
ние; о ... „ .
— радиоэлектронное оборудование установкой выклю-
чателей КВ, УКВ, ЭВКАЛ.-М24, ДИСС, РАДИОВЫСОТ.,
СИРЕНА-ЗМ ПИТАНИЕ СИГНАЛ на левом боковом
пульте летчика в положение ОТКЛ. и выключателей на
пультах управления АРК-15, изделия 020М, АРК-У2 в по-
ложение ОТКЛЮЧЕНО;
— гировертикали установкой выключателей ГИРО-
ВЕРТИКАЛЬ 1, 2 в положение ОТКЛ.;
— курсовую систему установкой выключателя КУРС.
СИСТЕМА в положение ОТКЛ.;
— автопилот нажатием кнопки отключения, располо-
женной на ручке управления вертолетом.
1.18.2. Включить преобразователь ПО-750А, после чего
выключить выпрямительные устройства, трансформаторы
переменного тока установкой переключателей ТРАНС-
ФОРМАТ. ~115 и ~36 в нейтральное положение и гене-
раторы переменного тока.
1.18.3. Перевести двигатели на малый газ поворотом
рукоятки коррекции в крайнее левое положение. Для ис-
ключения разрядки аккумуляторов продолжительность ра-
боты двигателей на малом газе не должна превышать
5 мин.
1.18.4. Для перевода двигателей на повышенный режим
работы рукоятку коррекции повернуть вправо до упора и
убедиться в установлении оборотов несущего винта (96±
±2) %. Включить генераторы, выключить преобразователь
52
ПО-750А, переключатели ОСНОВНОЙ — РЕЗЕРВНЫЙ
трансформаторов 115 и 36 В поставить в положение ОС-
НОВНОЙ, включить выпрямительные устройства. Вклю-
чить оборудование, выключавшееся перед переводом дви-
гателей на малый газ.
Время готовности вертолета к полету после включения
оборудования составляет 2—3 мин.
1.19. Раздельное опробование двигателей
с выходом на взлетный режим
1.19.1. Для раздельного опробования двигателей с вы-
ходом на взлетный режим вертолет загрузить до веса не
менее 13 500 кгс или на несущий винт установить загру-
зочные шайбы, при этом вес вертолета не должен быть
меньше 9500 кгс.
1.19.2. Раздельное опробование двигателя с выходом на
взлетный режим производить согласно инструкции по его
эксплуатации.
В том случае, когда раздельное опробование двигате-
лей на земле с выходом на взлетный режим невозможно,
проверку взлетного режима выполнить в полете в соответ-
ствии с рекомендациями, изложенными в подразд. 2.39.
1.20. Поочередное опробование двигателей
с загрузочными шайбами
1.20.1. Для поочередного опробования двигателей с за-
грузочными шайбами до установки шайб запустить и про-
греть двигатели на малом газе, как указано в подразд. 1.9.
Выключить двигатели, подать команду на установку
загрузочных шайб и после этого вновь произвести запуск
левого (правого) двигателя. На малом газе проверить тем-
пературу масла в двигателе, главном редукторе, убедить-
ся, что она не ниже рекомендуемой для выхода на повы-
шенный режим, и не позднее чем через 5 с после выхода
на малый газ отклонением рычага раздельного управле-
ния вверх установить обороты несущего винта 45—50%.
1.20.2. Запустить второй двигатель, проверить пара-
метры его работы на малом газе. Убедиться, что рукоятка
коррекции находится в крайнем левом, а рычаг общего
шага в крайнем нижнем положении. Отклонить рычаг раз-
дельного управления второго двигателя до положения ры-
чага раздельного управления первого двигателя, а затем
синхронно перевести рычаги раздельного управления обо-
их двигателей вверх до получения оборотов несущего вин-
та 97—99%.
53
Вывод проверяемого двигателя на крейсерский, номи-
нальный и взлетный режимы произвести перемещением
рычага раздельного управления непроверяемого двигателя
вниз до упора с последующим увеличением общего шага.
После проверки двигателя на взлетном режиме пере-
вести рычаг общего шага в крайнее нижнее положение,
рычаг раздельного управления непроверяемого двигате-
ля — в исходное положение, соответствующее положению
рычага раздельного управления опробованного двигателя,
и в такой же последовательности произвести проверку
второго двигателя.
1.20.3. После проверки второго двигателя установить
рычаг общего шага в крайнее нижнее положение, а рыча-
ги раздельного управления обоих двигателей в положение,
соответствующее оборотам несущего винта 45—50%. Ох-
ладить двигатели на этом режиме в течение 2—3 мин и
затем выключить их переводом рычагов стоп-кранов в по-
ложение ОСТАНОВ ДВИГ. (вверх). Перевести рычаги
раздельного управления в среднее положение на защелку.
1.21. Ложный запуск
1.21.1. Ложный запуск двигателей производится в це-
лях проверки работы систем, участвующих в запуске, а
также при консервации и расконсервации двигателей.
1.21.2. Ложный запуск разрешается производить летчи-
ку и бортовому технику. Для запуска необходимо:
— запустить двигатель АИ-9В;
— открыть пожарный кран и стоп-кран;
— включить подкачивающий насос соответствующего
топливного расходного бака;
— поставить переключатель рода работ в положение
ПРОКРУТКА, а переключатель ЗАПУСК ДВИГАТ. в по-
ложение ПРАВЫЙ или ЛЕВЫЙ и нажать на 1—2 с кноп-
ку ЗАПУСК;
— проконтролировать продолжительность цикла работы
пусковой панели, которая должна составлять 51—59 с.
1.21.3. Перед нормальным запуском двигателя после
выполнения ложного запуска произвести холодную про-
крутку.
54
РАЗДЕЛ 2
ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА
2.1. Подготовка к рулению
2.1.1. Перед началом руления летчик обязан:
— проверить, выключен ли АИ-9В;
— убедиться, что рукоятка коррекции находится в
крайнем правом положении, показания всех приборов нор-
мальные и на пути руления нет препятствий;
— убедиться, что включены аккумуляторные батареи,
генераторы и выпрямительные устройства, а переключате-
ли трансформаторов 115 и 36 В ОСНОВНОЙ — РЕЗЕРВ-
НЫЙ стоят в положении ОСНОВНОЙ;
— убедиться, что наземные источники электроэнергии
отключены, а выключатели СЕТЬ НА АККУМУЛЯТ.,
ПО-750А и ПТ-125Ц находятся в положении ОТКЛ.;
— проверить включение противопожарной системы,
ПЗУ, самописца аварийных режимов и параметров полета
САРПП-12Д, речевого информатора и магнитофона;
• — при температуре наружного воздуха ниже плюс
15° С убедиться, что система кондиционирования включена;
— при температуре наружного воздуха плюс 5° С и
ниже проверить, включены ли обогрев ППД и противооб-
леденительная система двигателей (переключатель ОБО-
ГРЕВ ДВИГАТ.), на вертолетах с ПЗУ выключатели ОБО-
ГРЕВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, должны находиться в
положении ВКЛ., при этом ПЗУ (эжектор) можно не
включать.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При температуре наруж-
ного воздуха минус 5° С и ниже руление в условиях
снегопада, а также по заснеженной поверхности вы-
полнять с отключенной ПОС ПЗУ и двигателей.
Включение ПОС ПЗУ и двигателей в этом случае
производить перед взлетом;
— при наличии условий обледенения на земле вклю-
чить вручную противообледенительную систему несуще-
го и рулевого винтов установкой переключателя РУЧ-
НОЕ — АВТОМ. в положение РУЧНОЕ;
— при температуре наружного воздуха ниже плюс
5° С в простых и сложных метеоусловиях днем и ночью, а
55
также при наличии условий обледенения включить обо-
грев лобового стекла, на вертолетах, оборудованных двух-
ступенчатым обогревом, переключатель ОБОГРЕВ СТЕК-
ЛА установить в положение СЛАБО;
— проверить, включен ли обогрев ППД перед рулени-
ем по снежному покрову;
— проверить включение пилотажно-навигационного
оборудования и его готовность к работе;
— закрыть входную дверь (если она была открыта),
проверить надежность ее закрытия по утопанию сигнали-
затора, установленного на ручке двери, и по сигнальному
табло убедиться, что кабины вертолета загерметизиро-
ваны;
— принять доклады от оператора и бортового техника
о готовности к полету;
— по контрольной карте (приложение 1) проверить
готовность экипажа к рулению;
— включить каналы автопилота КРЕН, ТАНГАЖ и
НАПРАВЛЕНИЕ. В учебных целях разрешаются полеты
с выключенным автопилотом.
2.2. Руление
2.2.1. Руление выполнять при скорости ветра не более
15 м/с. В случае если состояние грунта не обеспечивает
возможность руления или скорость ветра превышает
15 м/с, вместо руления производить подлеты, удерживая
вертолет носом против ветра, или буксировку вертолета.
2.2.2. Растормозить колеса и плавным отклонением руч-
ки управления от себя с одновременным увеличением об-
щего шага несущего винта перевести вертолет на руление.
2.2.3. Скорость руления не должна превышать 20 км/ч.
Скорость выдерживать отклонением ручки управления,
рычага общего шага и тормозами колес, ориентируясь по
земле.
2.2.4. Отклонения ручки управления от себя должны
быть такими, чтобы не допускать ударов рукавов втулки
несущего винта об ограничители свеса лопастей и возни-
кающих при этом вибраций вертолета. В случае возникно-
вения вибраций уменьшить отклонение ручки управления
от себя.
2.2.5. При рулении с боковым ветром вертолет имеет
тенденцию к развороту против ветра и кренению по ветру,
которые необходимо парировать соответствующими откло-
нениями педалей и ручки управления.
2.2.6. При ухудшении видимости впереди вертолета из-
за пыли или снежного вихря, поднимаемых струей несуще-
56
го винта, остановить вертолет. После восстановления види-
мости в направлении движения продолжить руление.
2.2.7. Для остановки вертолета на рулении необходимо:
— установить ручку управления в положение, близкое
к нейтральному;
— уменьшить общий шаг до минимального и приме-
нить тормоза колес.
В случае отказа тормозов колес торможение вертолета
допускается производить отклонением ручки управления
на себя на величину не более 50 мм от нейтрального поло-
жения при значении общего шага не менее 3° по УШВ.
2.2.8. Развороты на рулении выполнять плавным откло-
нением педалей, не допуская разворотов с малыми радиу-
сами на повышенной скорости, что может привести к юзу
колес с последующим кренением вертолета во внешнюю
сторону разворота.
Для прекращения юза уменьшить общий шаг до мини-
мального, плавно отклонить педаль в сторону юза, остано-
вить вертолет, затем начать руление и выполнять разво-
рот на пониженной скорости.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: I. Запрещаются руление
назад и развороты на месте относительно одного ко-
леса.
2. Запрещается убирать коррекцию газа влево для
предотвращения уменьшения оборотов несущего вин-
та менее 86%, при которых возможно отключение
генераторов переменного тока. \
2.2.9. Оператору на рулении вести осмотрительность в
направлении руления, докладывать летчику о препятст-
виях.
2.3. Висение и перемещения у земли
2.3.1. Висение у земли производить перед каждым по-
летом для проверки работы силовой установки, проверки
управления вертолетом, режимов САУ «Висение» и «Вы-
сота», если необходимо использовать их в полете, а также
для определения способа взлета.
Висение разрешается производить при скорости встреч-
ного ветра не более 25 м/с, бокового и попутного — не бо-
лее 10 м/с.
2.3.2. В целях обеспечения безопасности приземления
в случае отказа одного двигателя висение с нормальным
и максимальным взлетными весами выполнять на высоте
До 5 м, а с взлетным весом менее 11 200 кгс — на высоте
До 10 м. На высотах выше указанных висение разрешает-
57
ся выполнять по тактическим соображениям и при работе
с внешней подвеской.
2.3.3. Перед выполнением висения необходимо:
— убедиться, что фактические условия для выполне-
ния висения не отличаются от расчетных при определении
предельного взлетного веса по графикам, помещенным в
книге II Инструкции;
— установить вертолет по возможности против ветра и
прорулить 1—2 м по прямой для установки передней стой-
ки шасси в линию полета;
— установить общий шаг 3° по УШВ, убедиться, что
рукоятка коррекции газа находится в крайнем правом по-
ложении и обороты несущего винта 95% (при необходи-
мости перенастроить их на указанное значение);
— проверить, включен ли автопилот по каналам
КРЕН, ТАНГАЖ и НАПРАВЛЕНИЕ, и при необходимос-
ти установить в нейтральное положение подвижные индек-
сы этих каналов;
— убедиться, что показания всех приборов нормальные;
— проверить готовность экипажа к висению (взлету)
по контрольной карте (приложение 1).
2.3.4. Для выполнения висения плавным движением
рычага общего шага вверх, не допуская проворачивания
рукоятки коррекции влево, отделить вертолет от земли и
набрать заданную высоту висения.
При отрыве от земли упреждающим отклонением пра-
вой педали по отношению к увеличению общего шага
удерживать вертолет от левого разворота. Крены и пере-
мещения устранять соответствующими отклонениями руч-
ки управления.
Высоту висения определять по радиовысотомеру и ви-
зуально.
2.3.5. На висении убедиться, что обороты несущего вин-
та не менее 93%, запасы .путевого управления достаточ-
ные, педали не на упоре и вертолет устойчиво сохраняет
заданный режим полета.
Если вертолет не достигает заданной высоты висения
или обороты несущего винта менее 93%, произвести по-
садку, уменьшить вес вертолета и выполнить повторное
контрольное висение.
Возникающие на ручке управления усилия снимать пу-
тем коротких частых нажатий на кнопку снятия усилий.
2.3.6. Установку и контроль режимов работы двигате-
лей в полете до температур наружного воздуха плюс
25° С и барометрических высот 2500 м осуществлять по
указателю режимов УР-117.
58
При этом УР-117 обеспечивает контроль крейсерского
и номинального, а УР-117В дополнительно и взлетного ре-
жимов работы.
В остальных условиях, а также при отказе измерителя
режимов установку и контроль режимов работы двигате-
лей в полете осуществлять по величине оборотов турбо-
компрессоров, значения которых в зависимости от темпе-
ратуры наружного воздуха указаны на рис. 1.7 (1.7а,
1.76), не допуская превышения температуры газов перед
турбиной выше максимально допустимой для данного ре-
жима (табл. 1.2).
Увеличение мощности двигателей от 2-го крейсерского
до максимального взлетного режима производить за вре-
мя не менее 5 с.
2.3.7. Взлетный режим работы двигателей (если вес
вертолета, давление и температура наружного воздуха
позволяют его достичь) определяется по моменту прекра-
щения увеличения числа оборотов двигателей, давления
воздуха за компрессорами и уменьшению оборотов несу-
щего винта до 93—94% при увеличении общего шага. При
этом значения оборотов турбокомпрессоров двигателей
должны соответствовать значениям, определенным по гра-
фику (рис. 1.7, 1.7а, 1.76) для взлетного режима.
2.3.8. Достигнув высоты висения 3—10 ,м, произвести
проверку совместной работы двигателей, при этом убе-
диться:
— в отсутствии колебания стрелок указателей числа
оборотов турбокомпрессоров более 1% относительно друг
друга на установившемся режиме;
— что отклонение (колебание) стрелки указателя тем-
пературы газов перед турбиной не превышает 25° С, а тем-
пература газов не выходит за пределы максимально до-
пустимой для данного режима;
— в синхронности работы двигателей на рабочих ре-
жимах. Разница в числах оборотов турбокомпрессоров ле-
вого и правого двигателей не должна превышать 2%, при
срабатывании ограничителя температуры газов — 3%. На
переходных режимах до взлетного включительно, а также
на установившихся режимах ниже крейсерского разница
в оборотах турбокомпрессоров не регламентируется;
— в соответствии показаний указателя режимов
УР-117 значениям оборотов турбокомпрессоров двигателей.
2.3.9. Перемещение и подлеты на высотах до 10 м раз-
решается выполнять в целях обучения, при производстве
специальных работ и невозможности руления с запасом
высоты над препятствиями не менее 2 м.
59
Перемещение боком и хвостом против ветра произво-
дить при скорости ветра не более 5 м/с.
Скорость перемещения не превышать 20 км/ч и выдер-
живать ее, ориентируясь по земле и показаниям индика-
тора висения.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Для выполнения разворо-
тов, перемещений назад и в стороны взлетный вес
вертолета не должен превышать предельный вес, оп-
ределенный в соответствии с указаниями под-
разд. 1.6 книги II Инструкции.
2.3.10. Развороты на висении при скорости ветра до
10 м/с разрешается выполнять на любой угол.
При скорости ветра 10—25 м/с висение производить
только против ветра, при этом допускаются отвороты на
угол 30° от направления встречного ветра.
Учитывать, что при выполнении разворотов или верти-
кальных перемещений на висении имеют место ложные по-
казания путевой скорости индикатора висения. Ошибка в
показаниях может достигать 15—20 км/ч.
2.3.11. Развороты на висении выполнять с угловой ско-
ростью вращения до 18°/с.
При изменении направления вращения не допускать
полной перекладки педалей менее чем за 3 с.
Контроль скорости перемещения педалей при разворо-
тах осуществлять по сигнальному табло ВЕЛИК ТЕМП
ДАЧИ ПЕДАЛИ.
При загорании сигнального табло уменьшить темп от-
клонения правой педали.
2.3.12. В процессе разворота влево на висении при до-
стижении углов 90 и 180° относительно направления ветра
вертолет стремится увеличить угловую скорость вращения.
Стремление к увеличению угловой скорости парировать
упреждающим отклонением правой педали. Вывод из раз-
ворота начинать за 30° до намеченного ориентира.
При выводе из левого разворота, особенно при энергич-
ном отклонении правой педали, возможна просадка вер-
толета.
Для исключения просадки вертолета перед отклонени-
ем правой педали необходимо незначительно увеличить
шаг, не допуская уменьшения оборотов несущего винта
менее 93%.
2.3.13. В целях предотвращения недопустимого заброса
температуры и появления колебаний давления масла в
главном редукторе не допускать продолжительной работы
силовой установки на земле и на висении при температу-
ре наружного воздуха выше плюс 25° С.
60
2.4. Висение с включенными режимами «Висение»
и «Высота* САУ
« 1 । ;
2.4.1. При висении над площадкой, не имеющей бетони-
рованного или металлического покрытия, на высоте 5—
10 м, ориентируясь по показаниям индикатора висения,
сбалансировать вертолет и обнулить усилия на ручке уп-
равления нажатием на кнопку снятия усилий.
2.4.2. Убедиться, что подвижные индексы каналов на-
правления, крена и тангажа автопилота находятся в ней-
тральном положении и последовательным нажатием кно-
пок-табло ВИСЕНИЕ, ВЫСОТА включить режимы САУ
«Висение» и «Высота», при этом загорятся кнопки-табло
зеленого цвета.
2.4.3. Убедившись в устойчивом висении вертолета (вер-
толет не уходит резко в стороны и по высоте), освободить
управление вертолетом, не снимая руки с рукоятки ручки
управления.
2.4.4. Систему автоматического управления считать нор-
мально работающей, если в течение 1 мин перемещение
вертолета от начальной точки висения в горизонтальной
плоскости составляет не более 15 м при боковом ветре не
более 5 м/с. ,
2.4.5. Проверить работу САУ на различных высотах ви-
сения, для чего при включенных режимах «Висение» и
«Высота» нажать на кнопку фрикциона рычага общего ша-
га и, не вмешиваясь в управление, изменить высоту висе-
ния отклонением только рычага общего шага. После дости-
жения заданной высоты перемещение рычага общего шага
прекратить и отпустить кнопку, при этом режим САУ «Вы-
сота» вновь включится и вертолет должен стабилизиро-
ваться на новой заданной высоте.
Отклонение от заданной высоты при автоматической
стабилизации вертолета на режиме висения не должно
превышать ±4 м.
Примечание. При нажатии на кнопку фрикциона рычага
общего шага при включенном режиме САУ «Высота» возможен не-
значительный рывок рычага общего шага.
2.4.6. Для стабилизации вертолета на висении в задан-
ном направлении после включения САУ необходимо снять
ноги с надпедальников.
При нажатии на надпедальники вертолет стремится
развернуться против ветра.
2.4.7. При необходимости продолжения висения с вклю-
ченными режимами «Висение» и «Высота» сразу после
проверки САУ каналы не выключать и перейти к выпол-
61
нению задания с включенной системой автоматического
управления.
Контроль вертикальной скорости снижения вне види-
мости земли производить по вариометру и указателю вер-
тикальной скорости аппаратуры ДИСС-15, а при видимос-
ти земли — и визуально.
2.4.8. Если использование САУ на висении не предпо-
лагается, после окончания проверки отключить каналы
САУ «Висение» и «Высота», для чего последовательно на-
жать на кнопки ОТКЛ. на пультах управления САУ. При
этом зеленые кнопки-табло ВКЛ. каналов «Висение» и
«Высота» должны погаснуть.
При необходимости использования этих каналов в про-
цессе выполнения полета включить их повторно.
2.4.9. В процессе висения с включенной САУ возможны
смещения вертолета от заданной точки.
Уходы вертолета от заданной точки висения устранять
рычагами управления, при этом усилия с ручки управле-
ния снимать только с помощью восьмипозиционного пере-
ключателя механизма МГУ-1.
2.4.10. На режиме висения возможно самопроизволь-
ное отключение САУ, вызванное кратковременным перехо-
дом ДИСС-15 в режим «Память». В случае самовыключе-
ния САУ на режиме устойчивого висения разрешается пов-
торное ее включение.
Самопроизвольное выключение САУ, как правило, про-
исходит при висении над водной поверхностью и площад-
кой с бетонированным или металлическим покрытием.
2.4.11. В случае самопроизвольного изменения (от на-
чальных значений) угла крена или тангажа на величину
более 7°, а высоты на величину более 4 м необходимо не-
медленно вмешаться в управление, возвратить вертолет в
режим устойчивого висения и выключить каналы «Висе-
ние», «Высота» путем последовательного нажатия кнопок
ОТКЛ. на пультах САУ.
Повторное включение САУ до выяснения причины не-
нормального поведения вертолета запрещается.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Включать канал САУ «Ви-
сение» при установленном в рабочее положение уп-
равлении оператора запрещается.
2.4.12. Развороты на висении и перемещения с вклю-
ченной САУ выполнять с отключенным режимом «Висе-
ние». После выполнения разворота (перемещения) необ-
ходимо вновь включить канал «Висение».
Выполнение разворотов и перемещений с включенным
62
режимом «Висение» приводит к неустойчивому висению
вертолета после окончания маневра.
Для стабилизации режима в этом случае необходимо
выключить и вновь включить режим «Висение».
Изменение высоты висения производить без выключе-
ния режимов «Висение» и «Высота», действуя только ры-
чагом общего шага.
2.5. Взлет
2.5.1. Взлет разрешается производить при скорости
встречного ветра не более 25 м/с, бокового и попутного —
не более 10 м/с.
Взлет с боковым и попутным ветром разрешается вы-
полнять только в случае крайней необходимости, когда ус-
ловия не позволяют выполнить взлет против ветра. Взлет
с попутным ветром приводит к существенному увеличению
потребной взлетной дистанции.
2.5.2. В зависимости от запаса мощности двигателей,
размеров взлетных площадок, препятствий в направлении
взлета и фактических атмосферных условий взлет может
производиться:
— по-вертолетному с разгоном в зоне влияния земли;
— по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния земли;
— по-самолетному с разбегом на трех опорах шасси;
— по-самолетному с разбегом на носовом колесе.
Взлет по-вертолетному
с разгоном в зоне влияния земли
2.5.3. Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне влия-
ния земли выполнять в том случае, когда запас мощности
двигателей обеспечивает висение ,на высоте не менее 3 м.
Порядок выполнения взлета следующий:
— при взлетном весе меньше предельного, определен-
ного по графику, плавным увеличением общего шага от-
делить вертолет от земли и выполнить контрольное висе-
ние на высоте 3—5 м;
— плавным отклонением ручки управления от себя пе-
ревести вертолет на разгон;
— одновременно с переходом на поступательную ско-
рость увеличить мощность двигателей при необходимости
до взлетной, не допуская просадки вертолета;
— разгон выполнять с постепенным набором высоты
и с таким расчетом, чтобы на высоте 10 м скорость * со-
ставляла 50 км/ч;
* Здесь и далее по тексту указаны приборные скорости полета.
ба
— в процессе разгона следить за сохранением оборо-
тов несущего винта, не допуская их уменьшения ниже
93%.
При взлетном весе, близком или равном предельному,
после выполнения контрольного висения на высоте 3 м
снизиться до высоты 1 м и выполнить взлет в указанной
выше последовательности.
Если не требуется получения коротких взлетных дис-
танций, то в целях исключения приземления на носовое
колесо при отказе одного двигателя увеличение скорости
на начальном участке взлета до достижения высоты 10 м
необходимо производить с таким расчетом, чтобы угол
тангажа не превышал минус 1—2°.
Взлет по-вертолетному с разгоном
вне зоны влияния земли
2.5.4. Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны влия-
ния земли выполнять в том случае, когда препятствия в
направлении взлета не позволяют выполнить разгон в зо-
не влияния земли и при транспортировке груза на внеш-
ней подвеске.
Взлетный вес вертолета в этом случае должен быть та-
ким, чтобы обеспечивалось висение вне зоны влияния зем-
ли на высоте не менее 15 м.
Порядок выполнения взлета следующий:
— плавным увеличением общего шага отделить верто-
лет от земли и перевести в набор высоты с вертикальной
скоростью 1—2 м/с;
— набрать высоту, превышающую на 5—10 м препят-
ствия; произвести контрольное висение, убедиться, что по-
казания приборов нормальные и обеспечен безопасный
пролет над препятствием;
— плавным отклонением ручки управления от себя пе-
ревести вертолет на разгон с одновременным увеличением
мощности вплоть до взлетной и набором высоты.
Взлет по-самолетному с разбегом
на трех опорах шасси
1 г»
2.5.5. Взлет по-самолетному выполнять в том случае,
когда запас мощности двигателей обеспечивает висение
вертолета на высоте не менее 1 м, а взлетная площадка
имеет твердый и ровный грунт, обеспечивающий безо-
пасный разбег и последующий разгон в зоне влияния
земли.
64
Порядок выполнения взлета следующий:
— произвести контрольное висение;
— приземлить вертолет уменьшением общего шага до
такой величины, чтобы вертолет устойчиво стоял на грунте;
— отклонением ручки управления от себя перевести
вертолет на разбег;
— в процессе разбега по достижении скорости 20—
30 км/ч увеличением режима работы двигателей вплоть до
взлетного и незначительным отклонением ручки управле-
ния на себя отделить вертолет от земли;
— дальнейший разгон выполнять с постепенным набо-
ром высоты с таким расчетом, чтобы на высоте 10 м ско-
рость составляла 50 км/ч.
2.5.6. При достижении на взлете скорости 70 км/ч на
высоте не менее 15 м убрать шасси и проконтролировать
их уборку по сигнальному табло.
Примечание. При уборке и выпуске шасси допускается
кратковременное (не более 10 с) падение давления в гидросистеме
шасси до 0—20 кгс/см2.
2.5.7. Усилия, возникающие на ручке управления в про-
цессе разгона, снимать короткими частыми нажатиями на
кнопку снятия усилий.
Взлет по-самолетному с разбегом
на носовом колесе
2.5.8. Взлет по-самолетному с разбегом на носовом ко-
лесе применять в отдельных случаях при необходимости
увеличения грузоподъемности или уменьшения длины раз-
бега с площадок, поверхность и состояние грунта которых
обеспечивают безопасный разбег вертолета.
Взлетный вес вертолета определить по графикам на
рис. 1.1, 1.3 книги II Инструкции и увеличить этот вес на
700 кгс, при этом предельный вес не должен превышать
11 500 кгс.
Порядок выполнения взлета следующий:
— произвести контрольное висение. При этом верто-
лет на взлетном режиме работы двигателей должен ви-
сеть на высоте 0,1—0,3 м над землей. Приземлить верто-
лет, уменьшив общий шаг до такой величины, чтобы вер-
толет устойчиво стоял на ВПП, нажать рычаг тормоза
колес;
— плавным увеличением общего шага несущего винта
довести вертолет до состояния отрыва основных колес
шасси от земли, не допуская отрыва носового колеса шас-
си от земли, отпустить рычаг тормоза колес, после чего
5 Зак. 3173дсп 65
плавно отклонить ручку управления вертолетом (без на-
жатия кнопки механизма триммирования) от себя на 2/3
ее хода и перевести вертолет в режим разбега с углом
тангажа на пикирование, отличающимся от исходного зна-
чения при контрольном висении на 7—8°.
Угол тангажа на разбеге контролировать по линии го-
ризонта или ориентирам, принимаемым за условную ли-
нию горизонта, которая проектируется на 1/4 ниже верх-
него обреза лобового стекла кабины летчика.
Если разбег начинается при режиме работы двигате-
лей ниже взлетного, то в процессе разбега его необходимо
плавно увеличить до взлетного к моменту достижения ско-
рости отрыва.
При разбеге на скорости 35—40 км/ч вертолет имеет
тенденцию к приседанию на основные колеса шасси, ко-
торую необходимо парировать дополнительной отдачей руч-
ки управления вертолетом от себя.
Несвоевременное парирование тенденции к приседанию
на основные колеса шасси может привести к отрыву но-
сового колеса от ВПП с повторным его касанием. Повтор-
ное касание носового колеса ВПП вызывает колебания но-
совой стойки шасси (типа «шимми>), которое воспринима-
ется экипажем вертолета как дополнительные вибрации
(зуд).
Парирование тенденции к приседанию на основные ко-
леса шасси несоразмерной отдачей ручки управления от
себя может приводить к ударам рукавов втулки несущего
винта об ограничители свеса лопастей;
— отрыв вертолета от земли производить на скорости
60 км/ч плавным взятием ручки управления вертолетом
на себя.
Длина разбега при взлете с аэродрома (площадки),
расположенного на высоте 1500 м над уровнем моря, в
штилевых условиях составляет 100—120 м.
После отрыва вертолета набор высоты осуществлять
на скорости 70—80 км/ч. Взлетная дистанция до набора
высоты 10 м при этом составляет 300 м.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. К выполнению взлетов с
разбегом на носовом колесе допускаются летчики,
освоившие новый метод взлета в учебно-тренировоч-
ных полетах.
2.5.9. После взлета и уменьшения работы двигателей до
номинального режима выключить ПЗУ, включить систему
кондиционирования воздуха, для чего переключатель ОТ-
БОР ВОЗДУХА поставить в положение КОНДИЦ.
66
2.5.10. При эксплуатации системы кондиционирования
учитывать следующее:
— в случае превышения температуры газов перед тур-
биной выше максимально допустимой для используемого
режима необходимо снизить режим работы двигателей ли-
бо выключить отбор воздуха;
— при отказе автоматического регулятора температу-
ры воздуха в кабине (при изменении положения задатчи-
ка выходящий воздух не меняет своей температуры) необ-
ходимо перейти на ручное управление регулирования тем-
пературы, для чего трехпозиционный переключатель на-
жимного действия перевести в положение ГОРЯЧ, или
ХОЛОД;
— при ручном регулировании не допускать превыше-
ния температуры воздуха перед фильтрами выше 90° С.
В случае превышения температуры воздуха перед
фильтрами более 90° С и невозможности устранения за-
броса с помощью задатчика температуры необходимо пе-
рейти на ручное регулирование температуры, для чего
трехпозиционный переключатель перевести в положение
ХОЛОД. В случае неустранения заброса температуры от-
бор воздуха от двигателей выключить.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае появления в по-
лете специфического запаха масла Б-ЗВ необходимо:
— для СКВ с отбором воздуха от 7-й ступени
компрессора — выключить СКВ, установив переклю-
чатель ОТБОР ВОЗДУХА в положение ВЫКЛ., раз-
герметизировать кабину установкой выключателя
РАЗГЕРМ. КАБИНЫ в положение ВКЛ. и операто-
ру включить вентиляцию от скоростного напора. По-
сле исчезновения запаха масла при необходимости
загерметизировать кабину и выключить вентиляцию;
— для СКВ с отбором от 12-й ступени компрес-
сора — переключатель КОНДИЦ. — ПРОДУВ, уста-
новить в нейтральное положение, разгерметизировать
кабины установкой выключателя РАЗГЕРМ. КАБИ-
НЫ в положение ВКЛ. и оператору включить венти-
ляцию от скоростного напора. После исчезновения
запаха при необходимости загерметизировать кабины
и выключить вентиляцию.
2.6. Набор высоты
2.6.1. Набор высоты производить в диапазоне скорос-
тей, указанном в табл. 2.1 книги II Инструкции.
5*
67
Наивыгоднейшая скорость набора высоты от земли до
2000 м составляет 130 км/ч, а с высоты 2000 м уменьша-
ется на каждую 1000 м на 10 км/ч.
2.6.2. Набор высоты рекомендуется выполнять на наи-
выгоднейшей скорости и номинальном режиме работы дви-
гателей. При необходимости набор высоты можно выпол-
нять на режимах работы двигателей ниже или выше но-
минального.
2.6.3. Набор высоты на взлетном режиме разрешается
в течение 6 мин. В случае необходимости допускается ра-
бота двигателей на взлетном режиме до 15 мин. Повтор-
ный выход на этот режим допускается не ранее чем через
5 мин работы двигателей на режимах не выше номиналь-
ного.
2.6.4. В случае набора высоты на номинальном режи-
ме работы двигателей при постоянном значении общего
шага обороты несущего винта до определенной высоты
поддерживаются автоматически равными 95±2%.
При дальнейшем наборе обороты несущего винта будут
уменьшаться в связи с тем, что регуляторы оборотов тур-
бокомпрессоров уменьшают мощность двигателей. В этом
случае плавным уменьшением общего шага не допускать
уменьшения оборотов несущего винта ниже 92%.
При изменении температуры наружного воздуха по вы-
соте в соответствии со стандартной атмосферой (СА) ог-
раничение мощности двигателей начинается с высоты
3000 м. Если температура наружного воздуха будет ниже
ее значений по сравнению с СА, то ограничение мощности
произойдет на большей высоте, если выше — на меньшей
высоте.
В случае набора высоты на крейсерском режиме рабо-
ты двигателей обороты несущего винта поддерживаются
постоянными до больших высот.
При наборе высоты на взлетном режиме работы дви-
гателей при постоянном шаге обороты несущего винта
92—94% автоматически не поддерживаются постоянными,
так как уменьшение мощности происходит сразу по мере
удаления вертолета от поверхности земли. В этом случае
не допускать уменьшения оборотов несущего винта после-
довательным уменьшением общего шага.
2.6.5. Режимы работы двигателей в полете устанавли-
вать и контролировать в соответствии со ст. 2.3.6.
2.6.6. В полете допускается разница в показаниях ука-
зателей чисел оборотов левого и правого турбокомпрессо-
ров. На рабочих режимах работы двигателей разница в-
оборотах турбокомпрессоров не должна превышать 2%. В
68
случае появления разницы в оборотах турбокомпрессоров
двигателей более 2%, а при срабатывании ограничителя
температуры газов более 3% небольшими плавными из-
менениями общего шага перейти на другой режим работы
двигателей, при котором разница не превышает указан-
ной величины.
Если разницу в значении оборотов устранить не уда-
лось, действовать в соответствии с указаниями ст. 5.4.4.
2.6.7, В процессе установившегося режима набора вы-
соты систематически контролировать работу силовой уста-
новки, трансмиссии, систем и агрегатов вертолета по по-
казаниям приборов.
2.6.8. При достижении заданной высоты перевести вер-
толет в горизонтальный полет.
2.6.9. При выполнении полета на высоты более 3000 м
кислородную маску надеть на земле. Для пользования
кислородом в полете необходимо:
— убедиться, что маска хорошо подогнана, подсоеди-
нена к кислородному прибору КП-58 и открыт запорный
вентиль прибора КП-21;
— по показаниям индикатора потока и легкости дыха-
ния убедиться в поступлении кислорода;
— следить за давлением кислорода в баллоне. При
давлении кислорода менее 6 кгс/см2 снизиться на высоту
менее 4000 м. Запас кислорода достаточен на 45—50 мин
пользования.
Примечание. При отказе кислородного прибора, затрудне-
нии дыхания или ухудшении самочувствия открыть вентиль аварий-
ной подачи кислорода. Расход кислорода при этом значительно уве-
личивается.
После окончания пользования кислородом закрыть вен-
тиль, снять кислородную маску.
Порядок пользования кислородом в полете оператором
такой же, как и летчиком.
2.7. Горизонтальный полет
2.7.1. Горизонтальный полет в зависимости от высоты
и полетного веса производить в диапазоне скоростей, ука-
занных в табл. 2.1 книги II Инструкции. Рекомендуемый
диапазон скоростей приведен в табл. 2.1.
Полеты на предельно малых высотах по техническим
соображениям, а также при выполнений специальных уп-
ражнений Курса боевой подготовки выполнять на высоте
не менее 15 м над ровной поверхностью и не менее 20 м
над пересеченной местностью.
69
Таблица 2.1
Рекомендуемые скорости полета, км/ч*
Высота, м
для варианта, указанного
в графе 15 табл. 1.6
книги II
для остальных вариантов
У земли
500
1000
2000
3000
250
250
250
200
150
240—280
240—280
240—270
210—240
210
* После выработки 500 кг топлива руководствоваться диапазоном
рекомендуемых скоростей полета для остальных вариантов.
В других случаях с целью обеспечения безопасной по-
садки в случае отказа одного двигателя полеты выполнять
на высотах вне зон ограничений, указанных на графике
рис. 7.3а, с выпущенным шасси на скоростях менее
160 км/ч.
Полеты по (маршруту на высоте 4000 м для получения
максимальной дальности полета при нормальном полет-
ном весе и менее выполнять на скорости 160 км/ч, для по-
летных весов более нормального—на скорости НО км/ч.
2.7.2. При длительных полетах по маршруту периоди-
чески (через 15—-20 мин полета) контролировать расход
и остаток топлива в сумме и по группам баков, а также
работу силовой установки и систем вертолета.
При полетах с подвесными баками после выработки из
них топлива загорается табло ВЫКЛЮЧИ ПЕРЕКАЧ.,
при этом необходимо выключатель ПОДВЕСН. БАКИ по-
ставить в положение ОТКЛ. и убедиться в погасании таб-
ло ПЕРЕКАЧ. РАБОТАЕТ.
2.7.3. Обороты несущего винта в горизонтальном поле-
те при работе двигателей на крейсерском и номинальном
режимах поддерживаются автоматически в пределах
(95±2)%.
При выполнении полетов по маршруту на скоростях
полета, указанных в табл. 2.1., для увеличения дальности
полета разрешается перенастройка оборотов несущего
винта на 92—93%. В этом случае дальность полета уве-
личивается примерно на 3%, а крейсерская скорость на
5—10 км/ч. Перед изменением указанного режима полета
и выполнением маневра вновь перенастроить обороты на
95%.
70
2.7.4. Для автоматической стабилизации курса устано-
вившиеся режимы полета (без разворотов) на безопасной
высоте рекомендуется выполнять при ослабленных усили-
ях на педалях (без нажатия надпедальников). Канал кре-
на автопилота периодически центрировать кратковремен-
ными нажатиями кнопки снятия усилий на ручке управле-
ния.
2.7.5. Выполнение длительного (более 10—15 мин) пря-
молинейного полета возможно с освобожденным управле-
нием, при этом необходимо использовать режимы стаби-
лизации скорости и высоты полета, для чего:
— включить канал «Высота» автопилота нажатием
кнопки-табло ВКЛ. на пульте;
— убедиться в том, что подвижный индекс индикатора
канала «Тангаж» находится вблизи нейтрали, и при необ-
ходимости вернуть его в это положение нажатием кнопки
снятия усилий;
— включить стабилизацию скорости нажатием кнопки
СКОРОСТЬ СТАВИЛ, и проверить ее включение по заго-
ранию табло СКОРОСТЬ СТАБИЛИЗ.
2.7.6. Перед выполнением маневра вертолета стабили-
зацию скорости выключить и проконтролировать ее вы-
ключение по сигнальному табло.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Освобождать управле-
ние вертолетом и включать канал «Высота» автопи-
лота на высоте полета менее 50 м запрещается.
2. При выполнении полетов левое скольжение на
скоростях полета 300 км/ч и более ограничено вели-
чиной ухода шарика указателя скольжения на вели-
чину не более двух диаметров.
2.8. Полет по маршруту с включенным режимом
«Маршрут» САУ
2.8.1. Полеты по маршруту с включенным режимом
«Маршрут» производить в горизонтальном полете на вы-
сотах от 50 до 3000 м и скоростях полета от 120 км/ч до
максимальной.
2.8.2. Перед выполнением полета по маршруту с вклю-
ченным режимом «Маршрут» проверить качество работы
этого режима. Проверку производить над местностью, не
имеющей больших водоемов, так как при полете над глад-
кой водной поверхностью аппаратура ДИСС-15 работает
неустойчиво, переходит в режим «Память» (загорается
табло П на индикаторе путевой скорости) и САУ отклю-
чается.
71
2.8.3. Выставить заданный путевой угол (ЗПУ) при по-
мощи задатчика ЗПУ-24.
Включить канал «Маршрут», для чего:
— сбалансировать вертолет в прямолинейном горизон-
тальном полете;
— обнулить усилия на ручке управления нажатием
кнопки снятия усилий;
— убедиться, что на пультах управления автопилота
подвижные индексы каналов «Направление», «Крен» и
«Тангаж» находятся в нейтральном положении;
— включить САУ нажатием кнопки-табло МАРШРУТ,
при этом должна загореться зеленая кнопка-табло ВКЛ.;
— включить канал «Высота» автопилота и стабилиза-
цию скорости полета.
2.8.4. После 10—15 с полета убедиться, что вертолет
стабилизируется на заданном режиме, и продолжать по-
лет с освобожденным управлением.
2.8.5. Нормальная работа САУ при отсутствии болтан-
ки характеризуется устойчивой стабилизацией вертолета
на заданной линии маршрута. Параметры, характеризую-
щие режим полета по маршруту, должны выдерживаться
с точностью: путевой угол не более ±2,5°, скорость полета
±15 км/ч, барометрическая высота полета ±6 м на высо-
те до 1000 м и ±12 м на высоте более 1000 м.
2.8.6. Проверить точность выхода вертолета на новый
путевой угол, для чего при помощи задатчика ЗПУ-24 из-
менить заданный путевой угол на 10—15° влево (вправо).
Вертолет координированным разворотом без изменения
высоты и скорости полета должен выйти на новый ЗПУ.
Крен вертолета при выполнении разворота не должен пре-
вышать 18°. При этом возможное несовпадение установив-
шегося значения угла курса и путевого угла должно быть
равно углу сноса.
2.8.7. Включение режима «Маршрут» допускается при
любом значении показаний ЗПУ на задатчике ЗПУ-24 не-
зависимо от фактического путевого угла вертолета. Одна-
ко при рассогласовании фактического путевого угла и
ЗПУ на величину 30° и более доворот на ЗПУ происходит
продолжительное время из-за малых углов крена.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. При выполнении разво-
ротов с включенной САУ крен вертолета в первона-
чальный момент может увеличиться до 30°, а затем
плавно уменьшиться до величины 12—18°.
2. Если в процессе автоматического разворота
произойдет отключение канала «Маршрут», необхо-
72
димо вручную вывести вертолет на новый ЗПУ и
снова включить канал «Маршрут*.
3. При неисправной работе САУ режим «Марш-
рут» выключить и продолжить выполнение задания
с включенным автопилотом.
2.8.8. При полете по маршруту возможны уходы раз-
движной тяги рулевого агрегата канала крена автопилота
к упору. В этом случае центрирование канала крена про-
изводить отклонением ручки управления в поперечном от-
ношении в сторону ухода подвижного индекса. Усилия с
ручки управления после выполнения центрирования сни-
мать восымнпозиционным переключателем механизма
МГУ-1 или кнопкой снятия усилий.
При полете в болтанку, когда из-за ухода раздвижной
тяги рулевого агрегата канала крена на упор возможно
изменение режима полета (путевого угла, скорости), не-
обходимо отключить режим «Маршрут», (восстановить за-
данный режим полета и вновь включить режим «Марш-
рут».
2.8.9. При полете по маршруту над водной поверхно-
стью возможна неустойчивая работа аппаратуры ДИСС-15
и переход ее в режим «Память».
В этом случае режим «Маршрут» стабилизирует значе-
ние путевого угла в момент перехода ДИСС-15 в режим
«Память».
Если аппаратура ДИСС-15 из режима «Память» не пе-
решла в режим «Работа», режим «Маршрут» САУ автома-
тически выключится и погаснет его кнопка-табло ВКЛ-
После пролета водной поверхности, когда аппаратура
ДИСС-15 перейдет из режима «Память» в режим «Рабо-
та», вновь включить режим «Маршрут».
2.8.10. В полете с включенной САУ допускается вмеша-
тельство в управление для выполнения разрешенных Ин-
струкцией маневров. При этом необходимо помнить, что
устойчивая работа аппаратуры ДИСС-15 обеспечивается
при углах крена до 25° и углах тангажа до 7°.
Если маневр с изменением направления полета выпол-
няется без превышения указанных угловых величин и сня-
тия усилий с ручки управления, то после вывода вертоле-
та в горизонтальный полет он выходит на прежний задан-
ный путевой угол.
Если маневр выполнялся с нажатием кнопки снятия
усилий, то при необходимости дальнейшего использования
САУ произвести повторное включение режима «Маршрут»
в соответствии со ст. 2.8.3.
73
Превышение указанных угловых величин приводит к
загоранию табло ОТКАЗ В аппаратуры ДИСС-15 и после-
дующему отключению режима САУ «Маршрут».
.... После вывода вертолета в горизонтальный полет необ-
ходимо включить канал «Маршрут».
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. В случае самопроиз-
вольного кренения вертолета на угол более 20° необ-
ходимо немедленно вмешаться в управление и вывес-
ти вертолет в горизонтальный полет. Если указанное
явление повторится, режим «Маршрут» выключить.
2. До выяснения причин самопроизвольного кре-
нения вертолета включать канал «Маршрут» запре-
щается.
2.9. Переходные режимы полета
2.9.1. Для перехода с режима вертикального набора
высоты на висение плавным движением рычага общего
шага вниз прекратить набор высоты; отклонения от задан-
ной высоты висения устранять соответствующим плавным
движением рычага общего шага.
2.9.2. Для перехода с висения на вертикальное сниже-
ние при оборотах несущего винта 94—97% необходимо пе-
ремещением рычага общего шага вниз уменьшить общий
шаг несущего винта настолько, чтобы вертикальная ско-
рость снижения вертолета не превышала:
— 5 м/с на высотах более 20 м;
— 3 м/с на высотах более 10 м;
— 0,5 м/с к моменту приземления.
Для перехода с висения на вертикальное снижение при
работе двигателей на режимах, близких к взлетному, при
оборотах несущего винта менее 94% отклонение рычага
общего шага вниз должно быть плавным и не более 1—2°.
Вертикальная скорость снижения при этом не должна
превышать:
1 — 2 м/с на высотах более 10 м;
— 0,2 м/с к моменту приземления.
2.9.3. При переходе с висения на горизонтальный полет
отклонить ручку управления от себя и перевести вертолет
на разгон, одновременно рычагом общего шага несущего
винта удерживать вертолет на постоянной высоте.
Тенденцию вертолета к развороту и кабрированию па-
рировать соответствующими отклонениями ручки управле-
ния и педалей. При достижении заданной скорости откло-
нением ручки управления на себя прекратить разгон и ус-
тановить заданную скорость полета.
74
2.9.4. Для выполнения разгона в горизонтальном поле-
те плавно отклонить ручку управления от себя с одновре-
менным увеличением общего шага. Высоту полета выдер-
живать отклонением ручки управления в продольном на-
правлении. От разворотов и кренов удерживать вертолет
соответствующими отклонениями ручки управления и пе-
далей.
Разгон от скорости 280 км/ч до максимальной происхо-
дит медленно и требует увеличения мощности двигателей
вплоть до взлетной.
2.9.5. Для выполнения торможения в горизонтальном
полете плавным отклонением рычага общего шага вниз с
одновременным отклонением ручки управления на себя
уменьшить скорость до заданной. Высоту полета выдержи-
вать отклонением ручки управления в продольном направ-
лении.
2.9.6. Для перехода с горизонтального полета на висе-
ние на той же высоте плавным уменьшением общего шага
несущего винта с одновременным отклонением ручки уп-
равления на себя произвести торможение вертолета.
Тенденцию вертолета к набору высоты или снижению
парировать соответствующим отклонением рычага общего
шага, а стремление к развороту и кренению — отклонением
педалей и ручки управления.
При достижении в процессе торможения скорости 50—
60 км/ч у вертолета появляется тенденция к снижению.
Для парирования снижения необходимо увеличить общий
шаг несущего винта.
2.9.7. При переходе с горизонтального полета на сни-
жение с поступательной скоростью и работающими двига-
телями плавно отклонить рычаг общего шага вниз до по-
лучения заданного значения вертикальной скорости сниже-
ния, а ручкой управления установить необходимую ско-
рость полета.
2.9.8. Для перехода с режима снижения с работающи-
ми двигателями в горизонтальный полет плавным откло-
нением рычага общего шага вверх погасить вертикальную
скорость снижения, перевести вертолет в горизонтальный
полет, установив необходимый режим работы двигателей.
2.9.9. Для перехода с режима снижения с работающи-
ми двигателями на режим висения отклонить ручку управ-
ления на себя и начать торможение. Вертикальную ско-
рость уменьшать плавным отклонением рычага общего ша-
га вверх до полного зависания вертолета, а ручкой управ-
ления полностью погасить поступательную скорость по-
лета.
75
2.9.10. При выполнении переходных режимов полета от-
клонение ручки управления и рычага общего шага произ-
водить на такую величину и с таким темпом, чтобы не до-
пускать уменьшения оборотов несущего винта менее 88%
или увеличения более 103%.
Отклонение оборотов несущего винта от установивших-
ся значений до 88% допускается по времени не более 30 с,
а до 103% — не более 20 с.
Возникающие при выполнении переходных режимов по-
лета усилия на ручке управления снимать короткими на-
жатиями на кнопку снятия усилий.
2.10. Пилотаж
2.10.1. Пилотаж на вертолете выполняется с целью от-
работки боевого маневрирования.
Пилотаж разрешается выполнять вне облаков при го-
ризонтальной видимости не менее 2000 м и полетных ве-
сах 11 500 кгс и менее.
На вертолете разрешается выполнять:
— правильные и форсированные виражи и развороты,
восьмерки, змейки, спирали;
— пикирования;
— горки;
— боевые развороты;
— развороты на горке;
— повороты на горке.
2.10.2. Перед выполнением пилотажа отключить стаби-
лизацию скорости и канал высоты автопилота.
2.10.3. Изменять обороты несущего винта переключа-
телем перенастройки оборотов при выполнении пилотажа
запрещается.
2.10.4. Развороты, виражи, восьмерки, спирали и змей-
ки в зависимости от высоты полета в допустимом диапа-
зоне скоростей для полетных весов 11 500 кгс и менее
разрешается выполнять с углами крена, указанными в
табл. 2.2.
На истинных высотах до 50 м над рельефом местности
допускается угол крена, по величине численно равный вы-
соте полета (т. е. на высоте 15 м — 15°, на высоте 20 м —
20°), но не больше значений, указанных в табл. 2.2.
При полетных весах более 11 500 кгс углы крена допус-
каются не более 30°.
Контроль величины углов крена производить по пока-
заниям ПКП-72М..
2.10.5. Виражи и развороты с углами крена более 45°,
а на скоростях более 250 км/ч также и с углами крена до
76
Таблица 2.2
Высота (барометрическая), м Максимально допустимый угол крена» град
50—500 45*
500—2000 45
2000—3000 30
3000—4000 20
* На скоростях полета 100—250 км/ч при нормальном полетном
весе и менее допускается крен до 50°.
45° выполнять при неизменном положении рычага общего
шага, соответствующем исходному режиму при вводе в
вираж, или с уменьшением общего шага для более быст-
рого уменьшения скорости в процессе выполнения форси-
рованных виражей (разворотов).
2.10.6. При выполнении фигур пилотажа вертикальную
перегрузку контролировать по показаниям указателя пере-
грузки, которая на соответствующих скоростях и высотах
полета не должна превышать значений, указанных в
табл. 2.3.
Минимально допустимая вертикальная перегрузка 0,5.
Таблица 23
Высота (барометрическая), м Максимально допустимая вертикальная перегрузка при скорости по прибору, км/ч
150-250 250-280 280-300
До 500 1.8 1.6 1,3
500—1000 1,6 1,5 I—
1000—2000 1,4 — —
2000—3000 1,3 — —
3000—4000 1,2 — —
Примечание. При превышении допустимых значений верти-
кальных перегрузок возникают повышенные вибрации вертолета и
возможно уменьшение скорости отработки гидроусилителя продоль-
ного управления при отклонении ручки вперед. Это воспринимается
летчиком как заклинивание ручки управления. В этом случае необхо-
димо уменьшить общий шаг на 2—3°, ие допуская заброса оборотов
несущего винта за пределы допустимых.
2.10.7. Для предотвращения резкого возрастания на-
грузок на хвостовую балку и увеличения махового движе-
77
ния лопастей рулевого винта отклонение педалей при вы-
полнении пилотажа должно быть плавным, при этом на’
скоростях 300 км/ч и более не допускать перекладки пе-
далей от нейтрали до упора за время менее 3 с.
2.11. Виражи, развороты, восьмерки, змейки и спирали
2.11.1. Перед выполнением виража (разворота) необхо-
димо:
— проверить, свободно ли воздушное пространство в
направлении выполнения виража;
— сбалансировать вертолет в горизонтальном полете
на заданной скорости;
— наметить ориентир для вывода из виража и устано-
вить стрелку курсозадатчика на курс вывода;
— снять усилия с ручки управления нажатием на кноп-
ку снятия усилий.
2.11.2. Выполнение правильных виражей с углами кре-
на до 45° в зависимости от полетного веса и высоты поле-
та обеспечивается на скоростях, указанных в табл. 2.4.
Таблица 2.4
Высота (барометрическая), м Скорость полета, км/ч
Нормальный полетный вес Максимальный полетный вес
До 500 100—250 100—200
500—1000 100—200 150—200
2.11.3. Ввод в правильный вираж выполнять координи-
рованными отклонениями ручки управления и педалей в
сторону выполнения виража с одновременным увеличени-
ем мощности двигателей для сохранения заданной высо-
ты и скорости полета.
2.11.4. При вводе в левый вираж вертолет имеет тен-
денцию к изменению угла тангажа на пикирование, а при
вводе в правый — на кабрирование, устранять которые
следует соответствующим отклонением ручки управления.
Среднее время энергичного ввода вертолета в разво-
рот с креном 30—45° на скорости 280 км/ч составляет со-
ответственно 2—3 с.
2.11.5. При достижении заданного угла крена по пока-
заниям ПКП-72М запомнить положение остекления каби-
78
ны относительно линии горизонта при этом крене и удер-
живать это положение в процессе выполнения виража.
При установившемся левом вираже вертолет имеет
стремление к увеличению крена, при правом — к уменьше-
нию. Стремление вертолета изменить крен парировать от-
клонением ручки управления в сторону, противоположную
развороту, на левом вираже и в сторону разворота — на
правом, добиваясь координации разворота соответствую-
щим отклонением педали.
2.11.6. В процессе выполнения правильного виража ско-
рость, угол крена и высоту полета сохранять путем плав-
ных, соразмерных и координированных отклонений рыча-
гов управления.
2.11.7. За 20—30° до намеченного ориентира или за-
данного курса координированным отклонением ручки уп-
равления и педали в сторону, обратную вращению, начать
вывод вертолета из разворота с таким расчетом, чтобы к
моменту выхода вертолета на заданный ориентир (курс)
крен был убран полностью. После вывода из виража уста-
новить режим работы двигателей, соответствующий задан-
ной скорости горизонтального полета.
2.11.8. Форсированные виражи и развороты с кренами
45° и более разрешается выполнять как при постоянном
значении общего шага несущего винта, так и с изменени-
ем его положения в процессе разворота.
Ввод в форсированный вираж (разворот) на скоростях
от 200 до 250 км/ч выполнять при постоянном общем ша-
ге, а на скоростях более 250 км/ч — как при постоянном
общем шаге, так и с его уменьшением —до 5—6° по УШВ.
При скоростях ввода менее 200 км/ч форсированный раз-
ворот выполнять с увеличением общего шага по мере
уменьшения скорости, не допуская снижения вертолета.
2.11.9. При выполнении форсированных виражей и раз-
воротов ручку управления в процессе разворота отклонять
на себя несколько больше, чем при выполнении правиль-
ных виражей.
2.11.10. При энергичном вводе в форсированный вираж
или разворот при постоянном значении общего шага про-
исходит увеличение оборотов несущего винта на 2—2,5%.
При вводе в форсированный вираж или разворот с
уменьшением общего шага происходит более энергичный
заброс оборотов несущего винта, поэтому темп и величи-
на уменьшения общего шага и отклонение ручки управ-
ления на себя па вираже и развороте должны быть таки-
ми, чтобы обороты несущего винта не выходили за допус-
тимые пределы.
79
2.11.11. При выполнении форсированного виража (раз-
ворота) по достижении скорости 100—120 км/ч плавным
отклонением ручки управления от себя прекратить даль-
нейшее уменьшение скорости, а для сохранения высоты
увеличить режим работы двигателей. Вывод из виража
(разворота) начинать за 20—30° до намеченного ориенти-
ра (курса).
2.11.12. При выполнении виражей и разворотов на пре-
дельно малых высотах особое внимание уделять сохране-
нию заданной высоты полета, угла крена и координации
движений рычагами управления. Выдерживание заданной
высоты полета в процессе разворота производить измене-
нием темпа торможения скорости или уменьшением угла
крена. Контроль за высотой полета производить путем ви-
зуального определения расстояния до земли с учетом вы-
соты препятствий в секторе разворота с периодическим
уточнением высоты полета по показаниям барометричес-
кого и радиовысотомера.
Примечание. При выполнении разворотов с кренами более
15° радиовысотомер дает завышенные и неустойчивые показания.
2.11.13. Нарушение координации при выполнении раз-
воротов (внешнее или внутреннее скольжение) приводит
к изменению высоты полета. Особое внимание при вы-
полнении виражей и разворотов на предельно малых
высотах обращать на недопустимость излишнего откло-
нения педали в сторону разворота (внешнее скольже-
ние), приводящего к снижению вертолета. В случае пе-
редачи педали в сторону разворота и возникновения сни-
жения вертолета необходимо уменьшить крен, отклонением
педали в сторону, противоположную развороту, устранить
скольжение, увеличить высоту полета до заданной и про-
должить выполнение разворота.
2.11.14. Техника пилотирования при выполнении гори-
зонтальных восьмерок и змеек аналогична технике пило-
тирования при выполнении виражей и разворотов. Пере-
кладывание вертолета из одного крена в другой выполнять
непрерывным и координированным движением ручки управ-
ления и педалей при постоянном значении общего шага.
Время перекладки из разворота одного направления в
разворот другого направления с креном 45° составляет
5—8 с.
2.11.15. Установившиеся восходящие и нисходящие спи-
рали выполнять с углами крена, указанными в табл. 2.2.
Перед выполнением спирали сбалансировать вертолет
на заданной скорости и снять усилия с ручки управления.
80
Ввод в спираль производить с режима горизонтального
полета или набора (снижения) высоты координированным
отклонением ручки управления и педали с одновременным
изменением мощности двигателей до значения, обеспечи-
вающего сохранение заданной вертикальной скорости.
2.12. Боевой разворот
2.12.1. Перед вводом в боевой разворот необходимо:
— осмотреть воздушное пространство в сторону выпол-
нения разворота и запомнить курс вывода;
— в горизонтальном полете разогнать скорость до за-
данной и снять усилия с ручки управления.
2.12.2. Боевые развороты выполнять со скоростей го-
ризонтального полета не более указанных в табл. 2.8 с
увеличением угла тангажа на кабрирование в процессе
разворота до 30° и угла крена до 45°, не допуская превы-
шения значений вертикальных перегрузок, указанных в
табл. 2.3.
Боевой разворот выполнять при постоянном значении
общего шага несущего винта, соответствующем исходному
режиму горизонтального полета.
Скорость в конце боевого разворота должна быть не
менее 100 км/ч.
При вводе в боевой разворот со скоростей 200—
250 км/ч рекомендуемое максимальное значение угла тан-
гажа 10—15°, угла крена — 30°, а при вводе со скоростей
более 250 км/ч — значение углов тангажа и крена должно
быть не более 30 и 45° соответственно.
2.12.3. По достижении заданной скорости плавным от-
клонением ручки управления на себя увеличить угол тан-
гажа на 5—10°, после чего энергичным отклонением ручки
управления на себя и в сторону разворота с одновремен-
ным плавным отклонением педали в ту же сторону пере-
вести вертолет в набор высоты по восходящей спирали с
увеличением угла крепа и угла тангажа.
2.12.4. Темп ввода в боевой разворот должен быть та-
ким, чтобы после разворота на 90—110° вертолет достиг
рекомендуемых значений углов крена и тангажа.
В процессе дальнейшего разворота с постоянным кре-
ном плавным отклонением ручки управления от себя на-
чать уменьшать угол тангажа. Тенденцию вертолета к уве-
личению угла крена на левом развороте и уменьшению на
правом парировать соответствующим отклонением ручки
управления.
2.12.5. После разворота на 150—160° (за 20—30° до кур-
са вывода) координированным отклонением педали и руч-
6 Зак. 3173дсп
81
ки управления в сторону, противоположную крену, и от
себя начать вывод вертолета из разворота с дальнейшим
уменьшением угла тангажа с таким расчетом, чтобы к мо-
менту разворота на 180° вертолет вышел в горизонтальный
полет без крена и скольжения на скорости не менее
100 км/ч.
Примечание. На левом боевом развороте при уменьшении
скорости менее 100 км/ч наблюдаются неустойчивые показания ука-
зателя скорости.
После выхода вертолета в горизонтальный полет уста-
новить режим работы двигателей, соответствующий выпол-
нению последующего режима или маневра.
2.12.6. Набор высоты за боевой разворот при рекомен-
дованных значениях углов крена и тангажа до баромет-
рических высот 1000 м составляет:
— при вводе на скорости 200 км/ч— 100 м;
— при вводе на скорости 250 км/ч — 200 м;
— при вводе на скорости 300 км/ч — 400 м.
Время выполнения боевого разворота — 20—30 с.
2.13. Пикирование
2.13.1. Перед вводом в пикирование необходимо:
— осмотреть воздушное пространство в направлении
пикирования;
— установить заданную скорость и соответствующий ей
режим работы двигателей;
— снять усилия с ручки управления;
- — установить задатчик высоты радиовысотомера на
высоту начала вывода из пикирования.
2.13.2. Пикирование в зависимости от высоты и исход-
ной скорости горизонтального полета выполнять с углами,
не превышающими значений, указанных в табл. 2.5.
Таблица 2.5
Высота (барометрическая), м Максимальные углы пикирования (градусов) для скорости ввода в пикирование, км/ч
100 1S0 200 250 270
До 500 30 30 20 10 5
500—1000 30 25 15 5 —
1000—2000 30 20 5 — —
2000—3000 20 15 5 — —
В2
Отсчет значений углов пикирования производить по по-
казаниям ПКП-72М.
При вводе в пикирование с горизонтального полета от-
счет производить от исходных значений угла тангажа, со-
ответствующих режиму горизонтального полета на задан-
ной скорости.
Ввод в пикирование с маневров (горок, разворотов и
поворотов на горке и др.) выполнять со значениями углов
тангажа на пикирование по ПКП-72М по величине не бо-
лее углов пикирования, указанных в табл. 2.5 в графе для
скорости 150 км/ч на соответствующей высоте полета.
2.13.3. Ввод в пикирование производить при постоян-
ном значении общего шага.
Ввод в пикирование с горизонтального полета произво-
дить отклонением ручки управления от себя, не допуская
уменьшения перегрузки менее 0,5. При отклонении ручки
управления от себя удерживать вертолет от кренов и раз-
воротов координированным отклонением ручки управления
и педали. При вводе в пикирование без разворота наблю-
дается уменьшение оборотов несущего винта до 92%.
Ввод в пикирование с углами 10—30° происходит за
время 3—5 с с увеличением скорости за это время на 15—
45 км/ч соответственно.
2.13.4. Для ввода в пикирование с разворота с креном
30—45° необходимо за 20—30° до намеченного ориентира
плавным отклонением ручки управления от себя и педали
в сторону разворота создать заданный угол пикирования
с одновременным выводом из разворота.
После вывода из разворота устранить скольжение со-
ответствующим отклонением педали.
Тенденцию вертолета к уменьшению угла пикирования
по мере нарастания скорости парировать своевременным и
плавным отклонением ручки управления от себя.
Контроль за величиной угла пикирования, отсутствием
кренов и скольжения осуществлять визуально и по пока-
заниям ПКП-72М.
2.13.5. Пикирование выполнять при постоянном значе-
нии общего шага, выдерживая заданный угол пикирова-
ния отклонением ручки управления. Увеличение скорости
на пикировании зависит от угла пикирования и в течение
первых 5—10 с составляет в среднем:
5 км/ч за секунду при угле пикирования 10°;
10 км/ч за секунду при угле пикирования 20°;
15 км/ч за секунду при угле пикирования 30°.
2.13.6. Минимальные истинные высоты ввода в пикиро-
вание, начала вывода из него с максимальной допустимой
вертикальной перегрузкой в зависимости от утла пикиро-
6*
83
вания, времени его выдерживания и скорости ввода указа-
ны в табл. 2.7.
Вертикальные перегрузки на выводе из пикирований не
должны превышать значений, указанных в табл. 2.3.
Максимальные скорости начала вывода в зависимости
от угла пикирования и высоты полета приведены в табл. 2.6.
Таблица 2.6
Высота (барометрическая), м Максимальные скорости начала вывода (км/ч) в зависимости от угла пикирова- ния
До 10° 10—20° 20-30°
До 1000 290 280 270
1000—2000 260 250 240
2000—3000 220 210 —
2.13.7. Вывод из пикирования производить при посто-
янном значении общего шага несущего винта.
При достижении заданной скорости пикирования или
минимальной высоты начала вывода из пикирования с уче-
том просадки на выводе энергичным отклонением ручки
управления на себя при постоянном значении общего шага
начать вывод вертолета из пикирования. Темп отклонения
ручки управления на себя (для уменьшения просадки на
выводе) должен быть таким, чтобы вертолет достиг мак-
симальной вертикальной перегрузки в течение первых 2—
3 с с момента начала вывода из пикирования.
2.13.8. При достижении на выводе из пикирования угла
тангажа на кабрирование 10° и прекращении снижения вер
толета плавным отклонением ручки управления от себя
перевести вертолет в горизонтальный полет и установить
режим работы двигателей, соответствующий очередному
режиму полета или маневру.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Пользоваться кнопкой сня-
тия усилий при выводе вертолета из пикирования из-
за возможного превышения предельных значений вер-
тикальной перегрузки запрещается.
2.13.9. Минимальная безопасная истинная высота
(Нюин) над рельефом местности для выполнения пикиро-
ваний в диапазоне барометрических высот до 3000 м в за
висимости от скорости ввода, угла пикирования, времени
его выдерживания и запаса высоты после вывода 20 м
должна быть не менее значений, приведенных в табл. 2.7.
84
Скорость ввода в пикирование, км/ч
h/ИХ 4В1ГОЯ1ЧЯ эээаТтойи я ВВКЭВЛИХЗОГ (ЭЯВК . л 280 300 300
8 <N и •кннвяойихип ей вроямв BITBhBH НИия 20 О CQ т—< в—1 130
и •аинвеойияии в вгона итн оо т—’ d S 1 d
h/ИХ ‘ВКОЯ1ЧЯ зээдйоди я квиавдихэог «эмви . Л 230 250 260 280 ОО оо о 04 СО 300 1 1 1 1
О СЧ и ‘кинвяойихип сн вРоягчя вквьва ,атц СО ОСО в—1 В— 130 150 180 180 8 1 d 1 1 1 1
И *аинвяодихии я ВРОЯВ QO ЮО т-«СЧ 200 300 400 1 1 1 1
h/ИХ *ВРОЯНЯ аээаЬойп я КВИЭВДИЛЭОР «эхеи . Л оо ООО В—4 1—4 190 230 ОО d со dd ОО юо d со 270 300* 1 290
S к ‘кинеяоёииип ей вРоягая BVBbBH «"«tf оо оо в—< 100 130 120 140 091 091 200 | 220 250
и 'аинвяойихии в его я я м,к// оо о ш В—1 В—1 S3 т-ч OJ 200 300 ОО оо оо d^ 350 | 450* | 450
h/ИХ ‘ВГОЯ1ЧЕ aaaalrodu я ввиэвлихэог .змеи . Л 130 140 150 175 ю о B-ld ОО о В—< d 220 270 I 250 300
о о и ‘ьинвяойииив ей вгояпя ВГВЬВН оо оо в—< 100 130 150 150 170 170 200 200 240 240
и 4аинвяоduxnu В <1ГОЯВ H,,ww 100 150 SS t-hCN 200 250 ою md dro 300 1 400 ' 400 480
э 'винвяодияни в1глЛ винвянжйэКня BMadfl юо В—1 lO <О> •г—< юо в—» too в—1 Ю о в—1 IQ О в—4
‘ВИНВНОЙИХНП 170ЛЛ to о> ю В—в О d tC сч 8
Примечания: 1. Ямин начала вывода из пикирования определена с учетом величины просадки вертолета
на выводе и обеспечения запаса высоты над рельефом после вывода 20 м.
2. Звездочкой отмечены параметры пикирования при времени выдерживания угла пикирования в течение 8 с.
85
Пример пользования табл. 2.7 приведен
7.18.
в подразделе
2.14. Горка
2.14.1. Перед вводом в горку необходимо:
— осмотреть воздушное пространство вперед и вверх;
— установить заданную скорость и соответствующий ей
режим работы двигателей;
— снять усилия с ручки управления.
2.14.2. Ввод в горку производить с горизонтального по-
лета отклонением ручки управления на себя на скоростях,
указанных в табл. 2.8. Рекомендуемая скорость ввода в
горку не менее 200 км/ч. Угол кабрирования при выпол-
нении горки не должен превышать 30°. Ввод и вывод из
горки производить при постоянном значении общего шага.
Таблица 2.8
Высота (барометрическая), м Максимальная скорость ввода в горку и боевой разворот, км/ч
До 500 500—1000 1000—2000 2000—3000 300 280 250 230
2.14.3. Темп и величина отклонения ручки управления
на себя должны быть такими, чтобы вертикальная пере-
грузка не превысила значений, указанных в табл. 2.3.
При повышении уровня вибраций вертолета при вводе в
горку, что свидетельствует о превышении допустимых зна-
чений вертикальной перегрузки, уменьшить темп отклоне-
ния ручки управления на себя.
2.14.4. При достижении заданного угла тангажа незна-
чительным отклонением ручки управления от себя зафик-
сировать этот угол. Тенденцию вертолета к уменьшению
угла кабрирования по мере уменьшения скорости на пря-
молинейном участке горки парировать своевременным и со-
размерным отклонением ручки управления на себя. Вели-
чину угла кабрирования на горке, отсутствие кренов и
скольжения контролировать по показаниям ПКП-72М.
2.14.5. При пилотировании одиночного вертолета разре-
шается выполнять горки (развороты и повороты на гор-
ке) с уменьшением общего шага несущего винта на 2—3°
в начале ввода в горку и с последующим его увеличением
86
до исходного значения после фиксации заданного угла тан-
гажа. При изменении общего шага не допускать заброса
и падения оборотов несущего винта за пределы допусти-
мых. При таком способе выполнения горок допускаются
вертикальные перегрузки на 0,2 больше, чем при выполне-
нии горок с постоянным значением общего шага.
2.14.6. Вывод из горки начинать при достижении ско-
рости 120—100 км/ч энергичным отклонением ручки управ-
ления от себя. Величина и темп отклонения ручки управ-
ления от себя должны быть такими, чтобы не допустить
уменьшения скорости ниже минимальной для данной вы-
соты и перегрузки менее 0,5.
2.14.7. После вывода вертолета из горки в горизонталь-
ный полет установить режим работы двигателей, соответ-
ствующий очередному режиму полета или маневру. Сред-
ние значения величин набора высоты за горку и времени
выполнения горок с исходных барометрических высот до
1000 м и скоростей ввода 250 км/ч и 280—300 км/ч при
соответствующем изменении угла тангажа на кабрирова-
ние от исходного приведены в табл. 2.9.
Таблица 2.9
Параметры горки Скорость ввода, км/ч
250 280-ЗЭ0
Изменение угла тангажа, 10 20 30 10 20 30
град Набор высоты за горку, м 400 260 240 900 500 400
Время выполнения горки, с 40 20 14 70 30 20
2.15. Разворот на горке
2.15.1. Разворот на горке применяется для быстрого
разворота на 180° (90°) после набора высоты на горке.
Техника выполнения первой половины фигуры не отлича-
ется от техники выполнения горки. Рекомендуемые ско-
рости ввода в горку 250—300 км/ч, при этом скорости по
высотам не должны превышать значений, указанных в
табл. 2.8, углы тангажа на кабрирование 20—30°. Разво-
рот на горке выполнять при постоянном значении общего
шага.
2.15.2. При достижении скорости на горке 150 км/ч от-
клонением ручки управления от себя начать вывод из гор-
ки и энергичным отклонением ручки управления и педали
ввести вертолет в разворот с креном 30—45° (чем больше
87
угол горки, тем больше должен быть крен на разво-
роте).
После достижения заданного крена соответствующим
отклонением ручки управления и педалей удерживать вер-
толет в координированном развороте, не допуская умень-
шения скорости менее 100 км/ч.
2.15.3. При выполнении левого разворота на горке вер-
толет имеет тенденцию к увеличению угла крена и энер-
гичному уменьшению скорости, которые парировать откло-
нением ручки управления вправо и от себя.
При уменьшении скорости менее 100 км/ч наблюдают-
ся неустойчивые показания указателя скорости.
При выполнении правого разворота на горке вертолет
имеет тенденцию к выходу из крена, которую парировать
соразмерным отклонением ручки управления в сторону вы-
полнения разворота (вправо).
2.15.4. За 20—30° до намеченного ориентира (заданно-
го курса) координированным отклонением ручки управле-
ния и педали вывести вертолет из разворота в горизонталь-
ный полет на скорости не менее 100 км/ч.
2.15.5. Основные характеристики разворота на горке
при начале маневра со скоростей 250—300 км/ч и реко-
мендованных параметрах выполнения имеют следующие
значения:
— время разворота на 180° на горке с момента ввода
в крен и до вывода из крена 10—17 с, при этом набор вы-
соты составляет от 100 до 200 м;
— время маневра от начала ввода в горку и до окон-
чания разворота на 180° по курсу составляет 20—30 с;
— набор высоты при выполнении маневра — 200—500 м.
2.16. Поворот на горке
2.16.1. Поворот на горке применяется для быстрого раз-
ворота на 180° с последующим переходом в пикирование.
Техника выполнения первой половины фигуры не отлича-
ется от техники выполнения горки. Рекомендуемые ско-
рости ввода в горку — 250—300 км/ч, при этом скорости
по высотам не должны превышать значений, указанных в
табл. 2.8, углы кабрирования — 20—30°.
Поворот на горке выполнять при постоянном значении
общего шага.
2.16.2. При достижении скорости на горке 150 км/ч от-
клонением ручки управления и плавным, но большим по
величине отклонением педали в сторону поворота вплоть
до упора ввести вертолет в разворот с креном до 45° с од-
новременным переводом в пикирование.
88
Педаль в сторону разворота и ручки управления от себя
отклонять настолько, чтобы угол тангажа на пикирова-
ние не превышал по абсолютной величине угла тангажа на
горке.
После разворота на 130—150° вертолет имеет тенден-
цию к увеличению угла пикирования. Отклонением ручки
управления на себя и уменьшением нажима на педаль в
сторону разворота не допускать увеличения угла пикиро-
вания.
2.16.3. Увеличение крена на левом повороте на горке
устранять своевременным и соразмерным отклонением руч-
ки управления вправо.
На правом повороте на горке тенденция вертолета к
увеличению угла крена не наблюдается.
2.16.4. За 15—20° до намеченного ориентира (заданно-
го курса) плавным отклонением ручки управления и пе-
дали в сторону, противоположную развороту, начать вы-
вод вертолета из разворота с таким расчетом, чтобы к мо-
менту изменения курса на 180° крен был убран полностью,
а угол пикирования был заданным.
Примечание. Пикирование в течение 5—7 с после разворота
на 180° происходит с оставшимся внешним скольжением, при этом
максимальное отклонение шарика указателя скольжения может дос-
тигать величины до двух диаметров.
2.16.5. По достижении заданной скорости вывода из пи-
кирования или минимальной высоты начала вывода из пи-
кирования (с учетом просадки на выводе) энергичным от-
клонением ручки управления на себя с достижением допу-
стимых значений вертикальной перегрузки вывести верто-
лет из пикирования.
2.16.6. В процессе поворота на горке положение верто-
лета в пространстве контролировать визуально с периоди-
ческим контролем величин крена, тангажа и скорости по
показаниям приборов.
2.16.7. При непреднамеренном уменьшении скорости на
горке менее 120 км/ч поворот на горке не выполнять, фи-
гуру закончить разворотом на горке с выходом в горизон-
тальный полет.
При непреднамеренном уменьшении скорости в процес-
се поворота на горке ниже 100 км/ч отклонением ручки
управления от себя и педали в сторону разворота ввести
вертолет в пикирование с углом до 20—30° и убрать крен.
После увеличения скорости до 130—150 км/ч вывести вер-
толет из пикирования.
При непреднамеренном увеличении угла пикирования в
процессе поворота на горке более 30° плавным отклонени-
89
ем ручки управления на себя уменьшить угол тангажа до
заданного.
2.16.8. Основные характеристики выполнения поворота
на горке практически не отличаются от характеристик вы-
полнения разворота на горке. При маневре со скоростей
250—300 км/ч и с рекомендованными параметрами ввода
и вывода характеристики фигуры имеют следующие зна-
чения:
— время маневра от начала ввода в горку до оконча-
ния поворота на 180° по курсу — 20—30 с;
— время поворота на 180° на горке с момента ввода
в крен и до вывода из крена—10—17 с, набор высоты за
это время составляет от 100 до 200 м;
— набор высоты при выполнении маневра — 200—500 м.
2.17. Снижение
2.17.1. Снижение с работающими двигателями в зави-
симости от высоты полета допускается как вертикальное,
так и по наклонным траекториям (планирование).
Снижение на режиме самовращения несущего винта
разрешается только по наклонной траектории.
2.18. Вертикальное снижение
с работающими двигателями
2.18.1. Вертикальное снижение производить:
— на высотах от 10 м до земли — в обычных полетах;
— на высотах от 200 до 10 м — в случаях невозможно-
сти планирования из-за наличия препятствий, по тактиче-
ским соображениям и при транспортировке груза на внеш-
ней подвеске.
2.18.2. При вертикальном снижении с высоты 200 м до
20 м не допускать скорости снижения более 5 м/с, с вы-
соты 20 м до 10 м — более 3 м/с, на режимах, близких к
взлетному, — более 2 м/с, а ниже 10 м скорость снижения
уменьшить с таким расчетом, чтобы к моменту приземле-
ния она была не более 0,2 м/с.
В случае самопроизвольного увеличения вертикальной
скорости снижения плавным увеличением общего шага
уменьшить ее; если при этом запас мощности двигателей
окажется недостаточным и обороты несущего винта будут
уменьшаться менее 93%. увеличение общего шага прекра-
тить и перейти на полет с поступательной скоростью.
Снижение вертолета по вертикали контролировать по
земле и индикатору висения.
90
2.19. Снижение с работающими двигателями
по наклонной траектории (планирование)
2.19.1. Планирование с работающими двигателями яв-
ляется основным видом снижения вертолета.
В зависимости от высоты полета на планировании раз-
решается выдерживать скорости полета, указанные в
табл. 2.1 книги II Инструкции.
Развороты на планировании разрешается выполнять с
углами крена, указанными в табл. 2.2.
Рекомендуемая скорость планирования на высотах:
— более 3000 м — 100 км/ч, вертикальная скорость
2—3 м/с;
— менее 3000 м— 140—150 км/ч, вертикальная ско-
рость— 5—7 м/с, а для получения наибольшей дальности —
170 км/ч с вертикальной скоростью 7—9 м/с.
2.19.2. Обороты несущего винта на планировании вы-
держиваются автоматически и должны быть (95±2)%.
2.20. Снижение на режиме самовращения
несущего винта
2.20.1. Снижение на режиме самовращения несущего
винта выполнять при отказе в полете двух двигателей или
поломке трансмиссии вертолета, а также с учебной целью.
Снижение на режиме самовращения несущего винта в
зависимости от высоты полета производить в диапазоне
скоростей, указанных в табл. 2.4 книги II Инструкции.
2.20.2. Для перевода вертолета на режим самовраще-
ния несущего винта в учебных целях необходимо:
— в горизонтальном полете установить скорость, на ко-
торой будет производиться снижение на режиме самовра-
щения несущего винта;
— уменьшить общий шаг несущего винта до минималь-
ного и убедиться, что обороты несущего винта составляют
(95±2) %;
— рукоятку коррекции газа повернуть влево до упора;
— стремление вертолета к развороту вправо и пикиро-
ванию парировать соответствующими отклонениями ручки
управления и педалей.
2.20.3. При снижении на режиме самовращения несуще-
го винта на скоростях более 200 км/ч создавать незначи-
тельный левый крен для уменьшения расхода левой пе-
дали.
2.20.4. В процессе снижения соответствующими откло-
нениями рычага общего шага поддерживать обороты несу-
щего винта равными 90—97%. При увеличении оборотов
91
несущего винта до 100% вертикальная скорость снижения
увеличивается до 3,5 м/с от исходного значения.
Для поддержания оборотов несущего винта в указан-
ном диапазоне в зависимости от высоты и полетного веса
общий шаг изменяется в пределах от 4,5 до 1°. При этом
чем больше высота и полетный вес, тем больше значение
общего шага. При снижении на каждую 1000 м изменения
высоты или уменьшении полетного веса на каждую 1000 кгс
на той же высоте общий шаг необходимо уменьшить при-
мерно на 1°.
2.20.5. Вертикальная скорость снижения зависит от ско-
рости полета и находится в пределах от 12 до 25 м/с. Наи-
меньшая вертикальная скорость снижения соответствует
скорости полета 120—140 км/ч.
Скорость полета, соответствующая максимальной даль-
ности планирования, равна 170—190 км/ч, вертикальная
скорость снижения при этом— 16 м/с.
2.20.6. Развороты на режиме самовращения выполнять
на скоростях полета 80 км/ч и менее с углами крена не
более 20°, на больших скоростях — не более 30°.
2.20.7. Для вывода вертолета из снижения на режиме
самовращения необходимо:
— перевести рукоятку коррекции газа в крайнее пра-
вое положение;
— плавным ступенчатым увеличением общего шага, не
допуская уменьшения оборотов несущего винта ниже 88%.
перейти в горизонтальный полет; потеря высоты в процес-
се вывода составляет 150—200 м (до барометрической вы-
соты — 3000 м).
2.21. Полеты с одним выключенным двигателем
2.21.1. Горизонтальный полет и моторное планирование
с одним выключенным двигателем в учебных целях про-
изводить в диапазоне скоростей 120—160 км/ч на высотах
от 500 до 1000 м.
Взлетный вес вертолета не должен превышать 10 500 кгс.
Развороты выполнять с креном не более 20°.
2.21.2. На вертолете с одним работающим двигателем
в стандартных атмосферных условиях при полетном весе
10 500 кгс возможен полет без снижения в диапазоне ско-
ростей, указанных в табл. 2.10.
2.21.3. Выключение и запуск двигателя в полете в учеб-
ных целях производить в диапазоне скоростей полета 140—
160 км/ч.
2.21.4. Выключение и запуск двигателя в полетах вы-
полняет обучаемый летчик по командам инструктора.
92
Таблица 2Л0
Высота (барометрическая), м Скорость, км/ч
при работе двига- теля на номиналь- ном режиме при работе двигате- ля на взлетном режиме
500 140—160 80—220
1000 — 110—180
2.21.5. Последовательность действий при выключении
двигателя следующая:
— на заданной высоте над аэродромом установить ско-
рость 140—160 км/ч и убедиться, что показания приборов
нормальные;
— запустить двигатель АИ-9В и убедиться в его нор-
мальной работе; порядок запуска в полете АИ-9В не от-
личается от порядка его запуска на земле;
— перевести рычаг раздельного управления выключае-
мого двигателя вниз до упора и по указателям оборотов
турбокомпрессора и режимов работы двигателей проконт-
ролировать, что второй двигатель при положении его ры-
чага раздельного управления в среднем положении на за-
щелке вышел на повышенный режим работы; обороты не-
сущего винта должны сохраняться в пределах 95±2%;
— через 1 мин рычаг стоп-крана двигателя, работаю-
щего на малом газе, перевести в положение ЗАКРЫТО;
— выполнить полет в соответствии с заданием.
Разбалансировка вертолета при выключении одного дви-
гателя практически не ощущается.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. При незапуске АИ-9В,
невыходе невыключаемого двигателя на повышенный
режим работы или уменьшении оборотов несущего
винта ниже 93% выключение двигателя не произво-
дить.
2. Запуск АИ-9В в учебном полете при темпера-
туре наружного воздуха ниже минус 40° С запреща-
ется.
2.21.6. Перед запуском выключенного двигателя уста-
новить скорость полета 140—160 км/ч.
2.21.7. Убедиться, что рычаг раздельного управления за-
пускаемого двигателя находится на нижнем упоре, а его
обороты по указателю турбокомпрессора не превышают
7%.
93
2.21.8. Произвести запуск выключенного двигателя. По-
рядок запуска двигателя в полете не отличается от поряд-
ка его запуска на земле. После выхода двигателя на ре-
жим малого газа выключить АИ-9В.
2.21.9. Убедиться, что температура масла запущенного
двигателя не ниже плюс 30° С. Если температура масла
окажется ниже указанной, прогреть двигатель на малом
газе до ее достижения и перевести рычаг раздельного уп-
равления этого двигателя в среднее положение на защелку.
2.21.10. Отклонением рычага общего шага установить
режим работы двигателей, обеспечивающий горизонталь-
ный полет с заданной скоростью.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Запуск двигателя в по-
лете при оборотах авторотации турбокомпрессора вы-
ше 7% запрещается. Если обороты авторотации пре-
вышают указанную величину, необходимо уменьшить
скорость полета до установления заданной величины
оборотов.
2. Общий налет вертолета с одним работающим
двигателем за время эксплуатации для редуктора не
должен превышать 10% его ресурса (по 5% от каж-
дого двигателя).
3. При работе двигателя на взлетном режиме не
превышать установленные ограничения по времени
непрерывной работы.
2.22. Посадка
2.22.1. На вертолете разрешаются следующие виды по-
садок:
— посадка по-вертолетному при зависании в зоне влия-
ния земли;
— посадка по-вертолетному при зависании вне зоны
влияния земли;
— посадка по-самолетному (с пробегом);
— посадка с одним работающим двигателем (в учеб-
ных целях);
— посадка по-самолетному с «подрывом> несущего
винта.
2.22.2. Перед выполнением посадки на площадки (аэро-
дромы), расположенные на больших барометрических вы-
сотах, чем площадка взлета, и температурах наружного
воздуха выше указанных в табл. 2.11 необходимо убедить-
ся в работоспособности системы подвижных упоров.
Работоспособность подвижных упоров определяется по
положению подвижного индекса нулевого индикатора на
«94
Таблица 2.II
Высота (барометрическая), м Температура наружного воздуха, °C
0 + 15
500 0
1000 —15
1500 —30
2000 —45
пульте подвижных упоров левее нейтрального (чем боль-
ше высота и температура наружного воздуха, тем ближе
к крайнему левому положению).
Если положение подвижного индекса не соответствует
указанному, посадку произвести в соответствии с особым
случаем при отказе системы подвижных упоров (ст. 5.33.2).
2.22.3. Посадку выполнять по возможности против вет-
ра. В случае необходимости разрешается выполнять посад-
ку с боковым и попутным ветром скоростью до 10 м/с. По-
садка с попутным ветром приводит к существенному уве-
личению потребной посадочной дистанции.
2.22.4. Перед заходом на посадку перенастроить оборо-
ты несущего винта на 95%, если полет по маршруту вы-
полнялся па оборотах 92—93%.
2.22.5. Перед выполнением посадки при температуре на-
ружного воздуха выше плюс 15° С выключить систему кон-
диционирования воздуха. Перед выполнением посадки
включить ПЗУ (для вертолетов с ПЗУ).
2.22.6. По достижении на посадке высоты, установлен-
ной на шкале указателя РВ-5 (А-037) задатчиком опасной
высоты, и скорости менее 70 км/ч информатор РИ-65 вы-
дает команду «Выпусти шасси».
2.22.7. Перед посадкой необходимо проверить готовность
экипажа к ней по контрольной карте (приложение 1).
2.23. Посадка по-вертолетному
с зависанием в зоне влияния земли
2.23.1. Посадка с зависанием в зоне влияния земли яв-
ляется основным видом посадки вертолета.
2.23.2. Планирование или горизонтальный полет перед
посадкой производить на скорости 70—130 км/ч. Рекомен-
дуемая скорость планирования — 80 км/ч.
2.23.3. На высоте 50 м относительно уровня посадоч-
ной площадки выпустить шасси, для чего кран уборки-вы-
95
пуска перевести в положение ВЫПУЩЕНО (вниз) и про-
контролировать выпуск шасси по загоранию зеленых ламп
сигнализации.
При заходе на посадку по коробочке шасси выпустить
после третьего разворота на скорости не более 150 км/ч.
2.23.4. Уменьшение скорости производить плавным от-
клонением ручки управления на себя. Уточнение на по-
садку производить изменением вертикальной скорости сни-
жения путем увеличения или уменьшения общего шага не-
сущего винта.
В процессе торможения и уточнения расчета на посад-
ку вертикальная скорость снижения не должна превышать
3 м/с. Торможение производить с таким расчетом, чтобы
на высоте 10 м над торцом летной полосы скорость со-
ставляла 50—60 км/ч.
С высоты 8—5 м дальнейшим плавным отклонением
ручки управления на себя и увеличением общего шага про-
извести зависание на высоте 2—3 м.
В процессе торможения и зависания нагрузки с ручки
управления снимать короткими нажатиями на кнопку сня-
тия усилий.
2.23.5. Перед зависанием своевременным отклонением
ручки управления и педалей парировать стремление вер-
толета к увеличению угла тангажа, развороту и кренению.
Стремление вертолета к левому развороту парировать уп-
реждающим отклонением правой педали.
2.23.6. После зависания сбалансировать вертолет и плав-
ным уменьшением общего шага выполнить вертикальное
снижение со скоростью к моменту приземления не более
0,2 м/с, не допуская боковых перемещений вертолета.
2.23.7. Уменьшать общий шаг несущего винта до мини-
мального значения после приземления разрешается при
полной уверенности, что вертолет устойчиво стоит колеса-
ми шасси на твердом грунте.
Стремление вертолета к развороту вправо при умень-
шении общего шага парировать отклонением левой педали.
2.23.8. При посадке с боковым ветром удерживать вер-
толет от смещений на режиме висения отклонением ручки
управления против ветра до полного приземления и устой-
чивой стоянки вертолета на грунте.
2.23.9. Для ухода на второй круг плавно увеличить об-
щий шаг несущего винта и отклонением ручки управления
от себя перевести вертолет на разгон до скорости 130 км/ч
с одновременным набором высоты.
Если полет по кругу будет производиться на скорости
менее 160 км/ч, шасси не убирать.
56
2.24. Посадка по-вертолетному
с зависанием вне зоны влияния земли
2.24.1. Посадку с зависанием вне зоны влияния земли
производить в том случае, когда препятствия на подходах
к площадке не позволяют выполнить зависание вблизи
земли.
2.24.2. Порядок выполнения посадки с зависанием вне
зоны влияния земли не отличается от порядка посадки с
зависанием в зоне ее влияния.
2.24.3. На высоте 50 м выше уровня препятствий выпу-
стить шасси и начать плавное торможение с таким расче-
том, чтобы зависание выполнить на высоте на 5 м выше
окружающих препятствий.
2.24.4. В тех случаях, когда летчик не смог плавно
уменьшить скорость полета при подлете к ограниченной
площадке, необходимо прекратить дальнейшее снижение и
уменьшение скорости, уйти на второй круг и выполнить
повторный заход на посадку с учетом допущенных ошибок.
2.24.5. Снижение после зависания производить с вер-
тикальной скоростью не более 2 м/с. Контроль за верти-
кальной скоростью снижения производить визуально по
земле и индикатору висения.
К моменту приземления вертикальная скорость сниже-
ния не должна превышать 0,2 м/с.
2.24.6. В процессе снижения всем членам экипажа сле-
дить за препятствиями, окружающими площадку, и свое-
временно докладывать летчику о приближении вертолета
к ним.
2.25. Посадка по-самолетному (с пробегом)
2.25.1. Посадка по-самолетному производится при не-
возможности зависания вертолета из-за недостатка рас-
полагаемой мощности двигателей (площадки и аэродро-
мы, расположенные на больших высотах над уровнем мо-
ря, высокие температуры наружного воздуха) и в учебных
целях.
Посадку производить на аэродром или на ровную про-
веренную посадочную площадку, обеспечивающую безопас-
ный подход, выполнение предпосадочного снижения и
пробег.
2.25.2. Планирование или горизонтальный полет перед
посадкой выполнять на скорости 70—130 км/ч. Рекомен-
дуемая скорость планирования 80 км/ч.
2.25.3. По достижении высоты 50 м по отношению к
уровню посадочной площадки выпустить шасси и плавным
7 Зак. 3173дсп 97
отклонением ручки управления на себя начать торможе-
ние вертолета.
Вертикальную скорость снижения выдерживать плавны-
ми отклонениями рычага общего шага, не допуская ее уве-
личения более 3 м/с.
2.25.4. Дальнейшее торможение осуществлять1 плавным
отклонением ручки управления на себя и увеличением об-
щего шага несущего винта с таким расчетом, чтобы на
высоте 10 м над торцом летной полосы скорость составляла
50—60 км/ч, на высоте 3—5 м — 40—50 км/ч, а верти-
кальная скорость снижения не превышала 0,5 м/с.
2.25.5. Плавно приземлить вертолет на основные коле-
са, уменьшить общий шаг несущего винта до 6—8°, откло-
нением ручки управления на себя на 1/3 хода с одновре-
менным использованием тормозов колес шасси произвести
торможение вертолета. После остановки вертолета уста-
новить ручку управления в нейтральное положение и умень-
шить общий шаг несущего винта до минимального зна-
чения.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Отклонение ручки уп-
равления на себя за нейтральное положение при ми-
нимальном значении общего шага на пробеге запре-
щается в целях предотвращения удара лопастей не-
сущего винта о хвостовую балку.
2. Скорость приземления не должна превышать
80 км/ч.
2.26. Посадка по-самолетному с «подрывом»
несущего винта
2.26.1. Расчет на посадку производить таким образом,
чтобы начало предпосадочного маневрирования (точка
выравнивания) находилось на удалении 40—50 м от точки
приземления. На планировании выдерживать поступатель-
ную скорость 70—80 км/ч и вертикальную — 2—3 м/с.
2.26.2. С высоты 40 м начать плавное уменьшение ско-
рости полета с таким расчетом, чтобы к высоте 20—15 м
(по радиовысотомеру) она составляла 60—50 км/ч при
вертикальной скорости снижения 1—2 м/с.
2.26.3. Маневр предпосадочного торможения произво-
дить с таким расчетом, чтобы на высоте 5—4 м режим ра-
боты двигателей был близок к взлетному, поступательная
скорость относительно земли составляла не менее 40 км/ч,
а вертикальная — не более 1 м/с.
2.26.4. С высоты 5—4 м отклонением ручки управления
от себя придать вертолету посадочное положение (угол тан-
98
гажа 7—8°), исключающее возможность касания земли
хвостовой опорой, но обеспечивающее дальнейшее умень-
шение поступательной скорости к моменту приземления
вертолета.
2.26.5. Уменьшение вертикальной скорости с высоты 4—
3 м производить путем дальнейшего увеличения общего ша-
га с таким темпом, чтобы не допускать падения оборотов
несущего винта менее 88%.
2.26.6. После приземления на основные колеса умень-
шить общий шаг несущего винта до 6—8°, отклонением руч-
ки управления на себя на 1/3 хода с одновременным ис-
пользованием тормозов колес шасси произвести торможе-
ние вертолета. Длина пробега при этом составляет 70—
100 м и посадочная дистанция с высоты 10 м — 250 м на
аэродроме (площадке), расположенном на высоте 1500 м
над уровнем моря.
2.27. Посадка с одним работающим двигателем
в учебных целях
2.27.1. Посадку вертолета с одним выключенным двига-
телем в учебных целях производить на ровную проверен-
ную площадку, имеющую безопасные подходы, или на аэро-
дром. Вес вертолета при выполнении посадки не должен
превышать 10 500 кгс.
2.27.2. После выполнения третьего разворота выпустить
шасси и уточнить расчет на посадку, выключить СКВ и
ПОС двигателей.
2.27.3. Выключение одного двигателя в полете произво-
дить в такой последовательности:
— на заданной высоте над аэродромом установить ско-
рость 140—160 км/ч и убедиться, что показания приборов
нормальные;
— перевести рычаг раздельного управления выключае-
мого двигателя вниз до упора и по указателям оборотов
турбокомпрессоров и режимов работы двигателей проконт-
ролировать, что второй двигатель при положении его ры-
чага раздельного управления в среднем положении на за-
щелке вышел на повышенный режим работы; обороты не-
сущего винта должны сохраняться в пределах (95±2) %;
— выполнить четвертый разворот на высоте 200 м, вы-
ключить двигатель (проработавший на малом газе не ме-
нее 1 мин) переводом стоп-крана в положение ЗАКРЫТО.
2.27.4. Планирование или горизонтальный полет перед
посадкой выполнять на скорости 140—160 км/ч.
2.27.5. Плавным отклонением ручки управления на се-
бя начать торможение вертолета с таким расчетом, чтобы
7*
99
на высоте 50 м по отношению к уровню аэродрома ско=
рость была 50—60 км/ч.
Вертикальную скорость снижения выдерживать плавны-
ми отклонениями рычага общего шага, не допуская ее уве-
личения более 3 м/с.
2.27.6. Дальнейшее торможение осуществлять отклоне-
нием ручки управления на себя и увеличением общего ша-
га несущего винта с таким расчетом, чтобы за 100—150 м
до места приземления на высоте 3—5 м скорость полета
была 40—50 км/ч.
2.27.7. На высоте 3—5 м незначительным отклонением
ручки управления от себя придать вертолету посадочный
угол тангажа и плавным увеличением общего шага умень-
шить вертикальную скорость с таким расчетом, чтобы к
моменту приземления она была не более 0,2 м/с.
2.27.8. Приземлить вертолет на основные колеса и без
задержки плавно опустить рычаг общего шага вниз до
упора с одновременным отклонением ручки управления ют
себя на 50—60 мм для предотвращения удара лопастей
несущего винта по хвостовой балке. После касания перед-
него колеса поверхности площадки применить тормоза ко-
лес.
После окончания пробега запустить двигатель.
2.27.9. Оператору в полете наблюдать:
— за величиной оборотов несущего винта (особенно на
висении);
— за препятствиями в полосе взлета и посадки;
— за величиной высоты и скорости (особенно при по-
летах на малых высотах и при ограниченной видимости).
В случае отклонения величин от установленных доло-
жить летчику. Кроме того, оператор обязан:
— прослушивать эфир и по радиообмену оценивать воз-
душную обстановку;
— вести визуальную ориентировку и оказывать летчику
помощь в выполнении навигационных расчетов.
Посадка при одном работающем
двигателе в учебных целях
с коротким пробегом
2.27.10. После выполнения четвертого разворота на вы-
соте 200 м и выключения одного двигателя стоп-краном ры-
чаг раздельного управления работающего двигателя пере-
вести вверх до упора. При этом рукоятка коррекции газа
повернется влево.
Установить скорость планирования 80 км/ч, а верти-
кальную скорость снижения 3 м/с.
1О0
Уточнение расчета на посадку производить отклонени-
ем рычага общего шага, при этом не допускать поворота
рукоятки коррекции газа вправо в целях исключения пе-
ревода рычага раздельного управления работающего дви-
гателя вниз и уменьшения режима его работы.
По достижении высоты 15—20 м энергичным отклоне-
нием ручки управления на себя выполнить торможение ско-
рости с таким расчетом, чтобы к моменту увеличения об-
щего шага для гашения вертикальной скорости она со-
ставляла 30—40 км/ч.
Высота начала торможения в указанном диапазоне вы-
бирается в зависимости от полетного веса вертолета и ско-
рости встречного ветра.
Чем больше вес вертолета и меньше скорость ветра,
тем больше высота начала торможения; чем меньше вес
вертолета и больше скорость ветра, тем меньше высота
начала торможения.
При малых значениях полетного веса вертолета в целях
недопущения преждевременного уменьшения вертикальной
скорости общий шаг несущего винта уменьшить на 1—2°.
На высоте 5—7 м отклонением ручки управления от
себя придать вертолету посадочный угол тангажа.
С высоты 3—4 м энергичным увеличением общего шага
уменьшить вертикальную скорость снижения до 0,2 м/с к
моменту приземления с одновременным отклонением руч-
ки управления от себя для удержания вертолета в поса-
дочном угле тангажа.
После приземления вертолета на основные колеса и
опускания носового колеса уменьшить общий шаг до ми-
нимального, отклонить ручку управления к нейтральному
положению и применить тормоза колес.
После остановки вертолета на пробеге повернуть руко-
ятку коррекции газа в крайнее правое положение, рычаг
раздельного управления установить в среднее положение
на защелку и запустить выключенный двигатель.
2.28. Окончание полета и останов двигателей
2.28.1. Зарулить вертолет на стоянку с таким расчетом,
чтобы последние 1—2 м перед остановкой руление осуще-
ствлялось по прямой, и плавно затормозить колеса шасси.
2.28.2. После остановки вертолета установить ручку уп-
равления вертолетом в нейтральное положение и переме-
стить рычаг общего шага вниз до упора.
2.28.3. Убедиться, что направление и скорость ветра
обеспечивают безопасное выключение двигателей и оста-
нов несущего винта.
101
При скорости ветра до 10 м/с останавливать несущий
винт и выключать двигатели разрешается при любом по-
ложении вертолета относительно направления ветра.
При скорости ветра от 10 до 25 м/с разрешаются вы-
ключение двигателей и останов несущего винта только при
положении вертолета носом против ветра.
2.28.4. Перед выключением двигателей разгерметизиро-
вать кабину, выключить СКВ, ПЗУ, все потребители элек-
троэнергии, за исключением пожарных кранов, противопо-
жарной системы и приборов контроля работы силовой уста-
новки.
Включить преобразователь ПО-750 и выключить гене-
раторы, трансформаторы и выпрямительные устройства.
2.28.5. Перевести рукоятку коррекции газа влево до упо-
ра и работать на малом газе для охлаждения двигателей
в течение не менее 1 мин летом и 2—3 мин зимой.
2.28.6. Выключить двигатели путем перевода стоп-кра-
нов в положение ЗАКРЫТО и по бортовым часам проконт-
ролировать время выбега роторов турбокомпрессоров до
полного останова.
Останов двигателей контролируется по указателю обо-
ротов турбокомпрессоров. Время выбега должно быть не
менее 40 с до оборотов турбокомпрессоров 3%.
2.28.7. После останова двигателей закрыть пожарные
краны, выключить все потребители электроэнергии, АЗС и
аккумуляторы.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. В целях исключения су-
хого трения между подвижными деталями насоса ре-
гулятора HP-ЗА (HP-ЗВ) запрещается закрытие по-
жарных кранов до полного прекращения вращения
ротора компрессора.
2. Выключать аккумуляторы при включенных по-
требителях электроэнергии запрещается из-за возмож-
ного выхода из строя автоматического переключателя
питания (АПП-1А).
2.28.8. Тормозить несущий винт с целью его останова
разрешается только в случае необходимости.
Для останова несущего винта вначале следует перио-
дически плавно включать и выключать тормоз до тех пор,
пока число оборотов не достигнет 15% •
Затем, когда одна из лопастей будет подходить к пло-
скости симметрии вертолета в передней полусфере, пол-
ностью остановить несущий винт отклонением ручки на
себя.
2.28.9. До останова несущего винта экипажу находить-
ся на своих рабочих местах.
io2
После полета сообщить бортовому технику все замеча-
ния о работе авиационной техники.
2.29. Полеты ночью
в простых метеорологических условиях
2.29.1. Полеты ночью разрешается производить при ско-
рости ветра не более 15 м/с.
2.29.2. При температуре наружного воздуха плюс 5° С
и ниже включить обогрев ППД, обогрев двигателей вруч-
ную в целях обеспечения нормальных условий работы дви-
гателей при случайном попадании в зону обледенения.
2.29.3. Перед выруливанием убедиться, что все необхо-
димое для руления и полета светотехническое оборудова-
ние включено (освещение приборных досок и пультов уп-
равления, аэронавигационные, контурные и строевые огни,
светосигнальный маяк).
Включить рулежную фару. Выпустить посадочно-поис-
ковую фару и отрегулировать направление ее луча. Руле-
ние выполнять с включенными обеими фарами.
Примечание. На вертолетах, оборудованных одной посадоч-
но поисковой фарой, руление выполнять с включенной фарой, перио-
дически просматривая пространство поворотом луча фары.
Непрерывное время работы ламп-фар ЛФСМ27-450-3
допускается не более 1 ч, после чего необходим перерыв
для охлаждения в течение 20 мин.
На вертолетах, оборудованных лампами-фарами типа
СМФ-5, ЛФСМ28-200-130, непрерывное время работы их
должно быть не более 5 мин, после чего необходим пере-
рыв для охлаждения в течение 5 мин.
2.29.4. Работу силовой установки и управления верто-
летом проверить на висении на высоте 2—3 м в освещен-
ной наземными светотехническими средствами полосе или
при включенных фарах (фаре). Направление луча поса-
дочно-поисковой фары изменять с помощью кнопки, рас-
положенной на рычаге «шаг-газ».
2.29.5. Перемещения и подлеты на высотах до 10 м вы-
полнять со скоростью: вперед — не более 15 км/ч, назад
и в стороны — не более 5 км/ч.
Перемещения боком и хвостом против ветра произво-
дить при скорости ветра не более 5 м/с.
Скорость перемещения контролировать по земле, высо-
ту— по земле и показаниям радиовысотомера.
Взлет ночью с неосвещенной площадки (аэродрома) и
посадку на нее выполнять с включенной фарой при на-
личии в месте взлета и посадки светового ориентира.
103
2.29.6. Пилотировать вертолет при взлете ночью так
же, как и при взлете днем. После отделения от земли не
допускать боковых смещений вертолета, ориентируясь по
участку земли, освещенному светом фар (фары), и стар-
товым огням.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При висении ночью над не
освещенной наземными светотехническими средствами
поверхностью перемещение вертолета назад запреща-
ется.
2.29.7. Разгон и набор высоты выполнять более плавно,
чем днем. На высоте 50 м и скорости 150 км/ч перейти
на пилотирование по приборам, убрать шасси, выключить
фары (фару) и установить заданный режим набора вы-
соты.
2.29.8. В процессе набора высоты удерживать силуэт
самолета ПКП-72М на нулевой черте, контролируя режим
набора по показаниям вариометра, указателей высоты и
скорости полета.
2.29.9. Пилотирование вертолета ночью разрешается во
всем диапазоне скоростей, установленном для пилотирова-
ния днем.
Горизонтальный полет выполнять на высоте ниже 150 м
над рельефом местности. Развороты и спирали выполнять
с креном не более 20°.
2.29.10. Пилотирование осуществлять по приборам с пе-
риодическим просмотром воздушного пространства (для
осмотрительности) и наземных ориентиров (для ведения
ориентировки).
На время прослушивания позывных приводной радио-
станции и настройки АРК-15 на удалении от ПРС более
50 км контурные огни выключить.
2.29.11. Построение маневра, расчет и заход на посадку
и посадку производить так же, как и днем. Однако при
выполнении посадки требуется повышенное внимание для
определения положения вертолета в пространстве.
Шасси выпустить после третьего разворота на скорости
150 км/ч, а при заходе на посадку с прямой—на той же
скорости на высоте 100 м и удалении не менее 3 км.
2.29.12. На высоте 100—50 м включить фары (фару)
и отрегулировать направление луча посадочно-поисковой
фары.
На вертолетах, оборудованных одной посадочно-поис-
ковой фарой, взлет с неосвещенной площадки (аэродрома)
и посадку на нее ночью выполнять запрещается.
104
2.29.13. Высоту при выполнении посадки определять по
радиовысотомеру с визуальным контролем по освещенным
участкам земли и световым ориентирам.
2.29.14. Если от света фар (фары) на предпосадочном
снижении появляется световой экран, затрудняющий на-
блюдение за землей (при полете в дождь или снегопад),
фары (фару) выключить, а место посадки определять по
земле, освещенной наземными светотехническими средства-
ми, или по другим световым ориентирам.
2.29.15. После приземления уменьшить общий шаг не-
сущего винта плавно и только при полной уверенности, что
вертолет устойчиво стоит на земле.
Дальнейшие действия экипажа не отличаются от дей-
ствий, изложенных в подразд. 2.28 «Окончание полета и
останов двигателей», при этом фары (фару) выключить
после перевода рукоятки коррекции в левое положение,
оставив включенными контурные огни, аэронавигационные
и строевые огни, светосигнальный маяк. Указанное свето-
техническое оборудование и аккумуляторы выключить по-
сле останова двигателей и несущего винта.
2.30. Полеты в сложных
метеорологических условиях днем и ночью
2.30.1. К полетам в сложных метеорологических усло-
виях днем в облаках допускаются летчики после отработ-
ки твердых навыков в пилотировании вертолета в закры-
той кабине и в выполнении заходов на посадку с приме-
нением посадочных систем.
К полетам в сложных метеорологических условиях но-
чью в облаках допускаются летчики после отработки по-
летов ночью в ПМУ и днем в облаках.
2.30.2. Перед выполнением полета в сложных метеоро-
логических условиях необходимо тщательно изучить пого-
ду района предстоящих полетов. При изучении погоды осо-
бое внимание обратить на наличие обледенения, скорость и
направление ветра, температуру воздуха и влажность.
2.30.3. Перед выруливанием проверить, включены ли
все необходимые для выполнения полета автоматы защиты
сети (АЗС) и выключатели, САРПП-12Д, РИ-65 и МС-61,
убедиться по сигнальным табло в нормальной работе ав-
топилота, аппаратуры ДИСС-15 и систем электропитания,
в правильности показаний ПКП-72М и УКТ-2 курсовой си-
стемы, высотомеров РВ-5 (А-037) и ВД-10, радиокомпаса
АРК-15, радиостанций МВ и KB-диапазонов и в исправ-
ности противообледенительной системы двигателей, несуще-
105
го и рулевого винтов, системы кондиционирования и стек-
лоочистителей.
На часах АЧС-1 установить точное время.
При ночных полетах проверить исправность светотех-
нического оборудования, отрегулировать яркость освеще-
ния, яркость световых табло и включить фары (фару).
2.30.4. При температуре наружного воздуха плюс 5° С
и ниже обогрев ППД. противообледенительную систему дви-
гателей включать перед выруливанием и выключать после
заруливания вертолета на стоянку независимо от того, име-
ется обледенение или нет.
При отрицательных температурах наружного воздуха
во избежание запотевания и обмерзания остекления каби-
ны после перевода двигателей на автоматический режим
работы (коррекция вправо) включить систему кондицио-
нирования, обогрев остекления кабины.
2.30.5. После выруливания к месту взлета согласовать
курсовую систему, вращением потенциометра ЗК устано-
вить широкую стрелку прибора РМИ-2 на магнитный курс
взлета, предварительно убедившись, что правая ручка
прибора РМИ-2 установлена в положение ЗК. Убедиться
в том, что радиовысотомер включен и произведена уста-
новка заданной опасной высоты, ПКП-72М и указатель
крена и тангажа работают нормально, стрелка радиоком-
паса АРК-15 правильно показывает направление на при-
водную радиостанцию.
2.30.6. После оценки воздушной обстановки по радиооб-
мену и осмотра воздушного пространства командиру эки-
пажа запросить разрешение на взлет; получив разреше-
ние, произвести взлет. Висение у земли выполнять визу-
ально.
2.30.7. После взлета на высоте не менее 50 м убрать
шасси, выключить фары (фару) и до входа в облака уста-
новить скорость полета для набора высоты 150 км/ч и вер-
тикальную скорость 3—4 м/с.
Снять нагрузки с ручки управления, убедиться в пра-
вильности показания ПКП-72М, указателей радиокомпаса
и курсовой системы.
Правильность показаний ПКП-72М проверяется при
установлении заданного режима набора высоты путем со-
поставления с фактическим положением вертолета относи-
тельно естественного горизонта.
Правильность показаний курсовой системы и радиоком-
паса по радиомагнитному индикатору РМИ-2 — путем со-
поставления с фактическим положением вертолета отно-
сительно оси ВПП и приводной радиостанции.
106
В тех случаях, когда линия естественного горизонта не
просматривается, исправность ПКП-72М проверить срав-
нением с показаниями УКТ-2 по сочетанию показаний ука-
зателей курса РМИ-2, скольжения и вариометра:
— вертолет летит без крена, если курс сохраняется по-
стоянным, а шарик указателя скольжения находится в
центре;
— увеличению (уменьшению) угла тангажа вертолета
соответствует увеличение (уменьшение) вертикальной ско-
рости набора высоты.
За 25—30 м до входа в облака полностью перейти на
пилотирование по приборам.
Полеты ночью в облаках разрешается выполнять, если
обледенение имеет слабую интенсивность.
2.30.8. Момент входа в облака ночью определять по ис-
чезновению наземных ориентиров, огней ВПП и появлению
светового экрана от бортовых огней. Момент выхода вер-
толета из облаков определять по появлению наземных ори-
ентиров, исчезновению светового экрана и появлению ог-
ней ВПП.
2.30.9. Летчику вывести вертолет из облаков в следую-
щих случаях:
— при возникновении повышенной вибрации и тряски
конструкции вертолета и ухудшении управляемости;
— (При возникновении ненормальностей в работе сило-
вой установки.
2.30.10. Горизонтальный полет в облаках выполнять на
скоростях, указанных в табл. 2.1. Полеты в неспокойной
атмосфере (при наличии значительной болтанки) выпол-
нять на скорости 200 км/ч.
Набор высоты и снижение в облаках производить на
скоростях 130—200 км/ч. Развороты, спирали выполнять
с креном не более 20°.
2.30.11. Переход с режима планирования на режим на-
бора высоты и обратно выполнять через режимы горизон-
тального полета, при этом рычаг общего шага следует пе-
ремещать плавными движениями.
2.30 12. Пилотирование вертолета в облаках осуществ-
лять по показаниям ПКП-72М, курсовой системы и радио-
компаса с периодическим контролем по указателю скоро-
сти, вариометру, высотомеру и указателю скольжения. Пу-
тевую скорость и угол сноса контролировать по указателю
аппаратуры ДИСС-15. Местонахождение вертолета конт-
ролировать по картографическому планшету и индикато-
ру координат.
Пилотируя вертолет в облаках, необходимо постоянно
контролировать правильность показаний пилотажных при-
107
боров, сравнивая их взаимные показания и показания дуб-
лирующих приборов, для своевременного определения воз-
можных отказов в их работе. Отказ ПКП-72М может быть
обнаружен по показаниям дублирующего указателя крена
и тангажа УКТ-2. В этом случае наблюдается следую-
щее несоответствие показаний ПКП-72М режиму по-
лета:
— значительное увеличение (уменьшение) вертикальной
скорости и скорости полета при неизменном режиме рабо-
ты двигателей;
— изменение курса при отсутствии крена на ПКП-
72М.
Отказ барометрических приборов летчик может опре-
делить сравнением их показаний с показаниями ПКП-72М,
ДИСС-15, РВ-5 (А-037) и с показаниями барометрических
приборов в кабине оператора. При отказе барометрических
приборов в кабине летчика перевести переключатель ППД
в положение ПРАВЫЙ. При отказе барометрических при-
боров в кабине летчика и в кабине оператора контроль
скорости полета осуществлять по указателю скорости ап-
паратуры ДИСС-15, ПКП-72М или УКТ-2 и по режиму ра-
боты двигателей, а контроль снижения или набора высо-
ты— по указателю РВ-5 (А-037).
При обнаружении отказа одного или нескольких прибо-
ров перейти к пилотированию по дублирующим приборам,
прекратить выполнение задания, доложить об этом руко-
водителю полетов, вывести вертолет из облаков и произве-
сти посадку на аэродром.
При полете по приборам необходимо чаще контроли-
ровать курс полета, так как даже при небольшом крене,
практически незаметном по ПКП-72М, вертолет уходит с
курса.
2.30.13. Вертолетовождение с использованием аппарату-
ры ДИСС-15, картографического планшета производить в
соответствии с рекомендациями, изложенными в подразд.
2.36 «Вертолетовождение с использованием аппаратуры
ДИСС-15».
2.30.14. При полетах по маршруту в облаках использо-
вать систему САУ-В24-1 в соответствии с рекомендациями,
изложенными в подразд. 2.8 «Полет по маршруту с вклю-
ченным режимом «Маршрут» САУ».
2.30.15. Полет в облаках производить только с исправ-
ным автопилотом. При полном или частичном отказе ав-
топилота прекратить выполнение задания, доложить об
этом руководителю полетов и произвести посадку на аэро-
дром.
108
2.31. Заход и расчет на посадку по большой коробочке
2.31.1. Заход и расчет на посадку по приборам в об-
лаках и в закрытой кабине выполнять по приводной ра-
диостанции, установленной на удалении 1300 м от места
приземления.
При подготовке к полету по коробочке необходимо рас-
считать по известному ветру магнитные курсы, путевое
время, курсовые углы и магнитные пеленги радиостанции
всех разворотов и траверза с учетом угла сноса.
Полученные данные свести в таблицу и использовать
в полете. Для контроля УС и W применять аппаратуру
ДИСС 15.
Высота полета на горизонтальном участке коробочки —
300 м, скорость горизонтального полета 160 (200) км/ч по
прибору. Крены при разворотах выдерживать 10—15°. Схе-
ма захода по большой коробочке указана на рис. 2.1.
При одновременных полетах по коробочке различных ти-
пов вертолетов скорость горизонтального полета выдержи-
вать 160 км/ч.
2.31.2. С началом взлета и перевода вертолета в раз-
гон включить секундомер. После взлета и уборки шасси
установить режим набора высоты на скорости 150 км/ч
с вертикальной скоростью набора 2—3 м/с. Заданный ре-
жим полета устанавливать до входа в облака.
После достижения высоты полета 300 м вертолет пере-
вести в горизонтальный полет и установить скорость по-
лета 160 (200) км/ч по прибору.
Первый разворот выполнять на удалении от линии стар-
та 3500 м или по истечении расчетного времени с учетом
ветра (для штилевых условий через 1 мин 30 с) на маг-
нитный курс второго этапа коробочки.
При повторном заходе без посадки первый разворот
после прохода приводной радиостанции выполнять по ис-
течении расчетного времени с учетом ветра (для штилевых
условий 1 -мин 48 с).
Второй разворот выполнять при КУР=240о+(±УС°)
при левой коробочке (120о+(±УС°)—при правой коро-
бочке) или на расчетном МПР.
Пролет траверза приводной радиостанции при КУР=
=270°+(±УС°) при левой коробочке (90°-|- (±УС°) —при
правой коробочке) или на расчетном МПР.
Третий разворот выполнять при КУР=240°-}- (±УС°)
при левой коробочке (120°+(±УС°)—при правой коробо-
чке) или на расчетном МПР.
После третьего разворота установить скорость полета
по прибору 150 км/ч, выпустить шасси и перевести верто-
109
V-160 км/ч
Т'0-15°
tp-41c
8=2350м
/= 160 км/ч
t=53c
V= 150 км/ч
Т= 10-15°
\1р=38с
МПРМКПОс-15£Г
МПР=МКП01. + 150'
8= 4650м
V= 160 км/ч
1=1мин 44с
5=2600м
160 км/ч
1 = 59 с
V=160 км/ч
Т= '0-15°
tp=41c
МПР-МКпос+ЭО‘
S= 4800м
У= 160 км/ч
\ 1-1 мин 48с
//
6= 3500м V
VCp=135 км/ч /
t = lMuri 32 с /
\
5= 2750м
VCp=145км/ч
1=1мин 07с
МР=270°±УС
II
6= 1300М
Vcp70km/4
1 = 1 мин Юс
КУР=30±уС_ _
МПР= MKnocSO
Ъс
МПР-МКтс+60' .
< МПР=МКт^15У\^;МПР= МКт-15
ТР= 150 км/ч
т= 10-15°
1р=38с
МПР-МКт-60^
8= 2350м
И= 155 км/ч
1- 57с
I
Рис. 2.1. Схема захода на посадку по большой коробочке
лет в режим снижения с вертикальной скоростью 1—
2 м/с.
При достижении высоты 200 м до начала четвертого
разворота перевести вертолет в горизонтальный полет.
Четвертый разворот выполнять в режиме горизонталь-
ного полета на высоте не ниже 200 м на скорости по при-
бору 150 км/ч. Ввод в разворот при КУР=285О+(±УС°)
при левой коробочке (75°+(±УС°)—при правой коробоч-
ке) или на расчетном МПР.
2.31.3. Начало всех разворотов и траверза контролиро-
вать по заранее рассчитанному путевому времени и докла-
110
дывать руководителю полетов. При полете на различных
этапах коробочки поправку к. магнитному курсу на угол
сноса определять по показаниям аппаратуры ДИСС-15.
Рис. 2.2. Показания РМИ-2 перед началом четвертого разворота
В момент ввода в четвертый разворот острый конец
стрелки радиокомпаса подойдет к верхнему обрезу планки
курсозадатчика и угол между ними будет равен примерно
15° (рис. 2.2). При правильном построении разворота при-
Рис. 2.3. Показаиия РМИ-2 за 30° до выхода на посадоч-
ный курс при правильном выполнении разворота
мерно за 30° до выхода на посадочный курс стрелки ра-
диокомпаса и курсозадатчика должны совместиться
(рис. 2.3). Дальнейший разворот выполнять при совмещен-
ных стрелках. Если в первой половине разворота угол меж-
ду стрелкой радиокомпаса и курсозадатчиком остается не-
изменным или даже увеличивается, крен необходимо умень-
шить. Если же после совмещения стрелка радиокомпаса
111
начнет отставать от курсозадатчнка, крен необходимо уве-
личить, но не более чем до 15°. Вывод вертолета из разво-
рота при отсутствии сноса производить так, чтобы совме-
щенные стрелки радиокомпаса и курсозадатчнка устанав-
ливались под отсчетным индексом указателя РМИ-2. При
наличии сноса совмещенные стрелки устанавливать с уче-
том угла сноса, выдерживая курс с упреждением на снос.
После выхода из четвертого разворота вертолет пере-
вести в режим снижения с вертикальной скоростью 2—
3 м/с, скорость полета постепенно уменьшать с таким рас-
четом, чтобы проход приводной радиостанции происходил
на скорости 120 км/ч.
Рис. 2.4. Показания РМИ-2 при исправлении ошибки в за-
ходе на посадку
Приводную радиостанцию проходить на высоте 100 м.
Если снижение на высоту 100 м произведено до прохода
приводной радиостанции, вертолет перевести в режим го-
ризонтального полета. При выполнении разворотов и до-
воротов следить за тем, чтобы «шарик» указателя сколь-
жения находился в центре.
2.31.4. Если выход из разворота в направлении на ПРС
выполнен с курсом, отличающимся от посадочного, ошиб-
ку исправить в процессе снижения, для чего при КУР=0°
произвести отсчет разницы между фактическим магнитным
курсом и посадочным, и, если она будет более 5°, ошибку
выхода исправлять на снижении следующим образом
(рис. 2.4):
— вертолет развернуть на стрелку радиокомпаса (от
положения курсозадатчнка) так, чтобы она установилась
посередине между верхним неподвижным индексом и кур-
112
созадатчиком, если при этом магнитный курс больше по-
садочного, доворот выполнять вправо, при курсе меньше
посадочного — влево;
— после доворота выдерживать исправленный магнит-
ный курс до тех пор, пока стрелка радиокомпаса не со-
вместится с курсозадатчиком, после чего развернуть вер-
толет на совмещенные стрелки радиокомпаса и курсозадат-
чика до установления их под отсчетным индексом (при
отсутствии сноса на посадочном курсе) или в стороне от
него на величину угла сноса;
— при сносе вправо стрелку курсозадатчнка, установ-
ленную на магнитный курс посадки, и стрелку радиоком-
паса удерживать совмещенными и отклоненными вправо
от верхнего неподвижного индекса на величину угла сноса.
2.31.5. После пролета приводной радиостанции продол-
жать снижение с вертикальной скоростью 2—3 м/с, вы-
держивая подобранный посадочный курс.
После выхода из облаков визуально уточнить расчет на
посадку по земным ориентирам и стартовым знакам. При
посадке в сильный дождь, туман и снегопад фары (фару)
не включать, так как создается световой экран, затрудняю-
щий наблюдение за землей.
2.31.6. При построении захода на посадку по большой
коробочке после возвращения с задания и пролета привод-
ной радиостанции взять посадочный курс, установить ско-
рость 160 (200) км/ч и по истечении расчетного времени
(для штилевых условий 1 мин 48 с для V’= 160 км/ч) про-
извести первый разворот, далее выполнять полет по коро-
бочке в соответствии с рекомендациями, изложенными в
ст. 2.31.1—2.31.5.
Построение маневра для захода на посадку по большой
коробочке удобно выполнять, когда выход на приводную
радиостанцию произведен с магнитным курсом, равным по-
садочному, или отличается от него не более чем на 60°.
2.31.7. В случаях когда выход на приводную радиостан-
цию произведен с магнитным курсом, отличающимся от
посадочного более чем на 60°, но не более чем на 120°, за-
ход на посадку выполнять по малой коробочке, если это
предусмотрено схемой аэродрома (с разрешения руководи-
теля полетов).
При построении захода на посадку по малой коробочке
(рис. 2.5) после прохода приводной радиостанции взять
курс, перпендикулярный посадочному, с учетом угла сноса,
установить скорость полета 160 (200) км/ч по прибору.
По истечении расчетного времени (для штилевых усло-
вий 1 мин 15 с для скорости 160 км/ч) выполнять разво-
8 Зак. 3173дсп 113
рот на курс, обратный посадочному, с учетом угла сноса.
Дальнейший маневр совпадает с элементами большой ко-
робочки.
<$- 1450м
Рис. 2.5. Схема захода на посадку по малой коробочке
2.32. Заход и расчет на посадку
с прямой отворотом на расчетный угол
2.32.1. В случаях когда выход на приводную радиостан-
цию производится с магнитным курсом, обратным посадоч-
ному или отличающимся от него не более чем на 60°, заход
на посадку удобно выполнять отворотом на расчетный угол,
предварительно получив на это разрешение руководителя
полетов.
При подготовке к полету по известным данным ветра
необходимо рассчитать магнитные курсы и путевое время
114
для каждого участка маневра, а также величину расчет-
ного угла отворота (РУ) по формуле
tgPy =
2/?
w t
г.п г.п
где R— радиус разворота на посадочный курс, м;
Wr. п— путевая скорость полета до разворота на поса-
дочный курс, м/с;
/г.п—время горизонтального полета от приводной ра-
диостанции до точки начала разворота, с.
Расчетный угол отворота при постоянных значениях го-
ризонтальной составляющей путевой скорости полета и уг-
ла крена на развороте зависит от времени горизонтального
полета от приводной радиостанции (/г. п), которое рассчи-
тывается по формуле
(W-IOO)W7 CD
/г.п =----— - сн~ср + 30 с,
и/г .У»
где Н —высота вывода вертолета на посадочный курс, м;
Мен. ср —средняя путевая скорость при снижении на по-
садочном курсе, км/ч;
^г.п —путевая скорость до разворота на посадочный
курс, км/ч;
Ув — вертикальная скорость снижения, м/с.
Значения tT. п и РУ для различных высот вывода вер-
толета из разворота на посадочный курс рассчитываются
заранее по приведенным формулам и сводятся в таблицы,,
или по ним строятся графики.
2.32.2. При заходе на посадку с прямой отворотом на
расчетный угол (рис. 2.6) вывести вертолет на заданной
высоте на приводную радиостанцию. После прохода при-
водной радиостанции выполнить отворот на расчетный угол
с учетом угла сноса, установить скорость полета 160
(200) км/ч.
2.32.3. По истечении расчетного времени горизонтально-
го полета перевести вертолет на снижение со скоростью
150 км/ч и вертикальной скоростью 2—3 м/с, выполнить
разворот на посадочный курс с креном 10° и потерей вы-
соты 200 м.
2.32,4. После выхода на посадочный курс перевести вер-
толет на снижение с вертикальной скоростью 2—3 м/с, вы-
пустить шасси, скорость полета постепенно уменьшать с
таким расчетом, чтобы при пролете приводной радиостан-
ции скорость полета была 120 км/ч.
При снижении на посадочном курсе учитывать угол
сноса, выдерживать заданный режим, не допускать полета
8*
11
со скольжением. Достигнув высоты 100 м до пролета при-
водной радиостанции, перевести вертолет в горизонталь-
ный полет, после прохода приводной радиостанции про-
Рис. 2.6. Схема захода на посадку с пря-
мой отворотом на расчетный угол
должить снижение. После выхода из облаков визуально
уточнить расчет, снизиться и произвести посадку.
Выполнение разворота на посадочный курс, исправле-
ние ошибок при полете на посадочном курсе производить
в том же порядке, как указано при заходе по большой
коробочке.
116
2.33. Заход и расчет на посадку с помощью
автоматического радиопеленгатора
2.33.1. Заход и расчет на посадку с помощью наземно-
го УКВ радиопеленгатора АРП-6 (АРП-5) выполняется
в случае отказа радиокомпаса или приводной радиостан-
ции, а также в учебных целях. Радиопеленгатор должен
быть установлен в створе ВПП в непосредственной бли-
зости от приводной радиостанции, установленной на уда-
лении 1300 м от места приземления.
Для обеспечения захода на посадку по УКВ радиопе-
ленгатору необходима устойчивая двусторонняя радио-
связь между летчиком и руководителем полетов, а так-
же знание радиопеленгов применительно к методу вы-
полнения маневра в районе данного аэродрома или пло-
щадки.
Построение маневра на снижении, заход и расчет на
посадку производить по большой коробочке или с прямой
отворотом на расчетный угол.
2.33.2. При заходе и расчете на посадку по большой
коробочке следует по запросу «Дайте прибой» вывести
вертолет на радиопеленгатор аэродрома посадки на высо-
те, указанной руководителем полетов (рис. 2.7). Момент
пролета радиопеленгатора определяется по изменению
магнитного радиопеленга («Прибой») на 180°. Скорость
при пролете радиопеленгатора выдерживать 160
(200) км/ч.
2.33.3. После пролета радиопеленгатора произвести
доворот на посадочный курс и по истечении расчетного
времени (для штилевых условий 1 мин 56 с для скорости
160 км/ч) выполнить первый разворот.
2.33.4. По окончании выполнения первого разворота
включить секундомер и контролировать время до начала
второго разворота. Запросить «Прибой» и при получении
значения «Прибой» начала выполнения второго разворо-
та выполнить разворот. Пролет траверза АРП контроли-
ровать по пеленгу и времени.
2.33.5. Третий и четвертый развороты производить на
радиопеленгах, равных расчетным радиопеленгам третье-
го и четвертого разворотов.
После третьего разворота перевести вертолет в режим
снижения с вертикальной скоростью 1—2 м/с, установить
скорость полета 150 км/ч, выпустить шасси. Снижение
производить до высоты 200 м, четвертый разворот выпол-
нять в режиме горизонтального полета на высоте не ни-
же 200 м.
117
У-160км/ч
7= 10-15
tp~41c
8- 2350м
V-180 КМ/Ч
t-53c
МПР= мкпос+150° j
„Прибой" -Прибой
l Начало 2-го разворота
прибой"
V-150 км/ч
f-10-15°
Тр 38с
Прибой - МКПОС± 180'
8-4650м
V- 160 км/ч
1-1мин 44с
8-4800м
V-КО км/ч
t- Тмин 48с
5= 3500м
Vcp- 135км/ч
t - Тмин 32с
45
МПР-МКПЖ+ЭО^
Траверз
8-1300м
VcP=70km/4
t-Тмин Юс
Прибой
8=2600м
V= 180км/ч
/-59с
„прибой"
начало 3-го разворота
8=2750м'- '
Уср-145км/ч''
t = TMUH 07с
МПР-МКппс+Б0°/
И= 180 км/ч
Т = 10-15°
ip” 41с
S-2350м
V= 155 км/ч
t = 55c
Прибой"- МКП0С
И» 150 км/ч
Т-10-156
tp~38c
Рис. 2.7. Схема захода на посадку
ленгатору по большой
по наземному радиопе-
коробочке
Ввод вертолета в четвертый разворот производить в
момент, когда радиопеленг будет на 15—20° больше по-
садочного курса (левая коробочка).
При выполнении четвертого разворота периодически
запрашивать «Прибой» и при необходимости вводить по-
правки в величину крена вертолета (крен не более 15°)
для точного выхода на посадочный курс с учетом угла
сноса.
118
2.33.6. После выполнения четвертого разворота и вы-
хода на посадочный курс вертолет перевести в режим
•снижения с вертикальной скоростью 2—3 м/с с постепен-
ным уменьшением скорости полета с таким расчетом,
чтобы пролет радиопеленгатора выполнить на скорости
120 км/ч и на высоте 100 м. Если снижение на высоту
100 м произведено до подхода к радиопеленгатору, пере-
вести вертолет в горизонтальный полет.
После пролета радиопеленгатора выдерживать поса-
дочный курс и, выйдя из облаков, произвести расчет и
посадку визуально.
2.33.7. Ошибки выхода на посадочный курс исправ-
лять по следующей методике.
В процессе снижения сравнивать полученный радио-
пеленг с посадочным курсом. Если полученный радиопе-
Рис. 2.8. Исправление ошибки
в заходе на посадку с исполь-
зованием радиопеленгатора
(ошибка менее 10°)
МП~МКпос-5° .
Выполнить доворот
вправо на 5°±УС
119
ленг отличается от МКпос на ±10° и менее (рис. 2.8), до-
вернуть вертолет в сторону оси ВПП на угол, равный ве-
личине ошибки (если радиопеленг больше МКпос — дово-
рачивать вправо, если меньше — влево), и продолжать
снижаться с новым курсом, учитывая угол сноса до вы-
хода на радиопеленгатор и следя за тем, чтобы величина
ошибки не возрастала.
Если ошибка в выходе на посадочный курс более
±10° (рис. 2.9), довернуть вертолет в сторону оси ВПП
на угол, равный удвоенной ошибке. С новым курсом сле-
довать до тех пор, пока расхождение очередного радио-
пеленга с посадочным курсом будет не более 2—3°, а за-
тем выполнить доворот на посадочный курс с учетом угла
сноса. После выполнения доворота получить очередной
120
радиопеленг и, если ошибка все еще полностью не устра-
нена, довернуть вертолет в сторону радиопеленгатора на
величину ошибки и продолжать полет, как указано при
выходе на посадочный курс с ошибкой менее ±10°.
2.33.8. При заходе на посадку по радиопеленгатору
с прямой отворотом на расчетный угол выход на радио-
пеленгатор производить на заданной высоте. После про-
г= 10-15°
t - тмин 27с
Рис. 2.10. Схема захода
на посадку по наземно-
му радиопеленгатору с
прямой отворотом на
расчетный угол
лета радиопеленгатора выполнять отворот вправо (вле-
во) для выхода на курс, обратный посадочному, с учетом
расчетного угла (РУ) и угла сноса по ДИСС-15, устано-
вить скорость полета 160 (200) км/ч (рис. 2.10).
2.33.9. При полете от радиопеленгатора периодически
запрашивать радиопеленги и при необходимости вносить
соответствующие поправки в курс, чтобы удерживать
вертолет на линии заданного радиопеленга. По истечении
расчетного времени горизонтального полета (/г. п) вы-
121
полнить разворот на посадочный курс с потерей высоты
до 200 м на скорости 150 км/ч и вертикальной скоростыо
2—3 м/с. Значения 4. п и расчетного угла для различных
высот вывода на посадочный курс рассчитываются зара-
нее на земле и сводятся в таблицы или графики.
При выполнении разворота периодически запраши-
вать «Прибой» и при необходимости вводить поправки в
величину крена (но не допускать крен более 15°) для
точного выхода на посадочный курс с учетом угла сно-
са. После выхода на посадочный курс выпустить шасси
и начать снижение с вертикальной скоростью 2—3 м/с,
скорость полета постепенно уменьшать с таким расчетом,
чтобы при пролете радиопеленгатора она была 120 км/ч.
2.33.10. При снижении на посадочном курсе через 5—
10 с запрашивать «Прибой» и сравнивать его с магнит-
ным курсом посадки. Ошибки выхода на посадочный курс
исправлять по методике захода на посадку по большой
коробочке.
При достижении высоты 100 м вертолет перевести в.
режим горизонтального полета. Радиопеленгатор пройти
на высоте 100 м и скорости 120 км/ч.
После выхода из облаков произвести визуально рас-
чет и заход на посадку.
2.33.11. Оператор обязан вести обзор внешнего прост-
ранства, контролировать скорость, высоту полета, оборо-
ты турбокомпрессоров двигателей и несущего винта.
При выходе указанных параметров за допустимые пре-
делы информировать об этом летчика.
2.34. Полеты в условиях обледенения
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Полеты в условиях обле-
денения разрешаются при температурах наружного
воздуха до минус 20° С.
2.34.1. При температуре наружного воздуха плюс 5° С
и ниже все полеты выполнять только с включенной вруч-
ную противообледенительной системой двигателей (вы-
ключатель ОБОГРЕВ — ДВИГАТ., а для вертолетов с
ПЗУ выключатели ОБОГРЕВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ.,
ПРАВ, установить в положение ВКЛ. после запуска дви-
гателей) и включенным обогревом ППД-1.
При отсутствии условий обледенения у земли в слу-
чае крайней необходимости допускается на время выпол-
нения взлета и посадки (на 1—2 мин) выключение обо-
грева двигателей с соответствующим докладом руково-
дителю полетов о выключении и последующем включении
обогрева двигателей.
122
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Включение вручную
противообледенительной системы двигателей в зо-
не обледенения запрещается в целях предотвращения
сброса льда в двигатели и их останова. В случае
внезапного попадания в зону обледенения ПОС дви-
гателей вручную не включать, выйти из зоны об-
леденения.
2. Обогрев РИО-3 включать вручную запрещается,
за исключением случаев незагорания табло ОБЛЕ-
ДЕНЕНИЕ при наличии обледенения.
2.34.2. В случае появления в полетах первых призна-
ков обледенения (появление льда на передних стеклах и
боковом блистере кабины экипажа) и если при этом таб-
ло ОБЛЕДЕНЕНИЕ не горит, противообледенительную
систему несущего и рулевого винтов и обогрев датчика
РИО-3 включить вручную, поставив переключатель РУЧ-
НОЕ — АВТОМ. в положение РУЧНОЕ, переключатель
РИО-3 —ОБОГРЕВ ДАТЧИКА —в положение РИО-3
(вверх), сорвав контровку.
2.34.3. При входе в зону обледенения или загорании
табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, а также при появлении первых
признаков запотевания и образования льда на стеклах
включить обогрев стекол. Для вертолетов, оборудован-
ных двухступенчатым обогревом, переключатели ОБОГ-
РЕВ СТЕКЛА установить в положение СЛАБО, а при не-
-обходимости, но не ранее чем через 5 мин — в положение
СИЛЬНО.
Если обогрев стекол был включен в положение СЛА-
БО перед взлетом, то при первых признаках запотевания
или образования льда на стеклах перевести переключа-
тели ОБОГРЕВ СТЕКЛА в положение СИЛЬНО.
2.34.4. Стеклоочистители включать при необходимости.
2.34.5. Контроль за работой ПОС осуществлять по
«сигнальным табло ПРОТИВООБЛЕД. ВКЛ., ОБОГРЕВ
ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ПР. ДВИГ. ВКЛ., ОБО-
ГРЕВ ВХОДА В ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ. (ОБОГРЕВ ЛЕВ.
ПЗУ ВКЛ.), ОБОГРЕВ ВХОДА В ПР. ДВИГ. ВКЛ.
(ОБОГРЕВ ПРАВ. ПЗУ ВКЛ.).
При необходимости проверки исправности ПОС в по-
лете руководствоваться ст. 1.15.2 и 1.15.3.
2.34.6. В случае отказа одного из генераторов и необ-
ходимости использования противообледенительной систе-
мы лопастей несущего и рулевого винтов выключатель
ВКЛЮЧЕН ПОС ПРИ ОТКАЗЕ ОДНОГО ГЕНЕР. поста-
вить в положение ВКЛ., сорвав контровку.
123
Генератор после использования в этом режиме подле-
жит замене. Для вертолетов с ПЗУ включение ПОС на
один генератор не предусмотрено.
2.34.7. Вывести вертолет из зоны обледенения и доло-
жить руководителю полетов в случае:
— загорания табло ПОС НВ, РВ НЕИСПР. и факти-
ческой неисправности ПОС;
— повышения температуры масла на выходе из дви-
гателя и на входе в главный редуктор выше допустимых
пределов;
— появления в зоне обледенения ненормальных виб-
раций конструкции или самопроизвольного измерения ре-
жима работы двигателей;
— загорания табло ЛЕВ. ГЕН. ОТКЛЮЧ. или ПРАВ.
ГЕН. ОТКЛЮЧ. (при работе одного генератора противо-
обледенительная система лопастей несущего и рулевого-
винтов отключается);
— наличия условий обледенения при температуре на-
ружного воздуха ниже минус 20° С.
Примечания: 1. При включенной ПОС лопастей несущего
и рулевого винтов на удалении от ПРС более 50 км (при устойчивой
индикации стрелки радиокомпаса) ее позывные могут непрослуши-
ваться.
В этом случае вертолетовождение осуществлять с помощью комп-
лексного использования показаний радиокомпаса и бортовых авто-
номных средств навигации.
2. При одновременном включении ПОС лопастей несущего и ру-
левого винтов, двигателей и их воздухозаборников, а также СКВ-
температура газов перед турбиной возрастет на величину до 60°,
при этом обороты двигателей могут увеличиться на 1,5—2%.
3. Если ПОС включалась вручную в соответствии со ст. 2.34.2,
то при температуре наружного воздуха выше плюс 5° С через 2—
3 мин после выхода из зоны обледенения системы обогрева несуще-
го, рулевого винтов и датчика РИО-3 выключить с целью предотвра-
щения выхода из строя их нагревательных элементов.
4. При включенной ПОС лопастей несущего и рулевого винтов-
возможно незначительное подергивание ручки управления вертолетом
в продольном отношении с частотой переключения секций обогр'ева,
вызванное изменением нагрузки на генераторах.
2.34.8. Противообледенительную систему и обогрев
ППД-1 выключить после заруливания вертолета на
стоянку.
2.35. Полеты в горах
2.35.1. Взлеты и посадки в горах разрешается выпол-
нять на площадках, расположенных на высотах до 4000 м.
Запуск двигателей на этих высотах обеспечивается как
от аэродромных, так и бортовых источников электро-
энергии.
124
2.35.2. К полетам в горной местности с посадками на
высокогорных площадках допускать летчиков, отлично
владеющих техникой пилотирования вертолета и про?
шедших специальную тренировку в выполнении взлетов
и посадок на горных площадках ограниченных размеров.
2.35.3. Выполнение полетов в горной местности требут
ет от экипажа тщательного изучения метеорологической
обстановки района полетов перед выполнением задания
и систематического наблюдения за ее изменением в по-
лете.
Особое внимание необходимо уделять определеник>
скорости и направления ветра, а также наличию облач-
ности и характеру ее развития.
2.35.4. Вследствие ограниченного количества площа-
док, пригодных для посадок в горах, отыскание и обсле-
дование их целесообразно выполнять заранее. Вес верто-
лета при обследовании незнакомых площадок должен
обеспечивать возможность выполнения зависания вне зо-
ны влияния земли.
2.35.5. Особую сложность представляют полеты летом
в горах с крутыми склонами, острыми гребнями, обрыва-
ми, резкими выступами скал, так как из-за неравномер-
ного прогрева горных склонов образуются сильные вос-
ходящие и нисходящие потоки, которые по солнечной сто-
роне движутся вверх, по теневой — вниз. Эти перемеще-
ния необходимо учитывать при выполнении взлетов и по-
садок с высокогорных площадок, а также при пилотиро-
вании на предельно малых высотах полета.
2.35.6. Выполнение полетов в непосредственной близо-
сти от горных хребтов при наличии ветра или облачно-
сти с вертикальными формами развития усложняется
вследствие интенсивной болтанки вертолета и некоторого
ухудшения его управляемости, особенно при полете с
грузом на внешней подвеске.
2.35.7. При полетах в горной местности не рекоменду-
ется приближаться к склонам гор и мощным кучевым об-
лакам, которые образуются в дневное время над горами.
Пересекать горные хребты необходимо с превышени-
ем рельефа местности не менее 600 м. При невозможно-
сти иметь такое превышение хребет пересекать под ост-
рым углом к нему, чтобы иметь возможность быстро
отвернуть в сторону от вершины хребта в случае резкой
потери высоты полета из-за попадания в нисходящие
потоки воздуха.
Основным признаком наличия сильных нисходящих и
восходящих воздушных потоков, которые могут созда-
125
вать угрозу безопасности полета, являются мощно-куче-
вые облака, возникающие над горами в дневное время.
Наиболее благоприятные условия для выполнения поле-
тов в горах бывают в утренние и вечерние часы.
2,35.8. Пересечение горных хребтов при наличии вет-
ра сопровождается резко выраженной болтанкой вблизи
горного склона.
При пересечении горного хребта против ветра болтан-
ка начинает ощущаться с большего расстояния от хреб-
та, чем при полете по ветру. Интенсивность болтанки по
мере приближения к склону горного хребта против ветра
возрастает, и при недостаточном запасе высоты над вер-
шиной хребта выполнение полета вследствие сильных
нисходящих потоков воздуха может оказаться небез-
опасным.
2.35.9. Характерной особенностью полетов в горах яв-
ляется отсутствие ровных взлетно-посадочных площадок
и свободных подходов к ним, поэтому взлеты и посадки
в горах на ограниченных площадках требуют от летчика
отличной техники пилотирования и твердых знаний осо-
бенностей полетов в горных условиях.
Определяя возможность взлета или посадки на вы-
бранную площадку, летчик должен грамотно оценить об-
становку и принять правильное решение о возможности
их выполнения, исходя из конкретных условий местности,
размеров и состояния поверхности площадки, высоты над
уровнем моря, характера препятствий в полосе взлета
или посадки, а также направления и скорости ветра.
2.35.10. Перед полетом в ущелье рассчитать радиусы
разворотов на разных скоростях полета при максималь-
ном значении угла крена для данных условий полета.
Полет выполнять над дном ущелья на высоте 50—
100 м, придерживаясь одной из сторон ущелья, по воз-
можности более освещенной, в целях обеспечения разво-
рота в случае необходимости выхода из ущелья в обрат-
ном направлении.
Скорость полета в зависимости от ширины ущелья вы-
держивать такой, чтобы в любой момент полета обеспе-
чивалась возможность выполнения разворота на 180°.
2.35.11. Радиовысотомер при полете над горным релье-
фом дает неустойчивые показания.
Пользоваться показаниями радиовысотомера можно
только при полете над пологими ровными склонами и
при висении над площадками.
2.35.12. Применение радиокомпаса при полетах в го-
рах затруднено из-за наличия горного эффекта. Радио-
126
компас в горах дает показания с ошибками до ;±25°, а
в отдельных случаях и более.
Величина ошибок зависит от высоты гор, расстояния
до них, длины волны пеленгуемой радиостанции, истин-
ной высоты полета, а также от взаимного расположения
гор, вертолета и приводной радиостанции. Для повыше-
ния точности пеленгования следует использовать радио-
станции с более короткой длиной волны (с большей ча-
стотой ).
При неустойчивых показаниях радиокомпаса опреде-
ление навигационных элементов с его помощью не про-
изводить.
2.35,13. Подготовку и выполнение маршрутного поле-
та в горах производить в соответствии с рекомендация-
ми, изложенными в Руководстве по самолетовождению.
Путевую скорость и значение угла сноса определять
по показаниям указателя путевой скорости и угла сноса
аппаратуры ДИСС-15.
В горной местности мало характерных ориентиров, не-
обходимых для ведения детальной ориентировки. Для ве-
дения визуальной ориентировки использовать горные
долины, плоскогорья, характерные вершины гор, горные
реки и населенные пункты. Контрольные ориентиры при
полете по маршруту выбирать на открытой стороне скло-
нов гор.
2.35.14. Транспортировку груза на внешней подвеске
производить в порядке, изложенном в разделе 3 «Пере-
возка людей и грузов».
При полетах в горах в турбулентной атмосфере устой-
чивость груза на внешней подвеске ухудшается, возника-
ет его раскачка. Устранение раскачки производить плав-
ным уменьшением скорости полета.
Особенности выполнения взлетов
и посадок на высокогорных
площадках
2.35.15. Взлетно-посадочные характеристики и соот-
ветствующие им потребные длины летных и взлетно-поса-
дочных полос при взлетах и посадках по-вертолетному в
зоне влияния земли и по-самолетному зависят от условий
взлета (посадки) и определяются .в соответствии с реко-
мендациями, изложенными в приложении 2.
2.35.16. Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны
влияния земли применять в тех случаях, когда площадка
имеет ограниченные размеры и окружена препятствиями.
127
а запас мощности двигателей позволяет выполнять висе-
ние вне зоны влияния земли.
Посадку по-вертолетному с зависанием вне зоны влия-
ния земли применять на ограниченные площадки с по-
летным весом вертолета, позволяющим выполнять висе-
ние вне зоны влияния земли.
2.35.17. Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне вли-
яния земли применять в тех случаях, когда запас мощ-
ности двигателей обеспечивает возможность выполнения
висения на высоте не менее 3 м, а размеры площадки поз-
воляют выполнить разгон в зоне влияния земли.
Посадку по-вертолетному с зависанием в зоне влия-
ния земли применять в тех случаях, когда размеры пло-
щадки и подходы к ней, а также запас мощности двига-
телей позволяют выполнять торможение и зависание в
зоне влияния земли.
2.35.18. Взлет по-самолетному применять в тех случа-
ях, когда запас мощности двигателей обеспечивает ви-
сение вертолета на высоте не менее 1 м, а поверхность
и состояние грунта площадки обеспечивают безопасный
разбег вертолета и последующий разгон в зоне влияния
земли.
Посадку по-самолетному применять в тех случаях,
когда состояние грунта и размеры площадки позволяют
выполнять посадку с пробегом.
Посадочные площадки для выполнения полетов с вы-
полнением взлетов и посадок по-самолетному должны под-
готавливаться и осматриваться заблаговременно.
2.35.19. Взлеты и посадки по-вертолетному с зависани-
ем в зоне и вне зоны влияния земли, а также по-самолет-
ному, в том числе и посадки с одним работающим двига-
телем, выполнять в порядке, указанном в разд. 2 Инст-
рукции.
2.35.20. Предельный вес вертолета при выполнении
взлетов и посадок по-вертолетному с зависанием в зоне
и вне зоны влияния земли и по-самолетному определять
с помощью графиков, приведенных на рис. 1.1 —1.4 в
разд. 2 книги II Инструкции.
2.35.21. На вертолете обеспечивается возможность вы-
бора посадочных площадок в горах разведкой с воздуха
с предварительным изучением геологического рельефа
гор по картам крупного масштаба. При выборе посадоч-
ных площадок особое внимание обращать на подходы к
площадке, наличие препятствий, величину уклона, ско-
рость и направление ветра.
128
Для определения этих элементов на высокогорных
площадках, имеющих ограниченные размеры и сложный
характер воздушных подходов, производить предваритель-
ный проход над площадкой на скорости 60—70 км/ч и
высоте 20—30 м.
Для определения направления ветра в момент прохо-
да над площадкой дать команду бортовому технику на
сбрасывание дымовой шашки.
2.35.22. При полетах в горах наблюдается резкое и
частое изменение направления и скорости ветра, поэтому
заход на посадку производить сразу же после определе-
ния направления ветра по дыму от шашки.
2.35.23. Маневр для захода на посадку на площадку
выбирать в зависимости от конкретных условий, маршрут
полета строить по коробочке или двумя разворотами на
180° на скорости 100—120 км/ч.
Выход на посадочную прямую выполнять на удале-
нии не менее 1,5 км до границы выбранной площадки.
Заход на посадку выполнять таким образом, чтобы
иметь возможность отворота и ухода с площадки в слу-
чае невозможности зависания на безопасной высоте над
площадкой.
2.35.24. При посадке в горах на площадке, располо-
женной на высотах более 500 м над уровнем моря, на ре-
жиме предпосадочного торможения возникает замедлен-
ная реакция вертолета на отклонение ручки управления
в продольном направлении и замедленная реакция на
увеличение общего шага для уменьшения вертикальной
скорости снижения.
На этих высотах торможение вертолета ухудшается,
вертолет становится более инертным по сравнению с по-
ведением его при торможении над площадками, располо-
женными на высотах, близких к уровню моря.
2.35.25, Дистанция, потребная для гашения поступа-
тельной скорости, и высота, потребная для уменьшения
вертикальной скорости снижения, увеличиваются. Поэто-
му перевод вертолета на торможение следует начинать
раньше, чем при заходе на площадку, расположенную на
уровне моря. Движения ручкой управления и рычагом
«шаг-газ> должны быть плавными и соразмерными.
2.35.26. Энергичное изменение угла тангажа в момент
предпосадочного торможения приводит к просадке верто-
лета. Кроме того, при значительном увеличении угла тан-
гажа посадочная площадка закрывается носовой частью
вертолета, что затрудняет точность выполнения расчета
на посадку.
9 Зак. 3173дсп
129
2.35.27. Торможение перед зависанием в зоне влияния
земли выполнять с таким расчетом, чтобы к моменту вы-
хода на границу выбранной площадки высота полета бы-
ла не более 2—3 м, а скорость полета порядка 5—10 км/ч.
Зависание по возможности выполнять в центре пло-
щадки с последующими выбором места приземления и
оценкой пригодности состояния грунта для приземления.
К выбранному месту приземления произвести подлет
на скорости 5—10 км/ч.
2.35.28. При заходе на посадку на площадку, имею-
щую препятствия на границе ее со стороны захода, пролет
над ними выполнять с превышением не менее 10 м.
2.35.29. Ограниченная площадка, расположенная на
вершине горы, при заходе на посадку закрывается носо-
вой частью вертолета. Оператору оказывать помощь ко-
мандиру экипажа в определении расстояния до площадки,
в выборе места приземления и оценке состояния поверх-
ности площадки. •
2.35.30. Большинство высокогорных площадок имеют
недостаточную прочность грунта. Колеса шасси после при-
земления на такие площадки проваливаются, происходит
накренение вертолета, что может привести к его опроки-
дыванию.
При посадке на такие площадки общий шаг несущего
винта уменьшать до минимального значения только пос-
ле предварительного осмотра состояния грунта на
площадке бортовым техником и по его визуальным
командам.
В случае появления признаков накренения вертолета
отделить вертолет от земли и в пределах выбранной пло-
щадки подобрать другое место для приземления, на ко-
торое переместить вертолет путем подлета на высоте
1—2 м. Руление на таких площадках небезопасно и мо-
жет привести к опрокидыванию вертолета или поврежде-
нию обтекателя прибора наведения.
2.35.31. Неподготовленные высокогорные площадки мо-
гут иметь на своей поверхности сухую кустистую расти-
тельность (типа «перекати-поле»), которая струей от не-
сущего винта отрывается от земли и засасывается во
входные устройства двигателей, что приводит к наруше-
нию газодинамической устойчивости, повышению темпе-
ратуры газов и помпажу-двигателей.
При подъеме в воздух такой растительности при по-
садке длительного висения над площадкой не произво-
дить. После приземления выключить двигатели и очи-
стить их воздухозаборники.
130
Взлет с таких площадок производить только пос-
ле полной очистки площадки от указанной раститель-
ности.
2.35.32. При попадании во входные устройства двига-
телей небольших кустов растений резкого повышения тем-
пературы газов и других помпажных признаков не на-
блюдается, но происходит заметное снижение мощности
двигателей, исключающее возможность выполнения взле-
та с предельным весом.
2.35.33. Мелкая сухая растительность (трава), кото-
рой покрыты многие высокогорные площадки, попадая
во входные устройства двигателей, к заметному сниже-
нию их мощности не приводит, но засоряет соты масло-
радиаторов, что способствует интенсивному росту темпе-
ратуры масла в двигателях и главном редукторе. Про-
должительность висения над такими площадками резко
сокращается. После выполнения полетов над площадка-
ми, покрытыми такой растительностью, необходимо очи-
стить соты маслорадиаторов путем продувки их сжатым
воздухом.
2.35.34. При выполнении висения как в штиль, так и
при наличии ветра (особенно справа сзади) на площад-
ках, расположенных на высотах более 500 м, наблюдает-
ся повышение температуры масла в двигателях и главном
редукторе. С увеличением высоты площадки над уровнем
моря продолжительность непрерывного висения до мо-
мента достижения предельных значений по температуре
масла уменьшается.
В случае достижения предельных значений по темпе-
ратурному режиму двигателей и редукторов необходимо
выполнить приземление и выключить двигатели для ох-
лаждения.
Охлаждение двигателей и редукторов в поступатель-
ном полете является неэффективным. Снижение темпе-
ратуры масла при выключении двигателей происходит в
четыре раза быстрее по сравнению со снижением темпе-
ратуры в поступательном полете.
2.35.35. При выполнении захода на укладку груза на
внешней подвеске гашение скорости производить забла-
говременно. Дистанция торможения при заходе на вы-
сокогорную площадку увеличивается в 1,5—2 раза по
сравнению с дистанцией торможения, необходимой для
равнинной местности.
Увеличение интенсивности торможения приводит к
усложнению техники пилотирования и вызывает раскач-
ку груза.
9*
131
Взлет и посадка на площадках
с уклонами
2.35.36. Максимальные величины уклонов площадки
для выполнения взлета и посадки по-вертолетному с вы-
ключением двигателей после приземления не должны
превышать следующих значений:
— носом на уклон 6°;
— носом под уклон 4°;
— левым и правым бортами на уклон 4°.
Максимальные величины уклонов площадки для вы-
полнения взлета и посадки по-вертолетному без выклю-
чения двигателей и перевода их на режим малого газа
не должны превышать следующих значений:
— носом на уклон 8°;
— левым бортом на уклон 6°;
— носом под уклон и правым бортом на уклон 4°.
Площадки должны иметь твердую поверхность, исклю-
чающую возможность проваливания колес шасси.
2.35.37. Вертикальные взлеты и посадки на площадках
с уклонами при ветре до 5 м/с разрешается выполнять
при любом положении вертолета относительно направле-
ния ветра, при ветре более 5 м/с — только против ветра с
учетом максимальной величины допустимых уклонов.
Взлеты и посадки на площадки с уклонами по возмож-
ности выполнять при положении вертолета носом или ле-
вым бортом на уклон.
Наиболее безопасными являются взлет и посадка но-
сом на уклон.
2.35.38. При висении над площадкой с уклоном верто-
лет имеет тенденцию к смещению под уклон, которую не-
обходимо устранять отклонением ручки управления в сто-
рону, противоположную смещению. В результате этого ви-
сение вертолета над площадкой поперек уклона проис-
ходит с креном на уклон, величина крена примерно равна
величине угла уклона. Висение вертолета над площад-
кой вдоль уклона, носом под уклон, происходит со зна-
чительными углами тангажа на кабрирование носом на
уклон — с отрицательными углами тангажа (на пикиро-
вание).
При висении над площадкой носом на уклон условия
наблюдения за местом приземления с увеличением уклона
по сравнению с висением над площадкой без уклонов
улучшаются, при висении носом под уклон — ухудшаются.
2.35.39. Эффект влияния близости земли при висении
над площадками с уклонами более 3° сказывается мень-
ше, чем при висении над площадками без уклонов. Поэ-
132
тому расчет полетного веса вертолета при посадках на
площадки с уклонами производить из условий возмож-
ности зависания вертолета вне зоны влияния земли.
2.35.40. При посадке носом на уклон вертолет внача-
ле приземляется на носовое колесо, а затем на основные
колеса шасси. После приземления носового колеса удер-
живать вертолет от скатывания назад по уклону откло-
нением ручки управления от себя.
При взлете с площадки носом на уклон происходит
отрыв от земли вначале основных колес шасси, а затем
носового колеса. После отделения от земли основных
колес шасси удерживать вертолет от перемещения на-
зад по уклону отклонением ручки управления от себя. В
момент отделения от земли носового колеса возникает
клевок вертолета на уклон, который парировать незна-
чительным отклонением ручки управления да себя.
Боковых перемещений вертолета при вертикальном
снижении после приземления носового колеса шасси при
посадке и при вертикальном подъеме после отделения ос-
новных колес шасси при взлете во избежание поврежде-
ния узлов крепления амортстойки носового колеса не до-
пускать.
2,35.41. При выполнении посадки носом под уклон за-
висание производить на высоте не менее 3 м во избежа-
ние касания хвостовой опорой о землю. Снижение после
зависания производить строго вертикально, не допуская
перемещений вертолета, особенно хвостом на уклон.
В момент зависания над площадкой на высоте 3 м
расстояние от пяты хвостовой опоры до земли составляет
0,5—0,3 м, в момент приземления и отрыва вертолета от
земли при взлете — 0,15 м. При энергичном торможении
перед зависанием и энергичном уменьшении общего шага
после приземления возможно касание хвостовой опорой
о землю.
2.35.42. Посадку вертолета на площадку с уклоном и
взлет с нее при положении вертолета вдоль уклона про-
изводить с заторможенными колесами шасси. После
приземления перед выключением двигателей под основ-
ные колеса шасси установить колодки.
2.35.43. При посадке на площадку поперек уклона удер-
живать вертолет от бокового смещения под уклон откло-
нением ручки управления в сторону, противоположную
смещению. При отсутствии перемещения висение вертоле-
та над площадкой происходит с креном.
При посадке левым бортом на уклон приземление про-
исходит вначале на левое колесо, при посадке правым
133
бортом на уклон — на правое с последующим опускани-
ем второго основного колеса (правого) шасси и носового
колеса.
После приземления одного из колес не допускать бо-
ковых перемещений и разворотов.
2.35.44. Уменьшение общего шага до минимального
значения производить только после полной уверенности
в том, что вертолет устойчиво стоит всеми колесами шас-
си на грунте и не имеет тенденции к опрокидыванию при
перемещении рычага «шаг-газ» вниз.
Перевод двигателей на режим малого газа и их вы-
ключение при посадке на площадку поперек уклона про-
изводить только после осмотра бортовым техником со-
стояния поверхности площадки и оценки положения ко-
лес шасси на грунте.
2.35.45. Отрыв вертолета от земли при взлете попе-
рек уклона выполнять строго вертикально, не допуская
боковых перемещений и разворотов.
В момент отделения вертолета от земли при положе-
нии его левым бортом на уклон возникает клевок (рез-
кое накренение) вертолета влево, при положении пра-
вым бортом на уклон — вправо, парировать который соот-
ветствующим отклонением ручки управления.
2.35.46. При заходе на посадку на незнакомую пло-
щадку необходимо учитывать, что с воздуха определить
действительную величину уклона очень трудно. Поэтому
при приземлении на площадку с уклонами независимо от
положения вертолета на уклоне уменьшение общего ша-
га производить плавно, удерживая вертолет от кренов и
перемещений по уклону отклонением органов управления
и тормозами колес.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Если в процессе уменьше-
ния общего шага при приземлении ручка управле-
ния или педаль будут приближаться к упору, даль-
нейшее выполнение посадки на этой площадке пре-
кратить, отделить вертолет от земли и произвес-
ти посадку на площадку с меньшей величиной
уклона.
2.35.47. Руление и развороты на рулении разрешается
выполнять на площадках, величина уклона которых не
превышает 3°. При большей величине уклонов перемеще-
ние над площадкой выполнять путем подлетов.
134
2.36. Вертолетовождение с использованием
аппаратуры ДИСС-15
Полет относительно главной
ортодромии
2.36.1. Перед полетом необходимо:
— нанести на карту масштаба 1:200 000 или
1:1 000000 прямоугольник размером 220X168 мм, соот-
ветствующий району полета, сориентировав его таким
образом, чтобы направление главной ортодромии было
параллельно короткой стороне прямоугольника. Для
частного случая, когда выбранное направление главной
ортодромии совпадает с истинным меридианом, линия
меридианов ориентируется параллельно короткой сторо-
не прямоугольника, а линия параллелей — его длинной
стороне. Если район полетов больше площади одного
прямоугольника 220X168 мм, следует нанести на карту
(с необходимым перекрытием) несколько прямоугольни-
ков таких же размеров, сориентировав их относительно
главной ортодромии;
— произвести прокладку линии пути, отметку основ-
ных точек маршрута, разметку расстояний, путевых уг-
лов и времени полета, а также нанести координатную
сетку для использования картографического планшета и
индикатора координат;
— вырезать из карты прямоугольники, наклеить их
на планки и установить в картографический планшет, од-
ну из них для первого этапа полета;
— установить переключатель масштабов на карто-
графическом планшете в положение, соответствующее
масштабу карты, помещенной в планшет (1 : 200 000 или
1 : 1 000 000).
2.36.2. После запуска двигателей и включения генера-
торов необходимо:
— поставить переключатель ВКЛ.—АВТ.—ОТКЛ. на
картографическом планшете в положение ВКЛ.;
— установить на индикаторе координат угол карты,
равный значению магнитного путевого угла главной ор-
тодромии.
В случае если направление главной ортодромии сов-
падает с истинным меридианом, установить угол карты,
равный обратному значению магнитного склонения (ДМ)
в точке начала счисления координат.
Например, если ДМ = +8° — установить угол карты
УК=352°; если ДМ=—5° — установить УК=+5°.
135
Следует помнить, что задатчик угла карты имеет ме-
ханический упор в положении 0° и переход через него
невозможен;
— установить клавишами В и Н, Вл и ВПр нулевые
значения счетчиков ПУТЬ КМ и БОКОВОЕ УКЛОНЕ-
НИЕ КМ;
— установить ручками «Вверх—вниз» и «Влево —
вправо» визир картографического планшета в точку вклю-
чения счисления координат;
— согласовать курсовую систему и перевести ее в ре-
жим МК.
В полете необходимо:
— пройти ИПМ с курсом, равным заданному магнит-
ному путевому углу первого этапа маршрута с учетом
угла сноса; в момент прохода ИПМ нажатием клавиши
ОТКЛ.—ВКЛ. включить счисление координат;
— контролировать по положению визира на карте
картографического планшета место вертолета относитель-
но заданной линии пути, а по счетчикам ПУТЬ КМ и
БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ — расстояние, пройденное
вертолетом от момента включения счисления относитель-
но главной ортодромии.
Если направление главной’ ортодромии совпадает с
истинным меридианом точки включения счисления коор-
динат, то расстояние, пройденное вертолетом в направ-
лении на север, считывать по счетчику ВПЕРЕД, в на-
правлении на юг—по счетчику НАЗАД; уклонение вер-
толета на запад считывать по счетчику ВЛЕВО; на во-
сток— по счетчику ВПРАВО;
— корректировать показания счетчиков ПУТЬ КМ и
БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ, а также положение ви-
зира на карте картографического планшета с помо-
щью визуальной ориентировки и приводных радиостан-
ций;
— при подходе подвижного визира к границе карты
картографического планшета над характерным ориенти-
ром установить новую планку с картой, являющуюся
продолжением предыдущей, и совместить подвижный ви-
зир с этим ориентиром;
— при выходе в район цели или на площадку посад-
ки для детального ориентирования на местности и поиска
цели (площадки) над характерным (опознанным) ориен-
тиром вставить в картографический планшет планку с кар-
той масштаба 1 :200 000, совместить подвижный визир с
указанным ориентиром на карте и установить переключа-
тель масштабов в положение 1 : 200 000.
136
Полет по частным ортодромиям
2.36.3. Перед полетом необходимо:
— нанести на карте масштаба 1:200 000 или
1:1000 000 прямоугольник размером 220X168 мм, соот-
ветствующий первому этапу маршрута полета, сориен-
тировав его таким образом, чтобы направление частной
ортодромии было параллельно короткой стороне прямо-
угольника, то же самое выполнить и для других участков
маршрута;
—- вырезать из карты выбранные прямоугольники с
соответствующими этапами маршрута, наклеить их на ме-
таллические планки и установить планку с первым участ-
ком маршрута в картографический планшет;
— установить переключатель масштабов на картогра-
фическом планшете в положение, соответствующее масш-
табу карты (1 : 200 000 или 1 : 1 000 000).
2.36.4. После запуска двигателей и включения генера-
торов при включенных аппаратуре ДИСС-15 и картогра-
фическом планшете выполнить следующие операции:
— установить клавишами В и Н, Вл и Впр на нуль
счетчик БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ, а счетчик ПУТЬ
КМ —на нуль или на значение НАЗАД, равное величине
расстояния от ИПМ до первого поворотного пункта;
— установить ручками «Вверх—вниз» и «Влево—впра-
во» визир на картографическом планшете в точку, соот-
ветствующую ИПМ.
2.36.5. В полете необходимо:
— пройти ИПМ с курсом, равным заданному магнит-
ному путевому углу первого этапа маршрута с учетом уг-
ла сноса; в момент прохода ИПМ включить счисление
пути нажатием клавишей ОТКЛ.—ВКЛ. на индикаторе
координат;
— контролировать по счетчику ПУТЬ КМ пройденное
от ИПМ (или оставшееся до ППМ) расстояние, по счет-
чику БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ — величину и знак
(влево—вправо) бокового уклонения от заданной линии
пути, а по положению визира на карте картографического
планшета — место вертолета;
— отклонения от линии заданного пути исправлять
соответствующими доворотами вертолета и после выхода
на заданную линию пути продолжать полет, выдерживая
боковое уклонение равным нулю;
— корректировать показания счетчиков ПУТЬ КМ и
БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ, а также положение визи-
ра на карте картографического планшета с помощью ви-
зуальной ориентировки и приводных радиостанций;
137
— при выходе на ППМ установить на индикаторе коор-
динат угол карты, соответствующий магнитному путевому
углу новой частной ортодромии (нового этапа маршрута),
и ее данные на счетчиках ПУТЬ КМ и БОКОВОЕ УКЛО-
НЕНИЕ КМ;
— установить в картографический планшет карту с
нанесенным на ней участком нового этапа маршрута;
— установить ручками «Вверх—вниз», «Влево—впра-
во» визир планшета на точку, соответствующую фактиче-
скому месту вертолета;
— установить вертолет на магнитный курс нового эта-
па маршрута с учетом угла сноса и выполнять полет, вы-
держивая боковое уклонение равным нулю.
Аналогичные операции выполняются при выходе вер-
толета на последующие поворотные пункты маршрута.
2.37. Полет на поиск потерпевших бедствие
с применением радиокомпаса АРК-У2
2.37.1. Перед выполнением полета на поиск необходимо:
— включить выключатель на пульте управления радио-
компаса АРК-У2 и на радиоприемнике Р-852 установить
частоту работы аварийной радиостанции;
— после выхода вертолета в район поиска установить
на пульте управления командной МВ (ДМВ) радиостан-
ции частоту работы аварийной радиостанции;
— выйти на связь по МВ (ДМВ) радиостанции с по-
терпевшим бедствие.
2.37.2. При установлении связи с потерпевшим бедст-
вие дать команду: «Дайте сигнал», при этом установить
переключатель КОМПАС Р-852—СВЯЗЬ—КОМПАС ЭВК
М24 в положение СВЯЗЬ, а переключатель радиосвязей
абонентского аппарата СПУ — в положение РК2. Услы-
шав требуемый сигнал, перевести переключатель КОМ-
ПАС Р-852—СВЯЗЬ—КОМПАС ЭВК М24 в положение
КОМПАС Р-852, а переключатель ЭК—АРК-У2 на при-
боре РМИ-2 в положение АРК-У2.
2.37.3. Осуществить вывод вертолета на аварийную ра-
диостанцию по нулевым показаниям стрелки прибора
РМИ-2. При больших удалениях вертолета от аварийной
радиостанции переключатель Б—М на пульте управления
АРК-У2 должен быть установлен в положение Б (боль-
шая чувствительность). Для уменьшения колебаний стрел-
ки прибора РМИ-2 на близких удалениях вертолета от
аварийной радиостанции указанный переключатель уста-
138
ловить в положение М (малая чувствительность). При про-
лете аварийной радиостанции показания прибора РМИ-2
изменяются на 180°.
2.38. Использование в полете радиокомпаса АРК-У2,
сопряженного с радиостанцией Р-852 для выхода
на наземные радиостанции (Р-111, Р-123М, Р-137)
2.38.1. Перед выполнением полета необходимо:
— включить выключатель, расположенный на пульте
управления АРК-У2;
— установить переключатель КОМПАС Р-852—
СВЯЗЬ—КОМПАС ЭВК М24, расположенный на левом
боковом пульте летчиков, в положение СВЯЗЬ; «
— включить питание радиостанции выключателем
ЭВКАЛ М24 на левом боковом пульте летчика;
— установить на пульте управления радиостанции
Р-828 канал, соответствующий частоте работы наземной
радиостанции, а выключатель ПШ — в положение ВЫКЛ.,
при этом сигнальная лампа НАСТР. на пульте управления
радиостанции должна загореться и через 1—5 с погаснуть.
Если сигнальная лампа НАСТР. не погасла после переклю-
чения канала, кратковременно нажать кнопку АСУ. При
исправной радиостанции сигнальная лампа НАСТР. долж-
на погаснуть, а в телефонах появятся шумы.
Примечание. В том случае, если лампа НАСТР. не погас-
ла, переключателем каналов произвести переключение с рабочего ка-
нала на любой промежуточный и обратно на рабочий. Снова нажать
кнопку АСУ. Горение лампы НАСТР. после указанных действий сви-
детельствует об отказе радиостанции Р-828;
— вывести вертолет в район работы наземной радио-
станции;
— установить переключатель рода работ абонентского
аппарата СПУ в положение УК-2 и установить связь с на-
земной радиостанцией;.
— при установлении связи с наземной радиостанцией
дать команду: «Дайте сигнал» — и, услышав требуемый
сигнал, перевести переключатель КОМПАС Р-852—
СВЯЗЬ—КОМПАС ЭВК М24 в положение КОМПАС
ЭВК М24, а переключатель ЭК—АРК-У2 на приборе
РМИ-2 в положение АРК-У2;
— осуществить вывод вертолета на наземную радио-
станцию по нулевым показаниям стрелки прибора РМИ-2.
При пролете наземной радиостанции показания РМИ-2
изменяются на 180°.
139
Примечание. Прн подходе к радиостанции возможны пот»
шейные колебания стрелки индикатора. Если колебания стрелки пре-
вышают ±5°, установить переключатель ЧУВСТВ. Б—М на пульте
управления радиокомпаса в положение М и при наличии перерыва
в работе наземной радиостанции на передачу дать команду на на-
земную радиостанцию: «Уменьшить мощность>.
В случае когда колебания стрелок не уменьшаются, направление
на радиостанцию выдерживать сохранением курса, с которым летел
вертолет до появления повышенных колебаний стрелки индикатора.
2.39. Проверка взлетного режима работы
двигателя ТВЗ-117 в полете
2.39.1. Перед выполнением проверки убедиться, что
максимальный взлетный вес не превышает 11 500 кгс.
2.39.2. На земле выполнить поочередное опробование
двигателей с выходом на максимально возможный режим,
исключающий отделение вертолета от земли. Убедиться в
нормальной работе силовой установки на указанном ре-
жиме.
2.39.3. Выполнить взлет и набор высоты 200 м. Уста-
новить скорость горизонтального полета 140—160 км/ч.
2.39.4. На высоте 200 м медленно, за время 7—10 с,
перевести рычаг раздельного управления непроверяемого
двигателя на малый газ; убедиться, что второй двигатель
при этом вышел на повышенный режим.
Примечание. Если при дросселировании одного из двигате-
лей режим второго не увеличивается (вертолет теряет высоту), не-
обходимо плавно перевести рычаг раздельного управления задроссе-
лированного двигателя в среднее положение на защелку, выполне-
ние полета прекратить и произвести посадку.
2.39.5. Перевести вертолет в разгон без потери высоты
до выхода контролируемого двигателя на взлетный режим.
Выполнить полет на этом режиме в течение 2 мин. Взлет-
ный режим контролировать по уменьшению оборотов не-
сущего винта до 92%, не допуская при этом превышения
оборотов турбокомпрессора более 101 % и температуры га-
зов перед турбиной более 990° С.
По показаниям приборов записать основные параметры,
характеризующие работу двигателя:
— обороты несущего винта;
— обороты ротора турбокомпрессора;
— температуру газов перед турбиной компрессора;
— значение общего шага несущего винта;
— режим по указателю ИР-117.
2.39.6. Уменьшить скорость вертолета до 140—160 км/ч,
плавно перевести рычаг раздельного управления задрос-
селированного двигателя в среднее положение на защелку
140
АЧКйторить проверку взлетного режима для второго дви-
гателя в аналогичной последовательности.
2.39.7. Соответствие параметров взлетного режима за-
данным бортовому технику проверить после посадки вер-
толета по методике, изложенной в РТЭ двигателя ТВЗ-117В
(ТВЗ-117 III серии).
141
РАЗДЕЛ 3
ПЕРЕВОЗКА ЛЮДЕЙ И ГРУЗОВ
3.1. Перевозка людей
3.1.1. В грузовой кабине вертолета разрешается пере-
возить восемь солдат (десантников) со штатным воору-
жением. Солдаты размещаются в грузовой кабине на от-
кидных сиденьях в соответствии со схемой рис. 3.1. Лет-
шп.т
Рис. 3.1. Схема размещения сидений в грузовой кабине транспортно-
го варианта вертолета:
а — сиденье в откинутом положении; /—спинка; 2 — стойка; 3 — верхнее гнездо
крепления стойки; 4 — фиксирующий шгырь; 5 — верхний наконечник стойки;
6 — пружина; 7 — кронштейн; 8 — сиденье; 9 — опорная рама; 10 — нижний на-
конечник стойки; // — нижнее 1нездо; 12— труба; 13 — поперечная труба
чик (бортовой техник) обязан потребовать от старшего
группы список личного состава, подлежащего перевозке
на вертолете.
3.1.2, Старший группы получает инструктаж у летчи-
ка и делит прибывший для перевозки состав на две груп-
пы (по 4 человека в каждой). Если группа насчитывает
меньше восьми человек, то деление прибывшего состава
на две группы производится по указанию летчика.
3.1.3. Посадка в кабину разрешается в стояночном по-
ложении вертолета как с остановленным, так и с вра-
142
. д|^ся несущим винтом через проемы правой и левой
грузовой кабины.
После посадки на сиденья старший группы подает ко-
манду: «Пристегнуть привязные ремни» —и проверяет на-
дежность закрытия дверей грузовой кабины.
3.1.4. Перед высадкой старший группы дает команду
об установке шкворневых установок в промежутки меж-
ду проемами окон и закрытии открытых окон в целях
обеспечения безопасности и быстроты высадки.
Старший группы по команде летчика дает указание
солдату, находящемуся на одном из передних сидений,
открыть дверь грузовой кабины и зафиксировать ее
створки. Открытие второй двери и фиксацию створок
осуществляет старший группы лично.
Высадка солдат разрешается как в стояночном поло-
жении с вращающимися винтами, так и с висения при
расстоянии от колес до поверхности площадки не бо-
лее 1 м.
3.2. Перевозка раненых
3.2.1. На вертолете предусмотрен комбинированный
вариант транспортировки раненых: двух носилочных и
двух сидячих.
Раненых в полете сопровождает медицинский работ-
ник, который размещается на отведенном для него месте.
Схема размещения носилок и сидений в грузовой ка-
бине представлена на рис. 3.2.
При установке в грузовой кабине откидных сидений,
предназначенных для перевозки солдат, возможно раз-
мещение и транспортировка семи легкораненых в сопро-
вождении медицинского работника.
3.2.2. Перед полетом летчик инструктирует медицин-
ского работника о правилах поведения в полете, о ко-
мандах и сигналах, подаваемых в полете, о порядке и
правилах открытия и закрытия дверей грузовой кабины;
пользования привязными ремнями и кислородным обору-
дованием.
3.2.3. Пользование кислородом ранеными производит-
ся периодически при необходимости. Для этого нужно:
— присоединить кислородную маску КМ-15И к при-
бору КП-21;
— надеть кислородную маску КМ-15И и убедиться в
плотном ее прилегании к лицу;
— открыть запорный вентиль и вентиль аварийной
подачи кислорода прибора КП-21; ориентировочное вре-
143
мя непрерывного пользования кислородом при
ставляет 10—15 мин.
При пользовании переносным кислородным прибором
систематически следить за подачей кислорода по инди-
катору потока на шланге маски КМ-15И и за давлением
кислорода в баллоне.
Рис. 3.2. Схема размещения носилок и сидений в грузовой ка-
бине санитарного варианта вертолета:
/ — санитарные носилки; 2 — контейнер для двух кислородных баллонов;
3 — карман для кислородных масок; 4 — стол для медработника; 5 —
мягкая спинка; 6— сиденье; 7 — сливное ведро; 8— ремни; 9— лямка
крепления носилок; 10 — верхний кронштейн крепления лямки; 11 —
кронштейн с замками для крепления носилок; 12 — нижний кронштейн
крепления лямки; 13 — санитарная сумка; 14 — термосы; 15— сумка для
подкладного судна; 16 — сумка для средств дезинфекции; 17 — сумка для
поильников; 18 — откидное сиденье
3.2.4. Размещение раненых в комбинированном вари-
анте транспортировки начинается с установки носилок
верхнего яруса, затем нижнего яруса. Ножные концы но-
силок устанавливаются в направлении полета.
Легкораненые размещаются на откидных сиденьях:
один — в передней части грузовой кабины, второй — рядом
с медицинским работником.
3.2.5. Медицинский работник осуществляет фиксацию
носилочных раненых привязными ремнями перед взле-
том и посадкой и производит контроль за фиксацией при-
вязными ремнями сидячих раненых.
144
^Янскому работнику разрешается перемещение по
Чине грузовой кабины в полете с целью оказания
помощи раненым.
3.3. Перевозка грузов
3.3.1. В грузовой кабине вертолета разрешается пере-
возка мелких грузов, боеприпасов и стрелкового воору-
жения общим весом не более 1500 кгс.
3.3.2. Перевозка боеприпасов производится в штатной
rape. Тара должна быть исправной, а боеприпасы внутри
ее не должны перемещаться.
3.3.3. Степень боевой готовности боеприпасов должна
соответствовать их состоянию при складском хранении
Меры предосторожности при размещении, креплений
и транспортировке боеприпасов определяются существую-
щими частными инструкциями на перевозку боеприпасов
па вертолетах.
3.3.4. Погрузка и швартовка, расшвартовка и выгруз-
ка грузов производится командами (расчетами) подразде-
лений, отправляющих или получающих груз. Погрузка и
выгрузка производится вручную через проемы правой и
левой дверей грузовой кабины, при этом погрузка и вы-
грузка волоком по полу кабины запрещается.
3.3.5. Руководство погрузкой, размещением и швар-
товкой грузов осуществляется бортовым техником, а в
его отсутствие — оператором. Перед началом погрузки
бортовой техник (оператор) производит инструктаж ко-
манд (расчетов) о порядке работ и мерах безопасности.
3.3.6. Перед погрузкой бортовой техник (оператор)
обязан потребовать от старшего команды, отправляюще-
го груз, опись перевозимого груза с указанием наимено-
вания грузов, их габаритов и веса. На больших по объе-
му грузах должны быть нанесены метки положения цент-
ра тяжести груза.
3.3.7. При размещении грузов необходимо руководст-
воваться данными по допустимым нагрузкам на пол гру-
зовой кабины (из расчета не более 750 кгс на квадрат-
ный метр).
С целью недопущения превышения установленных на-
грузок на пол кабины грузы в ящичной и другой штатной
таре необходимо укладывать равномерно.
3.3.8. Для обеспечения в полете центровок вертолета
в допустимых пределах необходимо грузы размещать
внутри грузовой кабины в соответствии с разметкой за-
грузки, нанесенной на правом борту грузовой кабины.
10 Зак. 3173дсп
145
При этом центр тяжести всех грузов должен-
положен между синей и соответствующей обще^^
груза красной стрелками.
Схема грузовой кабины представлена на рис. 3.3.
Рис. 3.3. Схема грузовой кабины вертолета
После окончания погрузки и швартовки командиру
экипажа необходимо проконтролировать надежность за-
крытия дверей грузовой кабины.
3.4. Полеты с грузом на внешней подвеске
3.4.1. К полетам с грузом на внешней подвеске допу-
скаются экипажи, имеющие опыт полетов на вертолете
с максимальным взлетным весом.
3.4.2. Для руководства работами по подцепке (отцеп-
ке) груза в учебных полетах, а также для наведения вер-
толета при необходимости точной укладки груза назна-
чается руководитель полетов, который должен находить-
ся на земле в поле зрения командира экипажа на рас-
стоянии 50—100 м от места подцепки или укладки груза.
3.4.3. При обучении экипажей по транспортировке
грузов на внешней подвеске и при необходимости точной
укладки груза предварительно отработать взаимодейст-
вие летчика с руководителем полетов и с наземным опе-
ратором, производящим подцепку груза.
Обучение экипажей транспортировке грузов на внеш-
ней подвеске производить в дневных условиях.
146
Обучение и тренировку экипажей полетам с
грузами на внешней подвеске необходимо начинать с
грузами весом не более 1000 кгс при длине основного
троса внешней подвески 6 м.
По мере накопления опыта разрешается увеличивать
длину основного троса подвески и вес транспортируемого
груза до максимального значения.
3.4.5. При обучении экипажа транспортировке грузов
на внешней подвеске рекомендуется использовать авто-
матическую отцепку груза, для чего перед посадкой вы-
ключатель АВТОМАТ. ОТЦЕПКА на приборной доске
летчика поставить в положение ВКЛ.
В случае касания грузом о землю при торможении
на посадке это обеспечит автоматическую отцепку груза.
Автоматическая отцепка груза может использовать-
ся при транспортировке грузов ночью или при предель-
ных значениях взлетных весов вертолета, когда малы за-
пасы мощности и возможно касание груза о поверхность
площадки.
Необходимо учитывать, что при использовании авто-
матической отцепки тросы внешней подвески могут падать
на транспортируемый груз .и повреждать его.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Подцепка груза к сис-
теме внешней подвески на режиме висения с основ-
ным тросом длиной менее 3 м запрещается, так как
из-за близкого расположения замка к фюзеляжу вер-
толета не исключено травмирование наземного опе-
ратора.
2. При полетах с грузами на внешней подвеске,
имеющими металлическую конструкцию, показания
РВ-5 могут быть неправильными. В этом случае
контроль расстояния до земли на висении осущест-
влять визуально и по информации руководителя по-
летов.
3.4.6. Максимальный вес груза, который разрешается
перевозить на внешней подвеске, должен быть не более
2400 кгс, при этом вес вертолета не должен превышать
предельный вес, определенный в соответствии с указания-
ми, изложенными в подразд. 1.6 книги II Инструкции.
Максимальная скорость горизонтального полета при
транспортировке груза на внешней подвеске не должна
превышать 250 км/ч при длине основного троса (в сбо-
ре) 6 м и 100 км/ч при длине основного троса 24 м.
Поведение груза на внешней подвеске в основном оп-
ределяется его аэродинамической формой, поэтому для
некоторых грузов эта скорость может быть меньше и в
10*
147
каждом конкретном случае будет зависеть от пЛЯЯ^^В
груза.
Поведение вертолета и груза в полете тем лучше,
чем меньше расстояние между вертолетом и грузом, т. е.
чем короче внешняя подвеска. Поэтому транспортировку
грузов на внешней подвеске с длиной основного троса
(в сборе) 24 м применять в случае укладки груза в труд-
нодоступном месте, когда невозможно произвести посадку
или зависание на меньшей высоте с более коротким ос-
новным тросом.
О раскачке груза в полете летчик может судить по
наличию колебаний вертолета.
3.5. Подцепка груза после посадки вертолета
3.5.1. Произвести посадку вертолета вблизи груза, под-
рулить к грузу с таким расчетом, чтобы он находился
слева от вертолета на расстоянии 1—2 м от консоли кры-
ла, и перевести рычаг общего шага вниз до упора. Руко-
ятка коррекции газа должна быть в крайнем правом
положении.
3.5.2. Поставить переключатель ВЫПУСК—УБОРКА
замка ДГ-64 в положение ВЫПУСК и проконтролировать
выпуск замка ДГ-64 внешней подвески по загоранию
сигнального табло ЗАМОК ВЫПУЩЕН.
Нажать кнопку тактического сброса на рычаге обще-
го шага и открыть замок. Открытие замка проверить по
загоранию сигнального табло ЗАМОК OTKPBIT.
3.5.3. Получить сигнал от наземного оператора о го-
товности груза к подъему.
Проконтролировать закрытие замка ДГ-64 по погаса-
нию сигнального табло ЗАМОК OTKPBIT.
После удаления оператора от вертолета на 25—30 м
по команде руководителя полетов или оператора присту-
пить к поднятию груза.
3.5.4. Получить доклад от членов экипажа о готовно-
сти к полету, плавным отклонением рычага общего шага
вверх увеличить режим работы двигателей и произвести
зависание на высоте, при которой расстояние от колес до
поверхности составляет 1—2 м.
3.5.5. Убедиться, что показания приборов нормальные,
и произвести перемещение вертолета в сторону груза с
набором высоты с таким расчетом, чтобы при зависании
над грузом расстояние от колес до груза равнялось
1—2 м.
148
мтадолнении перемещения и зависания над гру-
^^^жорректировать свои действия по командам руково-
дителя полетов.
3.5.6. После зависания над грузом плавным отклоне-
нием рычага общего шага вверх увеличить высоту висе-
ния вертолета до полного натяжения тросов подвесной
системы, не допуская продольного и бокового смещения
вертолета относительно груза.
После полного натяжения тросов подвесной системы
дальнейшим плавным перемещением рычага общего ша-
га вверх увеличить режим работы двигателей до необхо-
димого для отрыва груза и отделить груз от земли с та-
ким расчетом, чтобы расстояние от груза до земли было
не менее 3 м.
3.5.7. В случае получения команды от руководителя
полетов о неравномерном натяжении тросов «паука» при
подъеме груза, их перехлестывании или зацеплении за
выступающие части груза необходимо снизиться и за-
виснуть на высоте, равной 2 м от колес вертолета до гру-
за, и повторить подъем.
В случае необходимости уложить груз, сбросить тро-
сы внешней подвески и повторить операцию подцепки
после посадки вертолета вблизи груза.
3.5.8. Убедившись в нормальном поведении груза на
висении, а также в том, что расстояние от груза до земли
для безопасного разгона вертолета составляет не менее
3 м, плавно отклонить ручку управления от себя и пере-
вести вертолет на разгон с одновременным плавным на-
бором высоты.
3.5.9. При достижении скорости полета 70 км/ч и вы-
соты не менее 50 м убрать шасси и продолжить разгон
до заданной скорости набора высоты или горизонталь-
ного полета, если предполагается полет на малой высоте.
В процессе разгона подобрать такой режим полета,
при котором поведение груза будет более спокойным, и
на этом режиме продолжить полет.
3.5.10. Переходные режимы при транспортировке гру-
зов на внешней подвеске (разгон, торможение, разворо-
ты) следует выполнять плавно для предотвращения рас-
качки груза. Развороты выполнять с углом крена не бо-
лее 30°.
3.5.11. Снижение при выполнении захода для укладки
груза и посадки производить на скорости 100—ПО км/ч
с вертикальными скоростями не более 2—3 м/с.
Действия при выполнении торможения и зависания
над местом укладки не отличаются от действий при вы-
149
полпенни посадки по-вертолетному при завит^^
зоны влияния земли. При этом торможение иеобходтТт
выполнять более плавно. В начале торможения осторож-
но открыть колпак кнопки сброса груза.
В том случае, когда уменьшение скорости (торможе-
ние) было начато слишком рано, необходимо выполнить
зависание с грузом, не долетая до места его отцепки (на
висении расстояние от груза до земли должно быть не
менее 3 м), а затем выполнить подлет к месту отцепки со
скоростью до 20 км/ч.
Если не удалось плавно уменьшить скорость к момен-
ту подлета к площадке, на которой необходимо отцепить
груз, то дальнейшее торможение прекратить, отклонени-
ем рычага общего шага вверх увеличить режим работы
двигателей до взлетного и перевести вертолет на разгон и
набор высоты для повторного захода. Шасси не убирать.
3.5.12. После зависания вертолета над местом призем-
ления груза плавным отклонением рычага общего шага
вниз уменьшить высоту висения и приземлить груз.
После приземления груза ослабить натяжение троса
подвески уменьшением высоты висения, сместить верто-
лет на висении несколько в сторону от груза с таким рас-
четом, чтобы при сбросе основной трос подвесной систе-
мы не падал на груз, и нажать кнопку тактического или
аварийного сброса груза, после чего должно загореться
табло ЗАМОК ОТКРЫТ.
3.5.13. После загорания сигнального табло ЗАМОК
ОТКРЫТ увеличить высоту висения на 1—2 м и переме-
стить вертолет в безопасном направлении. Убрать замок
ДГ-64 и произвести посадку.
Если по условиям местности посадку на месте отцеп-
ки груза произвести невозможно, то при наличии в со-
ставе экипажа бортового техника разрешается на висе-
нии поднимать тросы внешней подвески в грузовую каби-
ну вертолета с помощью фала после их отцепки от гру-
за. При длине троса не более 6 м его подъем произво-
дить вместе с грузовыми стропами; при длине троса бо-
лее 6 м (но не более 24 м) подъем троса -и грузовых
строп производить раздельно. О возвращении тросов на
борт вертолета наземный состав должен быть проинфор-
мирован заранее.
3.5.14. Сбрасывать груз, транспортируемый на внеш-
ней подвеске, разрешается в следующих случаях:
— на висении, если использована взлетная мощность
двигателей, а вертолет самопроизвольно смещается с раз-
воротом влево (правая педаль отклонена до упора);
150
Г задевании грузом за землю в момент разгона
ЯИ^торможения, если не сработала система автоматиче-
ской отцепки;
— при большой раскачке вертолета и груза, угрожа-
ющей безопасности полета;
— при необходимости произвести вынужденную по-
садку;
— при отказе одного двигателя (груз сбрасывается
перед посадкой или в тех случаях, когда дальнейший по-
лет на одном двигателе с грузом невозможен);
— во всех случаях, связанных с аварийным покидани-
ем вертолета.
Сброс груза производить нажатием на кнопку такти-
ческого или аварийного сброса над безлюдной местностью,
вдали от зданий и сооружений.
3.6. Подцепка груза на висении
3.6.1. Для транспортировки груза с его подцепкой на
внешнюю подвеску с режима висения необходимо:
— подрулить к месту взлета, выпустить замок в ра-
бочее положение и подать команду наземному персоналу
на подвеску основного троса с крюком на нижнем
конце;
— выполнить полет (подлет) к месту расположения
груза на высоте, исключающей касание основного троса
о грунт или препятствия;
— произвести зависание в непосредственной близости
от груза с таким расчетом, чтобы крюк основного троса
был на расстоянии 1,5—2 м от земли;
— плавно снизиться до касания грунта удлинительным
тросом и подать команду наземному оператору на под-
цепку груза;
— убедиться, что оператор удалился от груза на бе-
зопасное расстояние, и в дальнейшем действовать в соот-
ветствии со ст. 3.5.6—3.5.13.
Порядок выполнения полета на отцепку груза анало-
гичен порядку выполнения полета при подцепке груза с
посадкой вертолета.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Для исключения воздей-
ствия статического электричества наземному персо-
налу запрещается приступать к работе по подцепке
груза до касания троса подвески о землю.
151
3.7. Особенности выполнения полета с гру;
на внешней подвеске ночью
3.7.1. При транспортировке грузов на внешней подвес-
ке ночью руководствоваться указаниями, изложенными в
подразд. 2.29 «Полеты ночью в простых метеорологиче-
ских условиях», и указаниями настоящего подраздела.
3.7.2. К полетам с грузом на внешней подвеске но-
чью допускаются экипажи, имеющие опыт полетов на
вертолете ночью и опыт транспортировки грузов на внеш-
ней подвеске днем. Транспортировать на внешней подвес-
ке ночью разрешается только те грузы, поведение которых
проверено при их транспортировке днем.
3.7.3. Действия экипажа при транспортировке груза
на внешней подвеске ночью, а также способ и порядок
подцепки груза такие же, как днем.
3.7.4. Подцепку и укладку грузов производить на пло-
щадках, освещенных прожектором (наземным источником
света), с включенными фарами (фарой) вертолета.
3.7.5. После подцепки груза установить задатчик вы-
соты радиовысотомера на высоту, превышающую общую
длину внешней подвески на 3 м.
3.7.6. Контроль расстояния до земли на висении пос-
ле подъема груза осуществлять по указателю радиовы-
сотомера, а при укладке — дополнительно по загоранию
лампы с желтым светофильтром на ручке УСТАН. ВЫСОТ.
(V) и прослушиванию фона в телефонах длительностью
3—9 с, свидетельствующих о достижении расстояния 3 м
между грузом и поверхностью площадки (заданной вы-
соты).
152
РАЗДЕЛ 4
ДЕЙСТВИЯ БОРТОВОГО ТЕХНИКА
4.1. Обязанности бортового техника
4.1.1. Бортовой техник отвечает за исправность и
боевую готовность, полноту и качество подготовки вер-
толета к полету.
4.1.2. Бортовой техник должен находиться на борту
вертолета и выполнять свои функциональные обязанно-
сти в соответствии с указаниями настоящей Инструкции.
4.1.3. Предполетный осмотр и проверку оборудова-
ния вертолета бортовой техник проводит в соответствии
с Инструкцией по эксплуатации и техническому обслужи-
ванию и указаний настоящего раздела.
4.1.4. Бортовой техник размещается в грузовой каби-
не на одном из передних откидных сидений, предназ-
наченных для перевозки личного состава, или на откид-
ном сиденье из комплекта санитарного оборудования,
устанавливаемом на шпангоуте № 2.
4.1.5. Перед полетом:
— произвести осмотр грузовой кабины в соответствии
со ст. 1.2.1.—1.2.5;
— проверить исправность привязных ремней на выбран-
ном для размещения сиденье и уложить на него парашют;
— закрепить фал гибкой шпильки прибора ППК-У за
кольцо на сиденье;
— занять рабочее место;
— подогнать по росту и застегнуть привязные ремни;
— подключить шлемофон к кабелю СПУ.
4.1.6. Для передвижения в грузовой кабине в полете,
прежде чем покинуть рабочее место, отсоединить фал гиб-
кой шпильки прибора ППК-У от кольца на сиденье, а при
возвращении на рабочее место снова присоединить его к
кольцу сиденья.
4.1.7. При выполнении высотных полетов бортовой тех-
ник использует переносный кислородный прибор КП-21
с кислородной маской КМ-15И из комплекта санитарного
оборудования.
4.1.8. Перед полетом бортовой техник обязан открыть
замок и снять противоугонное устройство, уложить его
в бортовую сумку на двери летчика и доложить команди-
153
ру экипажа о готовности вертолета к полету, о
систем топливом, маслом, воздухом, кислородом, огнега-
сящим составом и гидравлической жидкостью и его за-
грузке.
4.1.9. При автономном базировании вертолета и отсут-
ствии специалиста по авиационному оборудованию до-
полнительно к тому, что указано в разделе «Предполет-
ный осмотр> гл. III Инструкции по эксплуатации и техни-
ческому обслуживанию, бортовой техник производит про-
верку противообледенительной системы и кислородного
оборудования.
4.2. Проверка противообледенительной системы
4.2.1. При температурах наружного воздуха плюс 5е С
и ниже, а также перед полетами в сложных метеорологи-
ческих условиях до запуска двигателей проверить исправ-
ность электрических цепей сигнализации и управления
противообледенительной системы, для чего:
— подключить источник (наземный) переменного тока
и проверить величину напряжения в бортовой сети верто-
лета в соответствии со ст. 1.3.5;
— убедиться, что переключатель РУЧНОЕ — АВТОМ.
и выключатели ОБОГРЕВ ДВИГАТ. (ОБОГРЕВ ДВИ-
ГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ.), ОБОГРЕВ СТЕКОЛ и РИО-3 —
ОБОГРЕВ ДАТЧИКА находятся в положении ОТКЛ.
(нижнее положение);
— включить все необходимое для проверки АЗС;
— установить переключатель РУЧНОЕ — АВТОМ. в
положение РУЧНОЕ и проконтролировать загорание сиг-
нальных табло ПРОТИВООБЛЕД. ВКЛ., ОБОГРЕВ
ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ПРАВ. ДВИГ. ВКЛ.,
ОБОГРЕВ ВХОДА В ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ
ВХОДА В ПР. ДВИГ. ВКЛ., а для вертолетов с ПЗУ —
только табло ПРОТИВООБЛЕД. ВКЛ.;
— установить переключатель РУЧНОЕ — АВТОМ. в
положение АВТОМ., нажать кнопку ОТКЛ. ПРОТИВООБ-
ЛЕД. СИСТЕМЫ и убедиться, что все сигнальные табло
погасли;
— установить выключатель ОБОГРЕВ ДВИГАТ. (вы-
ключатели ОБОГРЕВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ.) в по-
ложение ВКЛ. и проконтролировать загорание сигнальных
табло ОБОГРЕВ ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ПРАВ.
ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ВХОДА В ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ.
ЛЕВ. ПЗУ ВКЛ-), ОБОГРЕВ ВХОДА В
ГтТв. ДВИГ. ВКЛ. (ОБОГРЕВ ПРАВ. ПЗУ ВКЛ.);
— установить выключатель ОБОГРЕВ ДВИГАТ. (вы-
ключатели ОБОГРЕВ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ.) в
положение ОТКЛ. и убедиться, что сигнальные табло
погасли.
4.3. Проверка кислородного оборудования
4.3.1. При осмотре грузовой кабины в случае транспор-
тировки раненых произвести следующее:
— проверить наличие переносных кислородных прибо-
ров КП-21 и кислородных масок КЛ1-15И:
— произвести проверку работоспособности кислород-
ных приборов в соответствии со ст. 1.2.4.
4.4. Подготовка к запуску двигателей и действия
при запуске
4.4.1. Убедиться в отсутствии посторонних предметов
и в наличии противопожарных средств вблизи вертолета
(при запуске вне аэродрома убедиться в наличии бортовых
переносных средств пожаротушения).
4.4.2. Проверить, что средства запуска, а также спе-
циалисты из состава наземного экипажа находятся в ус-
тановленных местах и доложить летчику о готовности вер-
толета к запуску двигателей.
4.4.3. В момент запуска двигателей внешним осмотром
убедиться в отсутствии течи топлива и масла.
При обнаружении ненормальных показаний прибо-
ров, появления течи топлива или масла, посторонних
шумов, тряски двигателей и длинных языков пламени из
выхлопного патрубка подать команду летчику на выклю-
чение двигателей.
4.4.4. В процессе прогрева силовой установки, опробо-
вания двигателей и проверки оборудования проконтроли-
ровать по указателям приборов, расположенным на при-
борной доске летчика, работу силовой установки и систем
вертолета. Для двигателей с РПР (ЭРД) совместно с лет-
чиком произвести проверку РПР (ЭРД) согласно
ст. 1.10.4, 1.10.5.
4.4.5. После окончания работ, указанных в ст. 1.8.1 —
1.8.10, войти в грузовую кабину, закрыть входную дверь и
проверить надежность ее закрытия. Занять место у прохо-
да, соединяющего грузовую кабину с кабиной экипажа.
155
Надеть шлемофон, проверить его подключеЦД^^»
СПУ и качество связи с членами экипажа. Надеть парА-
шют и доложить командиру экипажа о готовности к по-
лету.
4.5. Обязанности бортового техника в полете
4.5.1. При выполнении полетов бортовой техник обязан:
— постоянно быть на связи с летчиком по СПУ;
— вести осмотрительность через остекление грузовой
кабины;
— немедленно докладывать летчику о всех обнару-
женных ненормальностях в работе систем вертолета, рас-
положенных в грузовой кабине, и изменениях в воздушной
обстановке и действовать в соответствии с его указаниями;
— при посадках на площадки с неизвестной прочностью
грунта после приземления вертолета по команде летчика
выйти на площадку, определить состояние грунта и визу-
альными командами подать ему сигнал на плавное умень-
шение общего шага несущего винта; в процессе уменьше-
ния общего шага следить за отсутствием проваливания
колес;
— - производить по команде летчика приведение в дей-
ствие дымовой шашки и ее сброс через проем окна грузо-
вой кабины на площадку посадки за 10—15 с до прохода
ее центра с целью определить по ней направление ветра.
При нахождении бортового техника на борту в случае
перевозки людей он является старшим по отношению к
перевозимой группе и руководствуется указаниями разд. 3
«Перевозка людей и грузов».
При перевозке грузов в грузовой кабине бортовой тех-
ник наблюдает за состоянием их швартовки.
В случае отсутствия наземного оператора при транс-
портировке грузов на внешней подвеске посадочным спо-
собом бортовой техник выполняет его функции по под-
цепке груза.
На висении перед подъемом тросов внешней подвески
бортовому технику необходимо:
— пристегнуть страховочный пояс и фал за кольца
швартовочного узла;
- — с разрешения командира экипажа открыть левую
дверь грузовой кабины и доложить о готовности к подъе-
му тросов;
— выпустить фал и после его подцепки по сигналу
наземного оператора или по команде руководителя поле-
тов произвести подъем тросов;
156
а ЖЩя^Ррыть ДвеРь и доложить командиру экипажа:
^^^Тт>днят, дверь закрыта».
4.5.2. При возникновении пожара в грузовой кабине
бортовой техник обязан применить переносный огнетуши-
тель.
После посадки вертолета под руководством командира
экипажа, а при необходимости самостоятельно принять
меры по спасению людей и ликвидации пожара на вер-
толете.
4.5.3. После заруливания на стоянку, останова двига-
телей и выхода летчика из кабины бортовой техник обя-
зан установить противоугонное устройство и закрыть его
замок.
157
РАЗДЕЛ 5
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ
5.1. Отказ одного двигателя
5.1.1. Признаки:
— разбалансировка вертолета, проявляющаяся как
рывок вправо; величина разбалансировки зависит от ре-
жима работы двигателей и скорости полета в момент от-
каза (чем выше режим работы двигателя и меньше ско-
рость полета, тем значительнее разбалансировка);
— падение оборотов турбокомпрессора, давления воз-
духа за компрессором (по указателю режимов) и тем-
пературы газов остановившегося двигателя;
— увеличение оборотов турбокомпрессора и давления
воздуха за компрессором (по указателю режимов) рабо-
тающего двигателя;
— падение оборотов несущего винта.
5.1.2. Действия летчика при отказе двигателя на ско-
ростях полета более 150 км/ч:
— отклонением ручки управления на себя произвести
интенсивное торможение до скорости 150 км/ч, увеличив
угол тангажа на кабрирование не более чем на 25° (чем
больше скорость и меньше высота, тем больше угол тан-
гажа) ;
— отклонением общего шага не допускать увеличения
оборотов несущего винта более 103% (увеличением об-
щего шага) или их уменьшения менее 92% (уменьшением
общего шага);
— перевести рычаги раздельного управления двигате-
лями вверх до упора;
— определить по показаниям приборов, какой из
двигателей отказал; перевести рычаг стоп-крана отказав-
шего двигателя в положение ЗАКРЫТО и закрыть его
пожарный кран;
— убедиться в нормальной работе второго двигателя;
— если позволяет время, выклю^ть ПЗУ, СКВ, ПОС
(после выхода из обледенения) и в безопасном месте сбро-
сить внешние подвески;
— оценить возможность горизонтального полета на
данной высоте.
158
^^огказе двигателя на больших высотах при необхо-
^ИКсти снизиться до высоты 1000—500 м.
Если горизонтальный полет возможен, продолжить
полет до ближайшего аэродрома или пригодной площад-
ки и произвести посадку, как указано в подразд. 2.27 «По-
садка при одном работающем двигателе в учебных целях>.
При необходимости полет при одном выключенном дви-
гателе разрешается выполнять при работе второго двига-
теля на взлетном режиме в течение 60 мин; после этого
двигатель подлежит замене.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во всех случаях запуск
в полете отказавшего двигателя запрещается.
5.1.3. Действия летчика при отказе двигателя на ско-
ростях полета менее 150 км/ч: отклонением рычага обще-
го шага вниз не допустить уменьшения оборотов несущего
винта менее 92% и перевести вертолет на разгон (если
позволяет высота) до скорости 140 км/ч с углом тангажа
на пикирование не больше 20°. Чем меньше скорость
полета, тем больше должен быть угол тангажа.
Потеря высоты на разгоне при отказе двигателя сос-
тавляет:
— с 50 км/ч — ПО м;
— с 60 км/ч — 90 м;
— с 80 км/ч — 60 м;
— со 100 км/ч — 30 м.
При достижении скорости 140 км/ч дальнейшие дейст-
вия не отличаются от действий в случае отказа одного
двигателя на скоростях полета более 150 км/ч.
5.1.4. Если после выполнения действий, указанных в
ст. 5.1.2 и 5.1.3, горизонтальный полет невозможен, необ-
ходимо:
— если местность позволяет, выполнить энергичное
торможение до скорости 80 км/ч и произвести посадку
прямо перед собой с коротким пробегом;
— если посадка перед собой не обеспечена, то в про-
цессе торможения выполнить разворот для выбора места
посадки. Разворот в начальный момент торможения вы-
полнять с креном до 45° с постепенным его уменьшением
по мере уменьшения высоты и скорости полета с таким
расчетом, чтобы разворот был закончен на высоте не ме-
нее 15 м и скорости 80 км/ч. При этом на высотах 30 м
и менее угол крена по величине не должен превышать
значения высоты полета.
Минимальная высота, на которой в зависимости от
скорости полета обеспечивается разворот на 90 или 180°,
159
определяется верхней границей зон, указанных
венно на рис. 7.Зв и 7.3г.
Так, разворот на 90° на скоростях 120—160 км/ч обес-
печивается на высоте не менее 20 м.
При отказе двигателя на скоростях полета менее
120 км/ч, когда разгон скорости невозможен из-за малой
высоты, отклонением рычага общего шага не допустить
уменьшения оборотов несущего винта менее 92%, устано-
вить по возможности скорость 80 км/ч и произвести по-
садку с коротким пробегом.
При этом в случае необходимости на высотах более
10 м разрешается выполнять отвороты с торможением
скорости.
Величина отворота зависит от исходной скорости поле-
та и не должна превышать:
90° — на скорости 120 км/ч, 70° — на скорости ПО км/ч;
50° — на скорости 100 км/ч, 30° — на скорости 90 км/ч;
10° — на скорости 80 км/ч.
На скоростях полета менее 80 км/ч посадку произво-
дить прямо перед собой, избегая лобовых ударов о пре-
пятствия.
Если двигатель отказал над пересеченной местностью,
торможение произвести до скорости 50 км/ч и на этой
скорости выполнить снижение с вертикальной скоростью
4—5 м/с до высоты 20 м, на которой произвести дальней-
шее энергичное торможение скорости до 20 км/ч. На вы-
соте 5—6 м энергичным увеличением общего шага вплоть
до максимального погасить вертикальную скорость к мо-
менту приземления. После приземления на основные
колеса применить тормоза, удерживая ручку управления
в отклоненном на себя положении до прекращения движе-
ния вертолета. Отклонением ручки управления от себя
опустить вертолет на носовое колесо, уменьшить общий
шаг несущего винта до минимального, выключить двига-
тель и закрыть пожарные краны.
5.1.5. Действия летчика при отказе двигателя на висе-
нии:
1) при высоте висения до 3 м:
— не изменяя положения рычага общего шага, соот-
ветствующим отклонением рычагов управления париро-
вать возникающие крен и разворот;
— немедленно с переходом на снижение отклонением
рычага общего шага вверх произвести гашение вертикаль-
ной скорости, удерживая вертолет от разворота и крене-
ний;
— после приземления уменьшить общий шаг несущего
160
E неминимального, перевести рычаги стоп-кранов
в положение ЗАКРЫТО и закрыть пожарные
2) при высоте висения от 3 до 5 м:
— при неизменном положении рычага общего шага
соответствующим отклонением рычагов управления пари-
ровать возникающие крен и разворот;
— по достижении высоты 2—3 м энергичным отклоне-
нием рычага общего шага вверх вплоть до максимального
погасить вертикальную скорость, удерживая вертолет от
разворота и кренений;
— после приземления уменьшить общий шаг несущего
винта до минимального, перевести рычаги стоп-кранов в
положение ЗАКРЫТО и закрыть пожарные краны;
3) при высоте висения от 5 до 10 м:
— немедленно уменьшить общий шаг несущего винта
на 1—2° с одновременным парированием возникающих
крена и разворота;
— с высоты 3—6 м отклонением рычага общего шага
вверх с максимально возможным темпом погасить верти-
кальную скорость к моменту приземления, удерживая
вертолет от разворота и кренений;
— после приземления уменьшить общий шаг несущего
винта до минимального, перевести рычаги стоп-кранов в
положение ЗАКРЫТО и закрыть пожарные краны.
Действия летчика при отказе
двигателя на взлете
1) на высотах до 10 м и скоростях полета 40 км/ч и
менее:
— при неизменном положении рычага общего шага
немедленным отклонением ручки управления на себя
обеспечить приземление вертолета на основные колеса;
— отклонением рычагов управления парировать воз-
никающие крен и разворот;
— по достижении высоты 2—3 м энергичным отклоне-
нием рычага общего шага вверх вплоть до максимального
значения погасить вертикальную скорость, удерживая
вертолет от разворотов и кренений;
— после опускания носового колеса применить тормоза
колес, уменьшить общий шаг несущего винта до минималь-
ного, перевести рычаги стоп-кранов в положение ЗАКРЫ-
ТО и закрыть пожарные краны;
2) на высотах от 10 до 25 м и скоростях полета более
40 км/ч:
11 Зак. 3173дсп
161
— немедленным отклонением рычага общв
2 —3° вниз не допускать уменьшения оборотов^^ » t а
винта ниже 88%;
— отклонением рычагов управления парировать возни-
кающие крен и разворот;
— отклонением ручки управления на себя придать вер-
толету посадочный угол тангажа и выдерживать его до
приземления;
— по достижении высоты 3—4 м энергичным отклоне-
нием рычага общего шага вверх погасить вертикальную
скорость к моменту приземления;
— после приземления вертолета на основные колеса
плавно опустить его на носовое колесо, уменьшить общий
шаг несущего винта до минимального и применить тор-
моза;
— после остановки вертолета на пробеге перевести
рычаги стоп-кранов в положение ЗАКРЫТО и закрыть
пожарные краны;
3) на высотах более 25 м и скоростях полета более
70 км/ч:
— немедленным отклонением рычага общего шага
вниз не допустить уменьшения оборотов несущего винта
ниже 88%;
— отклонением рычагов управления парировать возни-
кающие крен и разворот;
— рычаги раздельного управления двигателей пере-
вести вверх до упора;
— установить скорость полета 70—80 км/ч и произ-
вести посадку, как указано в ст. 2.27.10 «Посадка при
одном работающем двигателе в учебных целях с коротким
пробегом».
5.1.6. На вертолете при нормальном и максимальном
полетных весах возможен полет без снижения с одним
работающим на взлетном режиме двигателем в стандарт-
ных атмосферных условиях в диапазоне скоростей, указан-
ных в табл. 5.1.
На других скоростях и высотах полет будет со сниже-
нием.
Выполнение полета с одним работающим двигателем
рекомендуется выполнять на скорости 140—160 км/ч, так
как на этой скорости потребная для полета мощность
имеет минимальное значение.
5.1.7. Во всех случаях отказа одного из двигателей в
полете при невозможности выполнения горизонтального
полета с одним двигателем, работающим на взлетном ре-
жиме (барометрическая высота полета выше 1000 м,
162
Таблица 5.1
Скорость, км/ч
Высота (барометрическая), м
при
нормальном
полетном
весе
при
максималь-
ном
полетном
весе
при
максималь-
ном
полетном
весе
в перегоно-
чном
варианте
500
1000
100—200
120—180
110—185
140—160
110—150
полетный вес выше нормального, высокая температура
наружного воздуха), необходимо выбрать площадку и
произвести посадку.
5.2. Отказ двух двигателей
5.2.1. Признаки:
— резкая разбалансировка вертолета, проявляющая-
ся как резкий рывок вправо; величина разбалансировки
зависит от режима работы двигателей в момент отказа
и скорости полета (чем выше режим работы двигателей
и меньше скорость полета, тем резче проявляется разба-
лансировка);
— падение оборотов турбокомпрессоров, давления воз-
духа за компрессором (по указателю режимов) и темпе-
ратуры газов обоих двигателей;
— быстрое падение оборотов несущего винта;
— изменение звука от работающих двигателей.
5.2.2. Действия летчика при отказе двух двигателей на
высотах более 100 м:
— немедленно уменьшить общий шаг несущего винта
до минимального;
— одновременно соответствующим отклонением ручки
управления и педалей удерживать вертолет от кренов и
разворотов;
— перевести рычаги стоп-кранов двигателей в закры-
тое положение, закрыть пожарные краны и выключить
топливные насосы баков;
— разгоном или торможением установить скорость
планирования по прибору 80—90 км/ч;
— обороты несущего винта выдерживать наибольшими
в пределах 90—98% по указателю путем соответствующего
отклонения рычага общего шага, не допуская забросов
выше 115% и падения ниже 85%;
11
163
— произвести сброс внешних подвесок в^^И^Ц
уменьшения полетного веса;
— сбалансировать вертолет триммерами, создав незна-
чительный пикирующий момент, а поперечным тримме-
ром полностью снять усилия от кренящего момента;
— выбрать площадку и выполнить заход на посадку по
возможности против ветра;
— выпустить шасси;
— при наличии достаточной высоты расчет на посадку
можно уточнять изменением скорости планирования
(уменьшение скорости увеличивает наклон траектории,
увеличение — уменьшает);
— с высоты 60—50 м произвести интенсивное тормо-
жение скорости путем увеличения угла тангажа вертолета
до 15° с таким расчетом, чтобы на высоте 15—10 м
она составляла 60—50 км/ч;
— с высоты 15—20 м начать уменьшение угла танга-
жа с таким расчетом, чтобы к моменту приземления он
был близок к посадочному (4—5°). Одновременно энер-
гичным увеличением общего шага до максимального зна-
чения погасить вертикальную скорость;
— в процессе увеличения общего шага удерживать по-
садочный угол тангажа вертолета незначительным откло-
нением ручки от себя;
— после приземления опустить рычаг общего шага вниз
до упора и применить тормоза колес.
5.2.3. Если двигатели отказали над пересеченной
местностью (лесом, болотом, оврагом) и посадка с пробе-
гом невозможна, в целях сохранения жизни экипажа пос-
ле перевода вертолета на режим самовращения действо-
вать следующим образом:
— выпустить шасси;
— произвести сброс внешних подвесок (в целях умень-
шения полетного веса);
— планирование выполнять на скорости 80—90 км/ч
до высоты 40—30 м;
— с высоты 40—30 м произвести интенсивное тормо-
жение скорости увеличением угла тангажа вертолета до
20° с таким расчетом, чтобы на высоте 15—10 м она со-
ставляла 40—30 км/ч;
— с высоты 15—10 м энергичным движением рычага
общего шага вверх до упора погасить вертикальную ско-
рость;
— ручкой управления удерживать угол тангажа 15—
20° до момента приземления;
164
приземления на основные колеса применить
удерживая ручку управления в отклоненном на
себя положении до прекращения движения вертолета;
— уменьшить общий шаг несущего винта до мини-
мального и установить ручку управления в нейтральное
положение.
5.2.4. Действия летчика при отказе двух двигателей
на высоте менее 100 м и на скорости полета бо-
лее 60 км/ч:
— немедленно уменьшить общий шаг несущего винта
до величины, обеспечивающей обороты несущего винта не
менее 85%, с одновременным переходом на торможение
путем придания вертолету угла тангажа до 20° в зависи-
мости от скорости полета, на которой отказали двигатели;
— выпустить шасси;
— перевести рычаги стоп-кранов двигателей в закры-
тое положение, закрыть пожарные краны и выключить
топливные насосы;
— соответствующим отклонением рычагов управления
устранять возникающие крен и разворот;
— по достижении скорости 60—50 км/ч начать плав-
ное уменьшение угла тангажа с таким расчетом, чтобы
к моменту посадки он был близок к посадочно-
му (4—5°);
— с высоты 15—20 м энергичным увеличением общего
шага до максимального значения погасить вертикальную
скорость;
— в процессе увеличения общего шага удерживать
посадочный угол тангажа вертолета незначительным от-
клонением ручки от себя;
— после приземления опустить рычаг общего шага
вниз до упора и применить тормоза колес.
5.2.5. Действия летчика при отказе двух двигателей на
высоте менее 100 м и на скорости полета 60 км/ч и
менее:
— немедленно отклонить рычаг общего шага вниз до
упора;
— отклонением рычагов управления парировать возни-
кающие крен и разворот;
— выпустить шасси;
— перевести рычаги стоп-кранов двигателей в за-
крытое положение, закрыть пожарные краны и выключить
топливные насосы;
— соответствующим отклонением ручки управления
установить скорость полета 50—40 км/ч к моменту дости-
жения высоты 20—15 м;
165
— с высоты 20—15 м энергичным движениен^^^идя
общего шага вверх до упора погасить вертикальнук^^^
рость;
одновременно с отклонением рычага общего шага
вверх соответствующим отклонением ручки управления
придать вертолету посадочный угол тангажа;
— после приземления немедленно опустить рычаг
общего шага вниз до упора и применить тормоза колес.
5.3. Неустойчивая работа двигателя (помпаж)
5.3.1. Признаки:
— появление характерного звука от двигателей
(хлопки);
— резкое уменьшение числа оборотов несущего винта;
— возрастание температуры газов неустойчиво рабо-
тающего двигателя;
— резкое уменьшение (колебательного характера) дав-
ления воздуха за компрессором неустойчиво работающего
двигателя.
5.3.2. Действия летчика:
— в полете уменьшением режима работы двигателя
попытаться ликвидировать его неустойчивую работу; если
ликвидировать помпаж не удалось, выключить неустойчи-
во работающий двигатель и действовать в соответствии
с указанием при отказе одного двигателя (подразд. 5.1);
на висении немедленно выполнить приземление.
5.4. Неисправность системы автоматического
регулирования (САР) двигателя в полете
При неисправности системы автоматического регулиро-
вания двигателя в полете действия летчика в различных
случаях не одинаковы и определяются по признакам не-
исправности.
5.4.1. Признаки:
— колебание оборотов турбокомпрессоров двигателей
на величину более 1%;
— при перемещениях рычага общего шага режим
работы одного из двигателей не изменяется.
Обороты несущего винта при появлении этих призна-
ков поддерживаются в диапазоне (95±2) % автоматически.
5.4.2. Действия летчика: при появлении одного из приз-
наков выполнение задания прекратить и произвести по-
садку на свой или ближайший аэродром.
5.4.3. Признаки: образование разницы в оборотах
турбокомпрессоров двигателей более 3,0%, увеличение
166
ЛЫрруов несущего винта до 103% и более (один из этих
Жркзнйков или два вместе).
5.4.4. Действия летчика:
1) на висении, взлете и предпосадочном планировании:
при появлении одного из признаков произвести посадку.
В случае увеличения оборотов несущего винта до 103% и
более плавным поворотом рукоятки коррекции влево с
одновременным отклонением рычага общего шага вверх
установить их равными (95±2) % и поддерживать в этом
диапазоне вручную (рычаг общего шага вверх — коррек-
ция вправо; рычаг общего шага вниз — коррекция
влево);
2) на остальных режимах полета:
а) отклонением рычага общего шага вверх установить
обороты несущего винта 92—93%;
б) определить характер неисправности САР, для чего
плавно отклонить рычаг общего шага вниз, не допуская
увеличения оборотов несущего винта более 98%, а затем
вверх, при этом могут иметь место следующие слу-
чаи изменения оборотов турбокомпрессоров двигателей и
несущего винта:
первый случай: при перемещениях рычага обще-
го шага происходит изменение оборотов турбокомпрессо-
ров обоих двигателей, обороты несущего винта поддер-
живаются (95+2) % автоматически;
второй случай: при отклонении рычага общего
шага вниз обороты турбокомпрессора двигателя с исправ-
ной САР уменьшаются, а при отклонении вверх — увели-
чиваются, поддерживая обороты несущего винта в диапа-
зоне 95+2% автоматически; двигатель с неисправной САР
работает на взлетном режиме, и обороты его турбоком-
прессора не изменяются;
третий случай: при отклонении рычага общего
шага вниз обороты турбокомпрессора одного двигателя
(работает на взлетном режиме) не изменяются, а обороты
второго уменьшаются медленно и не обеспечивается авто-
матическое поддержание оборотов несущего винта (95 ±
±2)%, обороты несущего винта увеличиваются и стре-
мятся превысить 103%.
После определения характера неисправности САР,
как указано выше, действия летчика следующие:
в первом случае — перевести вертолет в гори-
зонтальный полет и установить скорость 100—250 км/ч;
выполнение задания прекратить и произвести посадку на
свой или ближайший аэродром;
167
во втором случае — плавным отклонением.
га общего шага вниз установить обороты несущего вин*
та 95%.
Плавным отклонением вниз рычага раздельного управ-
ления двигателя с неисправной системой регулирования
уменьшить режим по оборотам его турбокомпрессора на
3%. При этом режим работы двигателя с исправной авто-
матикой увеличится. Дальнейшее пилотирование вертолета
не отличается от обычного, за исключением более плавного
перемещения ручки управления вертолетом и рычага об-
щего шага, так как поддержание оборотов несущего винта
(95±2) % обеспечивается автоматикой только одного дви-
гателя. Рукоятка коррекции в этом случае должна нахо-
диться в крайнем правом положении.
Выполнение задания прекратить, установить скорость
горизонтального полета 100—200 км/ч и произвести по-
садку по-вертолетному или по-самолетному на ближайшую
выбранную площадку или аэродром, если полет выпол-
нялся в районе аэродрома;
в третьем случае — при достижении оборотов
несущего винта 96% дальнейшее отклонение рычага об-
щего шага вниз прекратить, повернуть рукоятку коррек-
ции влево до достижения оборотов несущего винта 95%.
Для изменения режима полета потребный режим работы
двигателей устанавливать плавным поворотом рукоятки
коррекции с одновременным отклонением рычага общего
шага, поддерживая обороты несущего винта (95±2)%
вручную (рычаг общего шага вверх — коррекция вправо,
рычаг общего шага вниз — коррекция влево).
Выполнение задания прекратить, установить скорость
горизонтального полета 100—200 км/ч и произвести посад-
ку по-вертолетному или по-самолетному на ближайшую
выбранную площадку или аэродром, если полет выпол-
нялся в районе аэродрома.
5.5. Превышение максимально допустимой температуры
газов перед турбиной
5.5.1. Признаки:
— превышение температуры газов перед турбиной по
указателю выше 960 (990)° С,
— загорание табло ЛЕВ. ДВИГ. Г ГАЗОВ ВЫСОКА
или ПРАВ. ДВИГ. Г ГАЗОВ ВЫСОКА (для двигателей
второй серии).
5.5.2. Действия летчика:
— снизить режим работы двигателей до установления
температуры газов перед турбиной, не превышающей
168
максимально допустимую для данного режима, и убедить-
ся в погасании табло ЛЕВ. (ПРАВ.) ДВИГ. t° ГАЗОВ
ВЫСОКА;
— усилить контроль за температурой газов перед
турбиной и продолжить выполнение задания.
5.6. Повышенная вибрация двигателей
5.6.1. Признаки:
— горят сигнальные табло с желтыми светофильтрами
ЛЕВ. ДВИГ. ВИБРАЦИЯ ПОВЫШ., ПРАВ. ДВИГ.
ВИБРАЦИЯ ПОВЫШЕН, (одно или оба);
— кратковременное загорание или устойчивое горе-
ние сигнального табло с красным светофильтром ВЫКЛЮ-
ЧИ ПРАВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ или ВЫКЛЮЧИ ЛЕВЫЙ
ДВИГАТЕЛЬ. РИ-65 выдает сообщение: «В'ибрации лево-
го двигателя» или «Вибрации правого двигателя».
5.6.2. Действия летчика:
— при загорании сигнальных табло с желтыми свето-
фильтрами необходимо усилить контроль за работой
двигателей и продолжить выполнение задания;
— в случае загорания сигнального табло с красным
светофильтром уменьшением режима работы двигателей
рычагом общего шага попытаться понизить уровень виб-
рации, при этом сигнальное табло с красным светофильт-
ром должно погаснуть; .выполнение задания прекратить,
установить скорость полета 130—140 км/ч, продолжить
полет до ближайшего аэродрома и произвести посадку
по-самолетному. Если сигнальное табло с красным свето-
фильтром не гаснет, рычаг раздельного управления этого
двигателя плавно отклонить вниз до упора и выключить
двигатель переводом рычага стоп-крана в закрытое поло-
жение. Закрыть его пожарный кран и действовать в соот-
ветствии с указаниями подразд. 5.1.
5.7. Падение давления масла в двигателе
5.7.1. Признак: уменьшение давления масла в двига-
теле по указателю манометра.
5.7.2. Действия летчика:
— при уменьшении давления масла в двигателе до
2 кгс/см2 рычагом раздельного управления снизить режим
работы этого двигателя до минимального, позволяющего
продолжать полет, и убедиться, что температура масла в
двигателе не превышает 150° С. Выполнение задачи пре-
кратить и продолжить полет до ближайшего аэродрома;
169
— в случае уменьшения давления масла в двигателе
ниже 2 кгс/см2 двигатель выключить и действовать в соот-
ветствии с указаниями при отказе одного двигателя.
Появление стружки
в масле двигателя
5.7.3. Признак: загорание (непрерывное мигание) таб-
ло СТРУЖКА В МАСЛЕ ЛЕВ. (ПРАВ.) ДВИГ.
5.7.4. Действия летчика:
— проконтролировать значения температуры и давле-
ния масла в двигателе;
— если значения параметров двигателя нормальные,
выполнение задания прекратить, усилить контроль за
температурой и давлением масла и произвести посадку
на ближайший аэродром (выбранную площадку);
— если значения температуры и давления масла вы-
ходят за допустимые пределы, выполнение задания пре-
кратить, выключить двигатель и действовать в соответст-
вии с указаниями, изложенными в ст. 5.1.2—5.1.7 Инст-
рукции.
5.8. Неисправность редуктора в полете
4,8.1. Признаки:
— появление непривычного шума или тряски верто-
лета;
— резкое повышение температуры масла;
— резкое понижение давления масла ниже допусти-
мого;
— загорание табло СТРУЖКА В МАСЛЕ ГЛ. РЕД.
(на вертолетах, оборудованных сигнализатором стружки);
— загорание табло ГЛ. РЕД. ДАВЛЕН. МАЛО, а
извещатель РИ-65 выдает сообщение: «Мало давление
масла в редукторе» (для вертолетов, оборудованных сиг-
нализатором давления масла в главном редукторе).
5.8.2. Действия летчика: немедленно перейти на сни-
жение со скоростью 130—140 км/ч, выпустить шасси и
произвести посадку на выбранную площадку.
В зависимости от условий посадку произвести по-вер-
толетному или по-самолетному.
При загорании только табло СТРУЖКА В МАСЛЕ
ГЛ. РЕД. задание прекратить и следовать до ближайшего
аэродрома, осуществляя контроль за давлением и темпера-
турой масла в главном редукторе.
170
5.9. Пожар в воздухе
5.9.1. Признаки:
— речевой извещатель РИ-65 выдает сообщение:
«Борт номер ..., пожар>;
— загорание красного сигнального табло ПОЖАР
на приборной доске летчика, красных сигнальных табло
ПОЖАР В ОТСЕКЕ ЛЕВ. ДВИГ., ПОЖАР В ОТСЕКЕ
ПРАВ. ДВИГ., ПОЖАР В ОТСЕКАХ АИ-9В и БАК № 3,
ПОЖАР В ОТСЕКЕ ГЛАВН. РЕДУКТОРА (одного или
нескольких) и желтых сигнальных табло 1 соответствую-
щих отсеков на щитке противопожарной системы;
— появление дыма, пламени или запаха гари в кабине;
— резкое повышение температуры газов перед турби-
ной двигателя выше допустимой;
— появление шлейфа дыма за вертолетом (по сигналу
с соседнего вертолета или руководителя полетов).
5.9.2. Действия летчика:
— при обнаружении признаков пожара установить
место его возникновения по сигнальным табло или визу-
ально;
— убедиться в автоматическом срабатывании первой
очереди пожаротушения в тот отсек, где возник пожар,
и в том, что пожар потушен, по погасанию соответствую-
щего красного сигнального табло на щитке противопожар-
ной системы;
— если пожар был обнаружен визуально в каком-либо
из защищаемых отсеков или не сработали система сигна-
лизации и первая очередь пожаротушения автоматически,
включить ее вручную нажатием кнопки РУЧНОЕ ВКЛЮ-
ЧЕНИЕ 1-й ОЧЕРЕДИ соответствующего отсека и убе-
диться, что пожар потушен;
— если красное табло соответствующего отсека про-
должает гореть после автоматического срабатывания
первой очереди или ручного ее включения или нет уверен-
ности, что пожар ликвидирован, вручную включить вто-
рую очередь пожаротушения нажатием кнопки РУЧНОЕ
ВКЛЮЧЕНИЕ 2-й ОЧЕРЕДИ соответствующего отсека
и убедиться, что пожар потушен.
После ликвидации пожара в каком-либо отсеке красное
сигнальное табло ПОЖАР на приборной доске летчика
продолжает гореть. Для его выключения необходимо на-
жать кнопку ОТКЛ. СИГН. ПОЖАРА.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. После ликвидации пожа-
ра в каком-либо отсеке первой очередью пожароту-
шения при возникновении пожара в другом отсеке
необходимо вручную включить вторую очередь.
171
При возникновении пожара в отсеке одного из двига5
телей выключить двигатель, закрыть его пожарный кран
и выключить ПЗУ.
В случае загорания электропроводки отключить сеть,
в которой возник пожар. Если невозможно определить,
в какой сети загорелась электропроводка, обесточить весь
вертолет, поставив выключатели ГЕНЕРАТОРЫ ЛЕВ.,
ПРАВ, и АККУМУЛЯТОРЫ ЛЕВ., ПРАВ, в положение
ОТКЛ.
5.9.3. Пожар в грузовой кабине ликвидирует бортовой
техник с помощью ручного бортового огнетушителя по
команде летчика.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Если после принятия
всех мер пожар не прекращается, летчику принять
решение о немедленном выполнении посадки или по-
кидании вертолета.
2. После ликвидации пожара в любом отсеке вер-
толета дальнейшее выполнение задания прекратить и
произвести посадку на ближайшую площадку.
5.10. Отказ в полете подкачивающих насосов
расходных баков
5.10.1. Признаки:
— извещатель РИ-65 выдает сообщение: «Отказал на-
сос расходного бака, проверь остаток топлива*;
— гаснет сигнальное табло НАСОС РАБОТАЕТ № 1
или НАСОС РАБОТАЕТ № 2 (или оба табло вместе);
— кратковременно (на 1—2 с) уменьшаются обороты
турбокомпрессора на 2—3%, давление топлива на 3—
4 кгс/см2 и обороты несущего винта на 1—3%.
5.10.2. Действия летчика:
— при отказе подкачивающего насоса одного из рас-
ходных баков выполнение задания продолжить, при этом
обеспечивается нормальное питание обоих двигателей;
— если отказали оба подкачивающих насоса, выполне-
ние задания прекратить и произвести посадку на свой или
ближайший аэродром.
5.11. Отказ в полете перекачивающих насосов
5.11.1. Признаки:
— преждевременное уменьшение количества топлива
в расходных баках;
— гаснет сигнальное табло НАСОС РАБОТАЕТ № 5
или НАСОС РАБОТАЕТ № 4 (или оба табло вместе).
172
ТП.2. Действия летчика:
— убедиться в исправности сигнальных табло постанов-
кой переключателя ДЕНЬ — НОЧЬ на левом пульте в по-
ложение ДЕНЬ и нажать кнопку КОНТРОЛЬ;
— проконтролировать, включены ли перекачивающие
насосы;
— проверить количество топлива в расходных баках
и в баках № 4 и 5 по топливомеру;
— при отказе одного из перекачивающих насосов (гас-
нет сигнальное табло НАСОС РАБОТАЕТ № 5 (№ 4)
выполнение задания продолжить, при этом обеспечена
перекачка топлива в оба расходных бака;
— если топливо в расходные баки не поступает, вы-
полнение задания прекратить и произвести посадку на
выбранную площадку или ближайший аэродром.
Необходимо помнить, что запаса топлива 620 л в рас-
ходных баках достаточно для полета на высоте 500 м и
скорости по прибору 240—260 км/ч в течение 40 мин на
расстояние 165 км.
5.12. Загорание сигнального табло резервного
остатка топлива
5.12.1. Признаки:
— извещатель РИ-65 выдает сообщение: «Резервный
остаток топлива»;
— загорается сигнальное табло БАК № 1 ОСТАЛОСЬ
120 Л или БАК № 2 ОСТАЛОСЬ 120 Л (или оба табло
вместе).
5.12.2. Действия летчика:
В случае загорания одного из сигнальных табло:
— проверить, открыт ли перекрывной кран левого
расходного бака № 1 (правого расходного бака № 2), при
этом сигнальное табло ЗАКРЫТ КРАН ЛЕВ. РАСХ.
БАК 1 (ЗАКРЫТ КРАН ПРАВ. РАСХ. БАК 2) не долж-
но гореть;
— убедиться, что включены перекачивающие насосы
№ 5 и 4, и проконтролировать их работу по сигнальным
табло НАСОС РАБОТАЕТ № 5, НАСОС РАБОТАЕТ № 4;
— проверить количество топлива в баках № 1, 2, 4 и
5 по топливомеру;
— если перекрывной кран бака № 1 (2) открыт, насо-
сы № 5 и 4 работают и в баках № 4 и 5 имеется топливо,
закрыть перекрывной кран бака № 1 или 2 для предотвра-
щения утечки топлива через бак № 1 (2). В дальнейшем
при загорании сигнального табло БАК № 1 ОСТАЛОСЬ
173
120 Л (БАК № 2 ОСТАЛОСЬ 120 Л) запас топлИ»»' на'
вертолете будет составлять 120 л.
При одновременном загорании сигнальных табло:
— проверить, открыты ли перекрывные краны ба-
ков № 1 и 2;
— убедиться, что включены перекачивающие насосы
№ 5 и 4, и проконтролировать их работу;
— проверить количество топлива в баках № 1 и 2 по
топливомеру, при этом запас топлива на вертолете дол-
жен составлять 240 л.
При загорании одного или двух сигнальных табло пос-
ле выполнения указанных проверок принять решение на
продолжение полета до ближайшего аэродрома или на
выполнение посадки на выбранную площадку.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Необходимо помнить,
что на высоте 500 м и скорости по прибору 240—
260 км/ч запаса топлива 120 л достаточно для полета
в течение 7 мин на расстояние 25 км, а 240 л в тече-
ние 15 мин на расстояние 55 км.
2 . Пилотировать вертолет плавно, развороты про-
изводить координированно, избегать скольжений для
предотвращения попадания водуха в топливную сис-
тему и самовыключения двигателей.
5.13. Отказ основной гидросистемы
5.13.1. Признаки:
— извещатель РИ-65 выдает сообщение: «Отказала
основная гидросистема»;
— уменьшается давление в основной гидросистеме ни-
же 64 кгс/см2;
— мигание табло ДУБЛИР. ВКЛ., сопровождающееся
периодическим падением и возрастанием давления в дуб-
лирующей гидросистеме;
— возрастает давление в дублирующей гидросистеме;
— гаснет сигнальное табло с зеленым светофильтром
ОСНОВН. ВКЛ.;
— загорается сигнальное табло с желтым светофильт-
ром ДУБЛИР. ВКЛ., извещатель РИ-65 выдает сообщение:
«Дублирующая гидросистема работает» (для вертолетов с
доработанной гидросистемой);
— отключается автопилот;
— отключается система расстопоривания фрикциона»
рычага общего шага несущего винта.
5.13.2. Действия летчика:
174
— немедленно перевести переключатель гидросистемы
на приборной доске из положения ОСНОВН. в положение
ДУБЛИР.;
— подобрать затяжку фрикциона рычага общего шага;
— выполнение задания прекратить, выбрать площадку
и произвести посадку.
5.14. Отказ дублирующей гидросистемы
при работающей основной гидросистеме
5.14.1. Признаки:
— извещатель РИ-65 выдает сообщение: «Отказала
дублирующая гидросистема»;
— загорается сигнальное табло с красным светофильт-
ром ДУБЛИР. НЕ РАБОТ.;
— уменьшается давление в дублирующей гидросистеме
от 5—7 кгс/см2 до нуля, в основной гидросистеме давление
остается в пределах 64—85 кгс/см2.
5.14.2. Действия летчика:
— убедиться в нормальной работе основной гидросис-
темы;
— выполнение задания прекратить, выбрать площадку
и произвести посадку.
5.15. Отказ основной и дублирующей гидросистем
5.15.1. Признаки:
— сильное «вождение» ручки управления вертолетом
и возрастание усилий при ее отклонении;
— извещатель РИ-65 выдает сообщения: «Отказала
основная гидросистема», «Отказала дублирующая гидро-
система»;
— уменьшается давление в обеих системах;
— загорается сигнальное табло ДУБЛИР. НЕ РА-
БОТ.;
— гаснет сигнальное табло ОСНОВ. ВКЛ.
5.15.2. Действия летчика:
—- при наличии высоты летчику дать команду членам
экипажа покинуть вертолет; при отсутствии высоты, обес-
печивающей безопасное покидание, попытаться произвести
посадку вертолета;
— оператору при наличии высоты по команде летчи-
ка покинуть вертолет; при отсутствии высоты, обеспечива-
ющей безопасное покидание, переместить кресло в крайнее
заднее положение, подключить управление и оказать по-
мощь летчику (по его команде) в управлении вертолетом.
175
5.16. Отказ гидросистемы уборки
и выпуска шасси i
5.16.1. Признаки:
— уменьшение (отсутствие) давления в гидросис-
теме;
— загорание сигнального табло на пульте управления
шасси ОСНОВНАЯ ШАССИ НЕ РАБОТ.;
— уменьшение нагрузки при перемещении педалей
(из-за падения давления в гидродемпфере);
— створки обтекателя головки визира не перемеща-
ются при их управлении из кабины оператора;
— шасси не выпускается при наличии давления в гид-
росистеме шасси 'и основной гидросистеме.
5.16.2. Действия летчика:
— при неуборке шасси после взлета не допускать уве-
личения скорости более 160 км/ч, кран управления пере-
вести в положение ВЫПУЩЕНО и проконтролировать
выпуск стоек шасси по загоранию соответствующих сиг-
нальных табло с зелеными светофильтрами. Если стойки
не выпустились, поставить переключатель управления
шасси из положения ОСНОВ, в положение РЕЗЕРВ,
и произвести выпуск от основной гидросистемы. Если
в этом случае стойки не выпустились, установить пере-
ключатель управления шасси в положение ОСНОВ.,
а кран управления в положение УБРАНО и дать
команду оператору на выпуск шасси. Проконтролировать
выпуск шасси по загоранию соответствующих сигнальных
табло с зелеными светофильтрами. Кран управления
уборкой и выпуском шасси установить в положение ВЫ-
ПУЩЕНО.
При невыпуске шасси любым из перечисленных спосо-
бов или при обесточивании сети вертолета (полностью
или частично) выпуск произвести установкой крана уп-
равления уборкой и выпуском шасси в положение ВЫПУ-
ЩЕНО с последующим перемещением рычага АВАРИЙ-
НЫЙ ВЫПУСК ШАССИ в нижнее положение.
Контроль выпущенного положения стоек при обесто-
ченной сети осуществлять на висении по командам с зем-
ли. Произвести посадку на аэродром (площадку)
взлета;
— при отказе гидросистемы шасси в полете выполне-
ние задания продолжить, перед посадкой произвести вы-
пуск шасси любым из указанных выше способов и произ-
вести посадку.
176
5.17. Невыпуск шасси (неустановка на замок
выпущенного положения хотя бы одной из стоек)
5.17.1. Признаки:
— при выпуске шасси не гаснут красные сигнальные
табло убранного положения шасси, или после погасания
сигнальных табло убранного положения шасси не загора-
ются зеленые табло выпущенного положения;
— стойки шасси при обесточенной сети не устанавли-
ваются в выпущенное положение.
5.17.2. Действия летчика:
— перевести кран управления в положение УБРАНО и
проконтролировать уборку шасси по загоранию соответ-
ствующих красных сигнальных табло;
— произвести посадку по-вертолетному, не допуская
разворотов, крена и боковых перемещений вертолета;
— после касания земли плавно уменьшить общий шаг
несущего винта до минимального;
— одновременно плавно накренить (незначительно)
вертолет влево до касания о поверхность рамой спецуста-
новки или пилоном; ручкой управления удерживать вер-
толет в таком положении до полной остановки несущего
винта;
— выключить двигатели, закрыть пожарные краны и
обесточить вертолет.
5.18. Отказ автопилота
5.18.1. Признаки:
— резкое изменение крена, тангажа, курса или высоты
полета вертолета, при этом возможно затяжеление нож-
ного управления;
— возникновение колебаний вертолета относительно
одной или нескольких осей;
— медленный уход вертолета с установленного режима
полета, самопроизвольное отключение канала автопилота
с загоранием соответствующей красной кнопки-табло.
5.18.2. Действия летчика:
— при резком изменении пространственного положения
или возникновении колебаний вертолета соответствующим'
отклонением рычагов управления удержать вертолет в
заданном режиме полета и выключить автопилот кнопкой
на ручке управления. Если отказ произошел на висении
перед разгоном, выполнение полета прекратить и произвес-
ти посадку, на других режимах полета установить пря-
молинейный горизонтальный полет на безопасной высоте,
поочередно включая каналы, определить отказавший ка-
12 Зак. 3173дсп
177
нал и выключить его кнопкой-табло. Принять решение
о продолжении или прекращении выполнения задания;
— в случае медленного ухода вертолета с установив-
шегося режима полета или самопроизвольного отключения
канала автопилота определить и выключить отказавший
канал соответствующей кнопкой-табло. Принять решение
о продолжении или прекращении выполнения задания.
5.19. Отказ одного генератора
5.19.1. Признаки:
— загорание на приборной доске сигнального табло
ВНИМАНИЕ НА ПУЛЬТ ЭЛ. СИСТ.;
— при отказе правого генератора загорается красное
сигнальное табло ПРАВ. ГЕН. ОТКЛ.;
— при отказе левого генератора загораются красные
сигнальные табло ЛЕВ. ГЕН. ОТКЛ., ОСН. ТР — Р — 115
ОТКЛ., ОСН. ТР —Р —36 ОТКЛ.;
— стрелка амперметра переменного тока отказавшего
генератора отклонена к нулевой отметке;
— стрелка вольтметра переменного тока отклонена к
нулевой отметке, если переключатель вольтметра нахо-
дится в положении измерения напряжения отказавшего
генератора;
— отключаются противообледенительная система, ос-
вещение грузовой кабины, вентиляторы и стеклоочистите-
ли, если они были включены.
5.19.2. Действия летчика:
— выключить отказавший генератор переводом выклю-
чателя ЛЕВ. или ПРАВ, в положение ОТКЛ. и продол-
жить выполнение задания;
— если требуется включение противообледенительной
системы лопастей несущего и рулевого винтов, поставить
выключатель ВКЛЮЧЕН ПОС ПРИ ОТКАЗЕ ОДНОГО
ГЕНЕР. в положение ВКЛ., выйти из зоны обледенения и
произвести посадку на ближайший аэродром.
5.20. Отказ двух генераторов
5.20.1. Признаки:
— загорание сигнального табло ВНИМАНИЕ НА
ПУЛЬТ ЭЛ. СИСТ.;
— загорание на правой панели верхнего электропуль-
та красных сигнальных табло ЛЕВ. ГЕН. ОТКЛ., ПРАВ.
ГЕН. ОТКЛ., ОСН. ТР —Р~ 115 ОТКЛ, ОСН. ТР —Р
-36 ОТКЛ.;
178
— отклонение стрелок вольтметра и амперметров пере-
менного тока к нулевой отметке;
— загорание сигнального табло ВКЛЮЧИ ПТ-125Ц;
— загорание красного сигнального табло ОТКАЗ ГИ-
РОВЕР. № 1 на приборной доске летчика;
— отключение автопилота, при этом загораются крас-
ные кнопки-табло на пульте автопилота;
— отключаются (если были включены) следующие
системы и агрегаты: противообледенительная система, ап-
паратура ДИСС-15, стеклоочистители, вентиляторы, топ-
ливные насосы баков № 1, 2, 4 и 5, обогрев правого ПВД и
часов, управление креслом летчика, освещение рабочего
места оператора, радиостанция «Карат», радиокомпас
АРК-У2, курсовая система «Гребень» и др.
5.20.2. Действия летчика:
— перевести выключатели обоих генераторов, выпря-
мительных устройств и трансформаторов в положение
ОТКЛ.;
— открыть колпаки и установить выключатели преоб-
разователей ПО-750А и ПТ-125Ц в положение ВКЛ.;
— выключить все потребители электроэнергии, не яв-
ляющиеся в данных условиях необходимыми; во всех слу-
чаях должны оставаться включенными приборы контроля
работы силовой установки, топливомер, гировертикаль
№ 1 с указателем крена и тангажа, при температуре на-
ружного воздуха +5° С и ниже обогрев левого ППД;
— произвести запуск АИ-9В (разрешается до высоты
4000 м), выключатели ГЕНЕРАТОР АИ-9В и СЕТЬ НА
АККУМУЛЯТ. поставить в положение ВКЛ., по вольтмет-
ру проверить напряжение в электрической сети вертолета.
Выполнение задания прекратить и произвести посадку на
свой аэродром, ближайший аэродром или выбранную пло-
щадку, исходя из максимальной продолжительности не-
прерывной работы АИ-9В в течение 30 мин;
— если АИ-9В не запустился, выполнение задания
прекратить, установить скорость полета не более 160 км/ч,
выпустить шасси и произвести посадку на ближайший
аэродром или выбранную площадку.
При выходе из строя обоих генераторов отключаются
подкачивающие и перекачивающие насосы всех топливных
баков. В этом случае для расходования остается запас
топлива 620 л, которого достаточно для полета на высоте
500 м и скорости по прибору 240—260 км/ч в течение
40 мин на расстояние 165 км.
Запаса энергии аккумуляторов достаточно для пита-
ния потребителей, подключенных к аккумуляторной шине,
12*
179
примерно на 9 мин полета (на 8 мин — при включенных
посадочно-поисковой и рулежной фарах с лампами-фара-
ми ЛФСМ27-450-3).
5.21. Отказ указателя скорости
УС-450К летчика
5.21.1. Признаки:
— неустойчивые показания;
— расхождение показаний скорости по указателю лет-
чика и указателю оператора;
— изменение разницы показаний скорости по указа-
телю УС-450К летчика и по указателю путевой скорости
аппаратуры ДИСС-15 в установившемся прямолинейном
полете;
— несоответствие скорости полета по указателю уста-
новленному режиму полета.
5.21.2. Действия летчика:
— перевести переключатель приемников статического
давления, размещенный на левом пульте, в положение
ЛЕВАЯ, а затем — ПРАВАЯ и оценить правильность по-
казаний прибора при этих положениях. Если показания
скорости при питании от левого или правого приемника
устойчивые и соответствуют режиму полета, переключа-
тель приемника оставить в положении, при котором ука-
затель показывает скорость правильно, и продолжить вы-
полнение задания;
— в случае неустойчивых показаний указателя ско-
рости или несоответствия его показаний режиму полета
при нахождении переключателя приемника как в положе-
нии ЛЕВАЯ, так и в положении ПРАВАЯ запросить по
СПУ у оператора о работе указателя скорости в его каби-
не. Контроль скорости полета осуществлять по указателю
путевой скорости аппаратуры ДИСС-15 и по исправно
работающему указателю оператора (по СПУ);
— выполнение задания прекратить и произвести посад-
ку на ближайший аэродром.
5.22. Отказ указателей скорости летчика
и оператора
5.22.1. Признаки:
— неустойчивые показания;
— несоответствие скорости полета по указателю уста-
новленному режиму полета;
— изменение разницы показаний скорости по указа-
телям УС-450К и по указателю путевой скорости аппара-
туры ДИСС-15 в установившемся прямолинейном полете.
180
5.22.2. Действия летчика:
— перевести переключатель приемников статического
давления в положение ЛЕВАЯ, а затем — ПРАВАЯ;
— если нормальные показания не восстановятся, вы-
полнение задания прекратить;
— установить режим работы двигателей не выше крей-
серского (по указателю режимов);
— контроль скорости полета осуществлять по указате-
лю путевой скорости аппаратуры ДИСС-15;
— произвести посадку на свой или ближайший аэро-
дром.
5.23. Отказ барометрического высотомера ВД-10К
5.23.1. Признаки:
— неустойчивые показания;
— изменение показаний при постоянной высоте полета;
— постоянство показаний при изменении высоты по-
лета при положении переключателя приемников стати-
ческого давления как в положении ОБЪЕДИНЕННАЯ,
так и в положениях ЛЕВАЯ и ПРАВАЯ.
5.23.2. Действия летчика:
— постоянство барометрической высоты выдерживать
но исправно работающему указателю оператора (по СПУ),
по вариометру и пилотажно-командному прибору
ПКП-72М;
— контроль высоты полета над местностью (до высот
не более 750 м) осуществлять по радиовысотомеру;
— произвести посадку на свой или ближайший аэро-
дром.
5.24. Отказ пилотажно-командного прибора ПКП-72М
или резервного указателя крена и тангажа УКТ-2
5.24.1. Признаки:
— в прямолинейном полете силуэт самолета ПКП-72М
или УКТ-2 показывает крен с отклонением или без откло-
нения по тангажу;
— при выполнении разворота силуэт самолета
ПКП-72М или УКТ-2 не реагирует на изменение крена;
— силуэт самолета ПКП-72М или УКТ-2 заваливает-
ся по крену и тангажу, загорается сигнальное табло ОТ-
КАЗ ГИРОВЕР. № 1 или ОТКАЗ ГИРОВЕР. № 2 и на
лицевой части ПКП-72М или УКТ-2 появляется красный
флажок;
181
— выключается автопилот при загорании сигнального
табло ОТКАЗ ГИРОВЕР. № 1.
5.24.2. Действия летчика при отказе ПКП-72М без за-
горания сигнального табло ОТКАЗ ГИРОВЕР. № 1:
— перевести взгляд на УКТ-2 и убедиться в правиль-
ности его показаний по дублирующим приборам, указа-
телю скольжения, вариометру и указателю РМИ-2;
— отклонить ручку управления в сторону, противопо-
ложную крену (тангажу), выдаваемому ПКП-72М, и по
реагированию силуэта убедиться в его отказе;
— дальнейшее пилотирование выполнять по исправно
работающему УКТ-2 и по дублирующим приборам.
5.24.3. Действия летчика при отказе резервного УКТ-2
и загорании сигнального табло ОТКАЗ ГИРОВЕР. № 2:
— перевести взгляд на ПКП-72М и убедиться в пра-
вильности его показаний по дублирующим приборам;
— дальнейшее пилотирование выполнять по исправно
работающему ПКП-72М.
5.24.4. Действия летчика при отказе ПКП-72М и за-
горании сигнального табло ОТКАЗ ГИРОВЕР. № 1:
— перевести взгляд на резервный УКТ-2 и убедиться
в правильности его показаний по дублирующим приборам;
— перевести переключатель ОСНОВНОЙ АВИАГО-
РИЗ. 1, 2 в положение 2, дальнейшее пилотирование вы-
полнять по ПКП-72М и УКТ-2;
— убедиться по загоранию красных кнопок-табло на
пульте автопилота, что автопилот выключился;
— выполнение задания прекратить и произвести по-
садку на свой или ближайший аэродром.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При установке переклю-
чателя ОСНОВНОЙ АВИАГОРИЗ. 1, 2 в положение
2 включение автопилота запрещается, так как воз-
можны самовозбуждающиеся колебания вертолета.
5.24.5. Во всех случаях, если отказали ПКП-72М и
УКТ-2, выполнение задания прекратить и произвести по-
садку на свой или ближайший аэродром.
Пилотирование вертолета выполнять по дублирующим
приборам: указателю скольжения, вариометру и указа-
телю РМИ-2 с контролем по естественному горизонту.
Для выхода из облаков установить скорость полета по
прибору 200 км/ч и перевести вертолет на моторное пла-
нирование с вертикальной скоростью не более 2—3 м/с по
вариометру.
Планирование до выхода из облаков контролировать:
по указателю скорости и вариометру, что позволяет сох-
182
ранить примерно постоянным угол тангажа вертолета; по
указателю РМИ-2 — крен вертолета, так как появившийся
крен вызывает разворот и изменение курса; по указателю
скольжения вертолета.
5.25. Отказ курсовой системы «Гребень»
5.25.1. Признаки:
— показания указателя курсовой системы не соответ-
ствуют фактическому курсу полета;
— шкала указателя курса колеблется в обе стороны;
— при выполнении разворотов показания курса не из-
меняются или изменяются скачкообразно.
5.25.2. Действия летчика: выполнение задания прекра-
тить и произвести вывод вертолета на свой или ближай-
ший аэродром, используя радиокомпас АРК-15 и магнит-
ный компас КИ-13К. При отсчете показаний компаса
КИ-13К необходимо выключить вентилятор и переместить
его вправо от компаса, а также выключить стеклоочисти-
тель.
5.26. Отказ радиостанций Р-860-1 (Р-863)
и «Карат» («Ядро-1 Г»)
5.26.1. Признаки:
— отсутствует ответ наземной радиостанции на зап-
рос;
— отсутствует самопрослушивание при работе в режи-
ме «Передача».
5.26.2. Действия летчика при отказе радиостанции
Р-860-1 (Р-863):
— убедиться в том, что выключатели УКВ и СПУ-8
включены, а переключатель рода работы на абонентском
аппарате СПУ установлен в положение УК1;
— проверить надежность подсоединения разъема шле-
мофона и исправность его по ведению внутривертолет-
ной связи;
— проверить правильность установки необходимого ка-
нала связи;
— проверить, установлен ли регулятор громкости в по-
ложение максимальной громкости;
— проверить радиосвязь на других каналах;
— если после указанной проверки радиосвязь не будет
восстановлена, перейти на работу по радиостанции «Ка-
рат» («Ядро-1 Г»), доложить руководителю полетов и дей-
ствовать по его указанию.
5.26.3. Действия летчика при отказе радиостанции «Ка-
рат»:
183
— убедиться в том, что выключатели СПУ-8 и КВ
включены, а переключатель рода работы на абонентском
аппарате СПУ установлен в положение СР;
— проверить надежность подсоединения разъема шле-
мофона и исправность его по ведению внутривертолетной
связи;
— проверить на пульте управления КВ радиостанции
правильность установки требуемой частоты радиосвязи;
— проверить, установлен ли регулятор громкости в
положение максимальной громкости;
— проверить радиосвязь на других частотах;
— если после указанной проверки радиосвязь не будет
восстановлена, перейти на работу по радиостанции Р-860-1
(Р-863) и связаться с руководителем полетов или с бли-
жайшим командным пунктом (КП) аэродрома, с которым
обеспечивается радиосвязь.
Доложить об отказе КВ радиосвязи и действовать по
указаниям руководителя полетов или ближайшего КП.
5.26.4. При отказе обеих радиостанций продолжение
полета и заход на посадку производить в соответствии с
требованиями НПП при отказе радиосвязи.
5.27. Отказ радиокомпаса АРК-15М
5.27.1. Признаки:
— стрелка указателя радиокомпаса при изменении
направления полета остается неподвижной;
— не прослушиваются позывные и работа радиостан-
ции, на которую настроен радиокомпас;
— непрерывное вращение стрелки указателя радиоком-
паса в прямолинейном полете или большие ее колебания.
5.27.2. Действия летчика:
— убедиться в том, что выключатели Р/КОМПАС СВ,
СПУ-8 и КУРС. СИСТЕМА включены, переключатель
рода работы радиокомпаса установлен в положение-
КОМ., а переключатель на абонентском аппарате СПУ
летчика в положение РК1;
— запросить у руководителя полетов, работает ли при-
водная радиостанция, и проверить настройку радиоком-
паса;
— доложить руководителю полетов об отказе радио-
компаса и действовать по его указаниям;
— заход на посадку выполнять по командам руководи-
теля полетов;
— для определения местоположения вертолета исполь-
зовать другие бортовые средства навигации (курсовую сис-
тему «Гребень» и доплеровскую аппаратуру ДИСС-15)..
184
5.28. Отказ доплеровской аппаратуры ДИСС-15
5.28.1. Признаки:
— загорание сигнального табло М или В на пульте
контроля ДИСС-15;
— загорание сигнальных табло М и В одновременно.
5.28.2. Действия летчика:
— при загорании только сигнального табло М (отказ
высокочастотной части аппаратуры ДИСС-15) переключа-
тель ДВС поставить в положение ДИСС; выполнение за-
дания продолжить, осуществляя более частую, чем при
исправной аппаратуре, коррекцию местоположения верто-
лета из-за большей погрешности счисления координат
комплексом ДИСС-15 — «Гребень»;
— при загорании только сигнального табло В (отказ
вычислителя аппаратуры ДИСС-15) выполнение задания
продолжить, используя другие бортовые средства нави-
гации (радиокомпас АРК-15 и курсовую систему «Гре-
бень»). В этом случае от аппаратуры ДИСС-15 разреша-
ется использовать информацию только по величине путе-
вой скорости и углу сноса;
— при загорании сигнальных табло М и В (полный
отказ аппаратуры ДИСС-15) выполнение задания про-
должить, используя другие бортовые средства навигации.
Если полет производился с включенным каналом
«Маршрут», то этот канал выключить.
5.29. Отказ радиовысотомера РВ-5 (А-037)
5.29.1. Признаки:
— постоянное горение лампы-кнопки КОНТРОЛЬ на
указателе РВ-5 (появление флажка бленкера на перед-
ней панели указателя А-037);
— стрелка указателя РВ-5 при изменении высоты
полета в пределах 0—750 м остается неподвижной или
имеет большие колебания (стрелка указателя А-037 при
изменении высоты полета в пределах 0—750 м находится
в темном секторе со стороны больших высот или в любой
точке шкалы).
5.29.2. Действия летчика:
— убедиться в том, что выключатель РАДИОВЫСОТ,
включен;
— усилить визуальное наблюдение за рельефом мест-
ности;
— воспользоваться показаниями барометрического вы-
сотомера;
185
— в случае значительных неровностей подстилающей
поверхности доложить руководителю полетов и занять бе-
зопасную высоту полета. При отказе РВ-5 (А-037) про-
исходит автоматический перевод канала высоты САУ на
режим стабилизации барометрической высоты, при этом
колебания вертолета по высоте составляют +0,5 м/с.
5.30. Непреднамеренное превышение максимально
допустимой скорости
5.30.1. Признак: появление тряски вертолета.
5.30.2. Действия летчика:
— плавно уменьшить общий шаг несущего винта на
1—2°;
— плавно уменьшить скорость полета до прекращения
раскачки и тряски вертолета;
— убедиться в исправной работе указателя скорости
в соответствии с рекомендациями ст. 5.21.2.
5.31. Непреднамеренное увеличение угла тангажа
5.31.1. Признаки:
— энергичное непреднамеренное увеличение угла тан-
гажа;
— энергичная потеря приборной скорости полета;
— вибрации на ручке управления в виде зуда, затя-
желение продольного управления или кратковременное
заклинивание ручки управления в продольном направле-
нии при отдаче от себя.
5.31.2. Действия летчика:
— уменьшить общий шаг на 2—3°, не превышая до-
пустимых оборотов несущего винта;
— отклонением ручки управления от себя вывести
вертолет в горизонтальный полет с разгоном скорости,
не допуская при выводе вертикальную перегрузку ме-
нее 0,5;
— если в процессе вывода угол тангажа продолжает
увеличиваться, необходимо соответствующим отклонени-
ем ручки управления и педалей ввести вертолет в правый
или левый разворот с креном не более допустимого. После
уменьшения угла тангажа до нуля убрать крен и перевести
вертолет на разгон скорости. Отклонение педали при вво-
де в разворот не допускать более чем на половину ее
хода. Выполнение правого разворота предпочтительнее
по запасам путевого управления и более устойчивому по-
ведению вертолета на выводе в горизонтальный полет.
186
5.32. Отказ системы управления рулевым винтом
5.32.1. Признаки:
— вертолет не реагирует на отклонение педалей;
— вертолет вращается влево при полностью отданной
правой педали.
5.32.2. Действия летчика:
— перед отрывом для зависания в слу-
чае возникновения стремления вертолета к развороту, ко-
торый не устраняется отклонением педалей, уменьшить об-
щий шаг до минимального и взлет не производить;
— на висении немедленным, но плавным умень-
шением общего шага произвести снижение высоты до при-
земления. В момент касания основных колес земли умень-
шить шаг несущего винта до минимального значения, руч-
кой управления парировать стремление вертолета к опро-
кидыванию, применить тормоза колес и выключить двига-
тели;
— в поступательном полете на скоростях
более 70 км/ч сбалансировать вертолет от разворота соз-
данием крена в противоположную сторону, продолжить по-
лет на скорости 120—200 км/ч, при которой требуется
минимальный расход педалей для балансировки вертоле-
та, до выбора подходящей для безопасной посадки пло-
щадки (аэродрома) и произвести посадку по-самолетному
на скорости 70—80 км/ч;
— при выполнении подлетов на скоростях
не более 20 км/ч, в процессе разгонов после взлета, на тор-
можении перед посадкой на скоростях полета менее
70 км/ч плавно уменьшить шаг до минимального и произ-
вести посадку перед собой по-самолетному.
5.33. Отказ системы подвижных упоров СП ПУ-52
5.33.1. Признаки:
— при увеличении высоты полета или температуры на-
ружного воздуха подвижный индекс нулевого индикатора
не изменяет своего положения или отклоняется вправо (на
ограничение хода правой педали);
— загорание кнопки-табло ОТКЛ. с красным свето-
фильтром и отклонение подвижного индекса в крайнее ле-
вое положение.
5.33.2. Действия летчика:
— поставить выключатель ПОДВИЖ. УПОРЫ в ниж-
нее положение при возникновении в полете первого при-
знака отказа системы подвижных упоров и убедиться в ус-
тановке подвижного индекса в крайнее левое положение. В
187
этом случае, а также при возникновении второго призна-
ка отказа посадку произвести в обычном порядке, не допу-
ская резких и на большую величину отклонений педалей в
целях предотвращения чрезмерного возрастания нагрузки
трансмиссии вертолета;
— если после постановки выключателя ПОДВИЖ.
УПОРЫ в нижнее положение подвижный индекс не уста-
навливается в крайнее левое положение, произвести посад-
ку по-самолетному. При невозможности выполнить посад-
ку по-самолетному произвести сброс внешних подвесок, вы-
работать топливо до получения резервного остатка и про-
извести посадку по-вертолетному против ветра.
5.34. Земной резонанс
5.34.1. Признак: появление усиливающихся колебаний
вертолета при опробовании двигателей, рулении, разбеге и
пробеге.
5.34.2. Действия летчика:
— при опробовании двигателей энергично отклонить
рычаг общего шага вниз до упора и перевести рукоятку
коррекции в крайнее левое положение;
— при выполнении руления, на разбеге и на пробеге
после посадки отклонить рычаг общего шага вниз до упо-
ра, рукоятку коррекции перевести в крайнее левое положе-
ние, ручку управления удерживать в нейтральном положе-
нии и применить тормоза колес.
Если во всех указанных случаях уменьшение оборотов
несущего винта не приводит к прекращению колебаний
вертолета, двигатели выключить.
5.35. Пилотирование вертолета из кабины оператора
5.35.1. Оператор берет на себя управление вертолетом в
следующих случаях:
— если летчик не в состоянии пилотировать вертолет;
— по команде летчика.
5.35.2. Для выполнения пилотирования оператор дол-
жен произвести следующее:
— переместить в крайнее заднее положение кресло;
— левой рукой нажать рычаг перевода управления вер-
толетом из походного в рабочее положение; опорные пло-
щадки педалей при этом выдвигаются из прорезей броне-
плит, а ручка управления автоматически подключается к
управлению вертолета;
188
— соответствующими отклонениями ручки управления
предотвратить кренение и изменение угла тангажа верто-
лета;
— включить указатель крена и тангажа УКТ-2;
— пространственное положение вертолета выдержи-
вать по указателю крена и тангажа УКТ-2 с визуальным
контролем по естественному горизонту;
— направление полета выдерживать по магнитному
компасу КИ-13К;
— отключить гидродемпфер путевого управления, пе-
реключить на себя триммеры и при необходимости фару;
— установить скорость полета 130—200 км/ч и снять
усилия с ручки управления вертолетом нажатием на вось-
мипозиционный переключатель или кнопку снятия усилий;
— поставить переключатель СПУ — РАДИО на абонент-
ском аппарате в положение РАДИО, а переключатель ро-
да работ в положение, обеспечивающее связь с руководи-
телем полетов, при этом связь можно вести на частоте, ус-
тановленной летчиком на соответствующей радиостанции;
— доложить руководителю полетов о случившемся и
выполнять его указания;
— перевести вертолет на безопасную высоту полета
или на высоту, указанную руководителем полетов;
— в безопасном месте (или по указанию руководителя
полетов) произвести сброс внешних подвесок путем поста-
новки выключателей АВАРИЙНЫЙ СБРОС на левом
пульте в положение ВКЛ. и нажатия кнопки на рычаге об-
щего шага АВАР. СБРОС ГРУЗА;
— пилотирование вертолета осуществлять плавными
отклонениями ручки управления и педалей на небольшую
величину, так как управление имеет большую эффектив-
ность, чем управление летчика;
— периодически осуществлять контроль за оборотами
несущего винта и турбокомпрессоров двигателей;
— на высоте не ниже 100 м перед посадкой выпустить
шасси постановкой выключателя под колпаком ВЫПУСК
ШАССИ на левом пульте в нижнее положение и проконт-
ролировать выпущенное положение по загоранию сигналь-
ных табло с зелеными светофильтрами.
предупреждение. Выключатель ВЫПУСК
ШАССИ в верхнее положение переводить только пос-
ле установки крана управления шасси в кабине лет-
чика в положение ВЫПУЩЕНО;
— вертикальную скорость снижения на планировании
контролировать по изменению барометрической высоты.
189
которое не должно превышать 25—30 м за 10 с. В зависи-
мости от условий посадку произвести по-вертолетному или
по-самолетному.
5.36. Правила вынужденного покидания
вертолета в воздухе
5.36.1. Экипажу вертолета полеты выполнять с надетым
спасательным парашютом С-4Б (С-4У) и застегнутыми
привязными ремнями.
На парашютах должны стоять страхующие приборы
ППК-У, установленные на высоту, превышающую на 500 м
рельеф местности в зоне предстоящего полета, и время
2,0 с.
5.36.2. Минимальная безопасная высота полета, при ко-
торой обеспечивается спасение экипажа вертолета с пара-
шютом С-4Б (С-4У), составляет:
— при автоматическом раскрытии ранца прибором па-
рашютной системы — 130 м;
— при немедленном ручном раскрытии вытяжным коль-
цом после отделения от вертолета — 70 м.
5.36.3. Максимальная скорость горизонтального полета,
при которой обеспечивается безопасное покидание экипа-
жа, составляет:
— при сброшенных средствах поражения и топливных
баках, закрытых створках обеих дверей грузовой кабины:
из кабины летчика — 250 км/ч;
из кабины оператора — 320 км/ч;
— при наличии подвесок средств поражения или топ-
ливных баков, закрытых створках обеих дверей грузовой
кабины:
из кабины летчика— 180 км/ч;
из кабины оператора — 250 км/ч;
— в любом варианте при открытых створках правой
двери грузовой кабины:
из кабины летчика — 150 км/ч;
из кабины оператора — 250 км/ч;
— в любом варианте при открытых створках левой две-
ри грузовой кабины:
из кабины летчика — 180 км/ч;
из кабины оператора — 200 км/ч;
— при сброшенных средствах поражения, топливных
баках из грузовой кабины — 200 км/ч.
5.36.4. Висения и полеты на высотах до 130 м, а также
полеты при перевозке десантников и раненых на любой
высоте разрешается выполнять без парашютов на специ-
альных подушках в чашах кресел с застегнутыми привяз-
190
ними ремнями. Во всех остальных случаях экипаж должен
иметь спасательный парашют С-4Б (С-4У).
5.36.5. При возникновении в полете аварийной обста-
новки, когда создается непосредственная угроза жизни
экипажа и невозможна экстренная безопасная посадка вер-
толета, летчик обязан дать команду на покидание вертолета.
При управляемом полете подаются две команды: пред-
варительная — «Приготовиться к прыжку» и исполнитель-
ная — «Прыжок».
В неуправляемом полете и в других случаях, требую-
щих немедленного покидания вертолета, летчик подает
только исполнительную команду: «Прыжок!».
Порядок покидания вертолета в управляемом полете
следующий:
— оператор;
— бортовой техник;
— летчик.
В неуправляемом полете члены экипажа и командир
покидают вертолет самостоятельно после команды «Пры-
жок».
5.36.6. Бортовой техник покидает вертолет через проем
левой двери грузовой кабины, оператор покидает верто-
лет через проем входного люка, летчик — через проем
входной двери.
5.36.7. Действия оператора при покидании вертолета:
— сбросить аварийную крышку люка, для чего повер-
нуть вниз рукоятку сброса и выдернуть ее из гнезда;
— расстегнуть привязные ремни;
— взяться правой рукой за рукоятку у переднего об-
реза люка;
— встать с кресла и развернуться влево;
— если использовался кислород и не рассоединилась
кислородная магистраль, дернуть за красный шарик разъ-
единителя Р-58;
— поставить левую ногу в чашку кресла, а правую но-
гу на ступеньку у левого борта;
— взяться руками за боковые обрезы люка;
— толчком ног и рук отделиться от вертолета, приняв
положение группировки (с прижатыми к телу руками и
согнутыми в коленях ногами).
5.36.8. Действия бортового техника при покидании
вертолета:
— убедиться в покидании вертолета оператором (по
команде летчика);
— расстегнуть привязные ремни и снять кислородную
маску КМ-15И;
191
— встать с сиденья и подойти к левой двери;
— левой рукой нажать кнопку фиксатора на нижней
створке двери, а правой — повернуть до упора вправо руч-
ку двери и толчком руки поставить створки двери на фик-
сатор;
— придерживаясь правой рукой за тягу фиксации ниж-
ней створки двери, поставить левую ногу на ступеньку
нижней створки в передней по полету части;
— отделиться от вертолета энергичным толчком в сто-
рону вниз, приняв положение группировки.
5.36.9. Действия летчика при покидании вертолета:
— перед подачей команды оператору на покидание
вертолета сбросить аварийно наружные подвески;
— взорвать код опознавания, нажав кнопку ВЗРЫВ;
— нажать кнопку СТИРАНИЕ на пульте управления
изделием 6201;
— проследить за покиданием вертолета оператором и
дать команду бортовому технику покинуть вертолет;
— сбросить аварийно входную дверь, для чего правой
рукой повернуть рукоятку вниз и выдернуть ее из гнезда;
— расстегнуть привязные ремни;
— взяться за рукоятки в проеме двери (при наличии в
кабине летчика шторки слепого полета пользоваться толь-
ко передней рукояткой);
— если использовался кислород и не рассоединилась
кислородная магистраль, дернуть за красный шарик разъе-
динителя Р-58;
— поставить правую ногу в чашу кресла;
— пронести левую ногу между ручкой управления и
чашой кресла и поставить на пол кабины;
— перехватиться руками за боковые обрезы проема
двери;
— толчком ног и рук отделиться от вертолета, приняв
положение группировки.
5.36.10. При покидании вертолета на высотах менее
500 м парашют следует раскрывать немедленно после от-
деления от вертолета.
5.37. Правила вынужденного покидания
вертолета на земле
5.37.1. Летчик после принятия решения о вынужденной
посадке вертолета обязан:
— доложить о месте и времени предполагаемой по-
садки;
— включить сигнал «Бедствие»;
192
— нажать кнопку СТИРАНИЕ на пульте управления
изделием 6201;
— при наличии людей в грузовой кабине дать команду
бортовому технику (старшему группы или сопровождаю-
щему медработнику): «Застегнуть привязные ремни, при-
готовиться к покиданию».
Бортовой техник (старший группы или сопровождаю-
щий медработник) после получения команды о вынужден-
ной посадке информирует об этом группу, дает указания
о порядке покидания вертолета после посадки.
5.37.2. При заваливании вертолета на борт при вынуж-
денной посадке и невозможности воспользоваться входным
люком или при отказе системы открытия (отстрела) две-
рей:
— летчику расстегнуть привязные ремни; поворотом
рычага, расположенного слева на кресле, опрокинуть
кресло назад и покинуть вертолет через грузовую ка-
бину;
— оператору расстегнуть привязные ремни, разбить ос-
текление и покинуть кабину.
Люди, перевозимые в грузовой кабине, покидают верто-
лет через левую или правую дверь.
Летчик (бортовой техник, старший группы) оказывает
помощь тем, кто не может самостоятельно покинуть верто-
лет, и принимает меры к немедленной эвакуации перевози-
мых людей на безопасное расстояние.
5.38. Обнаружение вертолета радиолокационной
станцией самолета-истребителя
5.38.1. Признаки:
— мигание ламп сигнализации на индикаторе предуп
реждения об облучении станции СПО-10 сигналами РЛС
самолета-истребителя;
— прослушивание звуковых прерывистых сигналов в
телефонах.
В момент появления указанных сигналов дальность
до самолета-истребителя типа МиГ-21П составляет
45—50 км.
Устойчивое горение сигнальных ламп и непрерывный
звуковой сигнал свидетельствуют о «захвате» вертолета
истребителем, дальность при этом — 12—20 км.
5.38.2. Действия летчика: выполнить противоистреби-
тельный маневр.
13 Зак. 3173дсп
193
5.39. Отказ изделия 6201
5.39.1. Признак: постоянное горение светового табло
ОТКАЗ СРО.
5.39.2. Действия летчика: доложить руководителю об
отказе изделия 6201 и действовать по его указанию.
194
РАЗДЕЛ 6
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЕРТОЛЕТЕ
Вертолет Ми-24В построен по одновинтовой схеме с ру-
левым винтом. На нем установлены два газотурбинных
двигателя ТВЗ-117.
Вертолет имеет трехстоечное, убирающееся в полете
шасси. Для разгрузки несущего винта на вертолете имеет-
ся свободнонесущее крыло.
Хвостовое оперение вертолета включает в себя управля-
емый в полете стабилизатор и килевую балку.
На вертолете установлено двойное управление, осуще-
ствляемое с помощью комбинированных агрегатов управ-
ления, обслуживаемых гидравлической системой.
Основной системой электроснабжения вертолета явля-
ется система переменного .трехфазного тока напряжением
208 В.
Кроме того, применяется система постоянного тока на-
пряжением 27 В.
На рис. 6.1 показаны конструктивные разъемы верто-
лета.
А. ПЛАНЕР
6.1. Фюзеляж
Фюзеляж вертолета типа полумонокок переменного се-
чения, цельнометаллический, клепаной конструкции, сос-
тоит из носовой и центральной частей, хвостовой и киле-
вой балок.
Носовая часть фюзеляжа совместно с гру-
зовой кабиной образует герметический отсек, в котором
создается избыточное давление воздуха 500+150 мм вод. ст.
В носовой части расположены кабины экипажа, в пе-
редней кабине размещено рабочее место оператора, в зад-
ней — летчика. На рабочих местах летчика и оператора
установлены сиденья, органы управления, приборные дос-
ки и панели с необходимыми приборами и другое обору-
дование. Позади сиденья летчика, между шпангоутами
№ 4Н и 6Н, расположены наклонные тяги управления.
13* 195
CD
Рис. 6.1. Конструктивные разъемы вертолета:
I носовая и центральная части фюзеляжа; 2 — главная стойка шасси; 3 — створки главной стойки шасси; 4 двигатели, •>
эали> крыла- 6-консоль крыла; 7-лопасть несущего винта; 8-втулка несущего винта и автомат перекоса; 9-капот; 10-
веитнлятор; П - маслорадиаторы; 12-вы привода вентилятора; /3 - главный редуктор; Л - редукторная рама; 15-гидроблок
АГС-60А- ₽ 16 — гидроблок БГ-13-1; /7 — двигатель АИ-9В; /8—кронштейн с агрегатами управления КАУ-110 (К.АУ-115), 19 тор-
моз несущего винта- 20. 22 и 24 - хвостовой вал трансмиссии; 21 - коробка приводов; 23 - промежуточный редуктор; 25 - хвос-
т“воГ рУедук?ор; 28- втулка рулевого винта; 27 - лЬпасть рулевого винта; 28 - обтекатель хвостового редуктора; 29- килевая
балка; 30 — стабилизатор; 3/ —хвостовая опора; 32 — хвостовая балка; 33 — крышка антенны аппаратуры ДИСС-15, 34 балоч
ная ферма внешней подвески; 35 — передняя стойка шасси; 36 —створка передней стойки шасси
В полу, между продольными балками и шпангоутами
№ 1а и ЗН, сделано углубление, а снизу под ним, между
шпангоутами № 1Н и ЗН, расположено рабочее место опе-
ратора. Справа внизу носовой части имеется обтекатель
для прибора наведения.
Снизу по оси симметрии пола, между шпангоутом
№ 4Н и шпангоутом № 1 центральной части фюзеляжа,
расположена ниша для передней стойки шасси. С правой
стороны пола имеется ниша под установку патронного
ящика, внешняя стенка которого является наружной об-
шивкой фюзеляжа.
На правом борту носовой части фюзеляжа, между
шпангоутами № ЗН и 5Н, расположена дверь летчика, а
слева, между шпангоутами № 1Н и ЗН — крышка люка
оператора. Дверь летчика и крышка люка оператора в
закрытом положении герметизируются. Они снабжены за-
пирающими механизмами с внутренними и наружными
ручками и замками под ключи, а также механизмами
аварийного их сбрасывания. На внутренней ручке двери
летчика установлена пробка-сигнализатор для контроля
постановки ручки на фиксатор при закрытой двери.
Носовая часть фюзеляжа имеет раздельное остекле-
ние фонарей, что обеспечивает экипажу обзор передней
полусферы. Перед летчиком и оператором установлены два
лобовых электрообогреваемых силикатных стекла, обору-
дованных системой опрыскивания жидкостью и стеклоо-
чистителями для очистки лобовых стекол в полете. Ос-
тальное остекление фонарей выполнено из органических
стекол, обогреваемых теплым воздухом. В кабине летчика
по обоим бортам на уровне головы летчика установлены
зеркала для обзора задней полусферы.
Центральная часть фюзеляжа представляет собой отсек
от шпангоута № 1 до шпангоута № 15.
Между шпангоутами № 1—8 находится грузовая ка-
бина, которая имеет следующие внутренние размеры: дли-
ну 2605 мм (между шпангоутами № 2—8), максимальную
ширину 1540 мм и высоту 1200 мм. В кабине размещают-
ся сиденья на 8 десантников с вооружением. Десантники
располагаются в кабине в два ряда лицом к бортам верто-
лета. В стенке шпангоута № 1 имеется проход для связи
с летчиком.
На обоих бортах фюзеляжа, между шпангоутами № 2—
5, имеются проемы под двустворчатые двери с шириной
проема 1180 мм и высотой 1045 мм по правому и 1116 мм
по левому борту. Нижние створки в открытом положении
служат входными трапами. В верхних створках дверей и
Ч:98
по бортам имеются окна с открывающимися внутрь каби-
ны форточками. Для вертолетов, на которых выполнена
доработка по обеспечению раздельного открытия створок
дверей грузовой кабины, верхние и нижние створки дверей
могут открываться и закрываться как вместе, так и раз-
дельно. На нижних створках установлены кронштейны под
шкворневые установки для ведения прицельной стрельбы
из личного оружия десантников при закрытых нижних1
створках.
Между шпангоутами № 1 и 2 расположены этажерки
с аппаратурой. Между шпангоутами № 8—15 размещены
агрегаты электро- и радиооборудования.
Внизу по обоим бортам, между шпангоутами № 8 и 12,
имеются ниши для главных стоек шасси.
Под полом, между силовыми балками и шпангоутами
№ 2—8, расположены контейнеры под топливные баки
№ 4 и 5. Внизу, на шпангоутах № 5 и 8, расположены уз-,
лы крепления внешней подвески грузов.
Хвостовая балка длиной 4490 мм, сужающаяся к хвос-
ту, имеет овальную форму в поперечном сечении. Балка —
клепаной конструкции, состоит из поперечного и про-
дольного силовых наборов и работающей дюралюминие-
вой обшивки. Поперечный силовой набор включает в себя
11 шпангоутов. На шпангоутах № 1, 4, 7 и 10 установлены
опоры для хвостового вала трансмиссии.
Килевая балка представляет собой клепаную конструк-
цию, поперечный силовой набор которой состоит из трех
шпангоутов в горизонтальной части балки, одного шпан-
гоута и девяти нервюр в наклонной части. В продольный
силовой набор входят лонжерон, а также стрингеры из
уголковых профилей. Обшивка выполнена из листового
дюралюминия.
Ось килевой балки у шпангоута № 3 отклонена вверх
на угол 42°30' по отношению к оси хвостовой балки. В со-
бранном виде наклонная часть представляет собой киль с
углом установки 6° (хвостовик киля отклонен вправо от-
носительно оси симметрии вертолета). На нервюре № 1
крепится промежуточный редуктор трансмиссии, а на'
нервюре № 6 — хвостовой редуктор.
6.2. Капот
Капот, закрывающий двигатели, главный редуктор, вен-
тилятор, гидроблоки и энергоузел АИ-9В выполнены таким
образом, что позволяет во внеаэродромных условиях об-
служивать эти установки и все агрегаты, расположенные
снаружи на потолке фюзеляжа, без применения стремянок.
199
Для этого на крышках капота имеются специальные пло-
щадки, на которых при открытых крышках может нахо-
диться обслуживающий персонал. Кроме того, конструк-
ция капота позволяет производить монтаж и демонтаж
двигателей ТВЗ-117, главного редуктора, гидроблоков и
двигателя АИ-9В без снятия крышек капота.
Подкапотное пространство делится противопожарными
перегородками на отсеки левого и правого двигателей, ре-
дукторный отсек и отсек двигателя АИ-9В.
6.3. Крыло и стабилизатор
Крыло — клепаной двухлонжеронной конструкции,
предназначено для разгрузки лопастей несущего винта в
полете и подвески спецу ста новок.
Теоретический профиль нервюры крыла — NACA-230
с относительной толщиной 20%. Угол установки крыла ра-
вен 19°. Крыло имеет поперечное V=—12°. Размах крыла
6660 мм.
Крыло состоит из правой и левой консолей длиной
2355 мм каждая. Консоль в плане имеет трапециевидную
форму с углом 8°50' по передней кромке. На каждой кон-
соли крыла снизу в плоскости нервюр № 4—5 и 6—-7 рас-
положены кронштейны крепления балочных держателей.
На концах консолей крыла установлены пилоны, имеющие
симметричный аэродинамический профиль с относитель-
ной толщиной 17,5%. Пилоны предназначены для улучше-
ния поперечной устойчивости и для подвески рамы креп-
ления специзделий. На левом пилоне спереди имеется об-
текатель (выколотка) под фотоконтрольный прибор.
Стабилизатор. Для обеспечения необходимой ус-
тойчивости и управляемости вертолета на его хвостовой
балке установлен управляемый в полете стабилизатор, угол
отклонения которого изменяется в пределах от 4-7°30/ до
— 12°30' при помощи рычага общего шага несущего вин-
та. Размах стабилизатора 3270 мм.
Стабилизатор — однолонжеронной конструкции, состо-
ит из правой и левой консолей. Консоль — трапециевидной
формы в плане с корневой хордой 800 мм и концевой хор-
дой 570 мм. Теоретический профиль нервюры стабилизато-
ра — симметричный NACA-0012.
6.4. Несущий винт, автомат перекоса
и рулевой винт
Несущий винт предназначен для создания подъ-
емной силы и тяги, необходимых для осуществления поле-
та вертолета. С помощью несущего винта производится уп-
200
равление вертолетом относительно продольной и попереч-
ной осей.
Несущий винт состоит из пяти лопастей и втулки, ук-
репленной на валу главного редуктора. Диаметр винта
17,3 м.
Для защиты от обледенения лопасти оборудованы про-
тивообледенительной системой электротеплового действия.
Лопасти имеют пневматическую систему сигнализации по-
вреждения лонжеронов.
Лопасть — металлической конструкции прямоугольной
формы в плане, хорда 580 мм. Контуры поперечных сече-
ний лопасти образованы профилями NACA-230M. Лопасть
имеет геометрическую крутку 3°36' в сечениях № 1—5 и
далее изменяющуюся по линейному закону до 0° на конце
лопасти (сечение № 18). На отсеках № 13 и 14 имеются
триммеры шириной 40 мм.
На утолщенной комлевой части лонжерона установлен
наконечник крепления лопасти к втулке. Внутри лонжеро-
на размещены противовесы. На конце лонжерона установ-
лен узел крепления балансировочных пластин. На конце-
вых обтекателях лопастей установлены пластины с анкер-
ными гайками для крепления загрузочных шайб, необхо-
димых при раздельном опробовании двигателей на земле
без привязи вертолета с выходом на взлетный режим. В
концевом обтекателе установлена лампа контурного огня.
Втулка несущего винта имеет горизонтальные, верти-
кальные и осевые шарниры, с помощью которых лопасти
крепятся к корпусу втулки. Наличие шарнирных соеди-
нений обеспечивает возможность махового движения ло-
пастей относительно горизонтальных шарниров, колеба-
тельного движения в плоскости вращения относительно
вертикальных шарниров, а также поворота лопастей в
осевых шарнирах.
Благодаря шарнирному сочленению лопастей с корпу-
сом втулки значительно снижаются переменные напряже-
ния в элементах несущего винта и уменьшаются моменты
аэродинамических сил, передающихся от винта на фюзе-
ляж.
Для гашения колебаний лопастей относительно верти-
кальных шарниров на втулку установлены гидравлические
демпферы. Для уменьшения угла установки лопасти при
ее взмахе втулка имеет «компенсатор взмаха», величина
коэффициента компенсации равна 0,5. Втулка снабжена
центробежными ограничителями свеса.
Автомат перекоса представляет механизм,
предназначенный для изменения величины и направленна
равнодействующей аэродинамических сил несущего винта
(тяги винта). Изменение равнодействующей по величине
осуществляется изменением общего шага несущего винта,
т., е. увеличением или уменьшением углов установки одно-
временно всех пяти лопастей на одну и ту же величину.
Направление равнодействующей меняется путем наклона
плоскости вращения тарелки автомата перекоса, в резуль-
тате чего происходит циклическое изменение углов уста-
новки каждой лопасти, которые меняются по закону сину-
са в зависимости от их азимутального положения.
Основные детали и узлы автомата перекоса следую-
щие: ползун с направляющей, тарелка автомата перекоса
•с пятью тягами поворота лопастей, качалки поперечного и
продольного управления и рычаг общего шага несущего
винта.
Автомат перекоса установлен на главном редукторе;
управление автоматом перекоса осуществляется при помо-
щи гидроусилителей, воздействующих на качалки про-
дольного и поперечного управления и рычаг шага несущего
винта.
.Рулевой винт — тянущий, с изменяемым в поле-
те шагом, предназначен для уравновешивания реактивного
.момента несущего винта и путевого управления вертоле-
том. Рулевой винт состоит из втулки и трех лопастей и ус-
тановлен на фланце выходного вала хвостового редукто-
ра. Диаметр рулевого винта 3,908 м, диапазон изменения
углов установки лопастей (на г=0,7) составляет от
—8°20'Л355'до +25°1?о:(от —6°55'±15' до +26°+10'для вер-
толетов с ТВЗ-117В).
о! Лопасть рулевого винта смешанной конструкции,
(прямоугольной формы в плане, состоит из лонжерона, рас-
положенного в носовой части, хвостовой части лопасти с
-сотовым заполнителем и концевого обтекателя. Для защи-
ты лопасти от обледенения вдоль передней ее кромки ус-
тановлены нагревательные элементы электротеплового
-действия, защищенные от механических повреждений сло-
ем резины и оковкой из нержавеющей стали. Поперечные
ведения лопасти образованы профилем NACA-230M.
*ши Втулка рулевого винта имеет кардан и осевые шарни-
ippr, обеспечивающие соответственно маховое движение ло-
пастей относительно плоскости вращения и изменение углов
установки лопастей при изменении шага винта. В конст-
рукции втулки имеется «компенсатор взмаха» (величина
коэффициента компенсации равна 1,0) и установлен огра-
ничитель взмаха лопастей.
202
6.5. Управление вертолетом
Управление вертолетом — двойное, рычаги управления
расположены на рабочих местях летчика и оператора,
(рис. 6.2).
Установленные на рабочем месте летчика ручка про-
дольно-поперечного управления, рычаг общего шага несу-
щего винта, рычаги раздельного управления двигателями,
пружинные механизмы загрузки и электромеханизмы гра-
диента усилий (МГУ-1) смонтированы на одной плите аг-
регата управления. Кроме того, на рабочем месте летчика
расположены педали путевого управления, рычаги остано-
ва двигателей и ручка управления тормозом несущего
винта.
На рабочем месте оператора установлено упрощенное
управление, включающее в себя ручку продольно-попереч-
ного управления, рычаг общего шага и педали путевого
управления. Ручка продольно-поперечного управления в
нормальных условиях отключена от системы управления
и зафиксирована в походном положении у передней стен-
ки, опорные площадки педалей убраны в стороны за верти-
кальные плиты и застопорены. При необходимости опера-
тор нажатием гашетки на рычаге общего шага освобожда-
ет фиксаторы и при этом ручка и педали устанавливаются
в рабочее положение.
В систему управления вертолетом входят:
— двойное продольно-поперечное управление, в кото-
ром ручки управления в кабинах экипажа имеют кинема-
тическую связь через комбинированный агрегат управле-
ния КАУ-110 (КАУ-115) с автоматом перекоса;
— управление пружинными механизмами загрузки (со-
здающими усилия на ручке продольно-поперечного управ-
ления, пропорциональные ее отклонениям), осуществляе-
мое посредством электромеханизмов МГУ-1, которые вклю-
чаются кнопками триммера или восьмипозиционными пе-
реключателями, расположенными на этих ручках;
— двойное путевое управление, имеющее две пары пе-
далей, связанных через агрегат управления КАУ-110
(КАУ-115) с рулевым винтом, обеспечивающее изменение
шага рулевого винта, а следовательно, и его тяги;
— двойное объединенное управление шагом несущего
винта, в котором рычаг общего шага кинематически свя-
зан с ползуном автомата перекоса через агрегат КАУ-110
(КАУ-115) и с рычагом топливных насосов-регуляторов на
двигателях, позволяющее изменять общий шаг несущего
винта с одновременным изменением режима работы дви-
203/'
Рис. 6.2. Органы управления вертолетом
204'
гателей. Управление стабилизатором кинематически связа-
но с управлением общим шагом несущего винта;
— раздельное управление двигателями имеет два рыча-
га на агрегате управления, которые расположены рядом
с рычагом общего шага летчика и связаны с рычагами топ-
ливных насосов-регуляторов;
— управление перенастройкой оборотов двигателей,
осуществляемое переключателем, установленным на рыча-
Кинематическая схема Структурная схема.
Рис. 6.3. Система подвижного упора управления СПУУ-52:
/ — датчик давления: 2— датчик температуры; 3 — блок управления;
4 — датчик обратной связи; 5 — электромеханизм МП-100М; 6' — подвиж-
ный упор; 7 — педали путевого управления; 8 — комбинированный агре-
гат управления КАУ-110 (КАУ-115); 9 — сектор; 10 — тросы управления
рулевым винтом; 11 — рулевой винт; 12 — левый передний пульт летчи-
ка; 13 — выключатель подвижного упора: 14 — заглушка на контрольном
штепсельном разъеме для проверки системы
205
ге общего шага летчика, включающим электромеханизм
МП-100М, который обеспечивает перемещение рычагов пе-
ренастройки оборотов на двигателях;
— управление выпуском и уборкой шасси;
— управление остановом двигателей, имеющее два ры-
чага, установленные слева от сиденья летчика, кинемати-
чески связанные с рычагами стоп-кранов насосов-регу-
ляторов;
— управление тормозом несущего винта производится
ручкой, расположенной на полу, справа от сиденья лет-
чика;
— управление тормозами колес главных ног шасси осу-
ществляет летчик нажатием на рычаг, расположенный на
ручке продольно-поперечного управления.
В продольном, поперечном, путевом управлениях и уп-
равлении общим шагом установлено четыре комбинирован-
ных агрегата управления КАУ-110 (КАУ-115), которые од-
новременно являются рулевыми агрегатами автопилота.
Для предотвращения резкого перемещения педалей в
системе путевого управления установлен гидродемпфер.
Кроме того, в этом управлении установлена систе|ма под-
вижного упора СПУУ-52 (рис. 6.3), предназначенная для
автоматического изменения упора, ограничивающего мак-
симальный угол установки лопастей рулевого винта в за-
висимости от плотности воздуха. При увеличении плотно-
сти воздуха максимальный угол установки лопастей умень-
шается, а при уменьшении — увеличивается.
Проводка системы управления в основном жесткой кон-
струкции. Тросы применены в управлении стабилизатором,
тормозом несущего винта и частично в путевом управле-
нии на участке хвостовой и килевой балок. Тросовая про-
водка путевого управления двойная.
6.6. Взлетно-посадочные устройства
К взлетно-посадочным устройствам (рис. 6.4) * отно-
сятся передняя и главные ноги шасси, убирающиеся в по-
лете, а также хвостовая опора.
Шасси и хвостовая опора имеют жидкостно-газовые
амортизаторы. Уборка и выпуск шасси производятся вспо-
могательной гидросистемой вертолета. В случае отказа
этой системы выпуск шасси может быть осуществлен от
основной гидросистемы.
* Рис. 6.4—6.10, 6.12, 6.17, 6.23, 6.27 и 6.30—
6.32 иа вклейках в конце книги,
206
Выпущенное положение шасси фиксируется механиче-
скими замками силовых цилиндров. Сигнализация выпу-
щенного и убранного положения шасси — электрическая,
при помощи красных и зеленых сигнальных табло. В элек-
тросхеме предусмотрена блокировка, которая предотвра-
щает возможность уборки шасси на стоянке и при располо-
жении колес передней ноги шасси не по полету.
Передняя нога шасси состоит из рычажной
амортстойки, складывающегося подкоса, цилиндра уборки
и выпуска и замка убранного положения. На оси аморт-
стойки установлены два колеса К329А размером 480x200.
Зарядное давление в шинах равно 4,5+0-5 кгс/см2.
Главные ноги шасси состоят из следующих основ-
ных агрегатов: пирамиды, амортизатора, складывающегося
подкоса, цилиндра уборки и выпуска и замка убранного
положения шасси. На главных ногах шасси установлены
тормозные колеса КТ135А размером 720X320 с пневмати-
ческим дисковым тормозом. Давление в шинах равно
-5,5+0>5 кгс/см2.
Хвостовая опора состоит из амортизатора, двух
подкосов и пяты. Опора крепится к узлам килевой балки
и предназначена для предохранения рулевого винта от
удара о землю в случае грубой посадки вертолета. Для
снижения аэродинамического сопротивления на подкосы и
амортизатор установлены обтекатели.
6.7. Гидравлическая система
Гидравлическая система вертолета (рис. 6.5) состоит
из трех систем: основной, дублирующей и вспомогатель-
ной.
Основная и дублирующая системы пред-
назначены для питания комбинированных агрегатов уп-
равления КАУ-110 (КАУ-115) системы управления верто-
летом. Кроме того, основная система питает гидроцилиндр
расстопорения фрикциона на рычаге общего шага летчика
и используется для аварийного выпуска шасси.
Основная и дублирующая системы имеют общий гидро-
блок АГС-60А, по одному насосу переменной производи-
тельности НП92А-4 и четыре комбинированных агрегата
управления КАУ-110 (КАУ-115). В основной гидросистеме
установлен кран ГА165 для аварийного выпуска шасси и
электромагнитный кран ГА192 для включения агрегата
КАУ-110 (КАУ-115) продольного управления на режим
комбинированного управления. Остальные три агрегата
КАУ-110 (КАУ-115), установленные в поперечном, путевом
207
управлениях и управлении общим шагом несущего винта,
включаются на режим комбинированного управления свои-
ми электромагнитными кранами, смонтированными в гид-
роблоке АГС-60А.
В гидроблоке АГС-60А в магистрали дублирующей гид-
росистемы установлены последовательно (задублированы)
два клапана включения дублирующей системы, которые
при падении давления в основной системе обеспечивают
вступление в действие дублирующей системы.
Вспомогательная система предназначена
для уборки и выпуска шасси, а также для питания гидро-
демпфера в путевом управлении, цилиндров управления
створками обтекателя прибора наведения и раздвижных
тяг при подключении ручки продольно-поперечного управ-
ления оператора в рабочее положение. В случае отсутст-
вия электропитания и исправной работы гидросистемы
предусмотрен аварийный выпуск шасси от вспомогатель-
ной гидросистемы (при наличии в ней давления) краном
аварийного выпуска шасси, установленным слева под при-
борной доской летчика, путем перемещения ручки крана
в положение на выпуск.
Вспомогательная система включает в себя насос пере-
менной производительности НП92А-4, гидроблок БГ-13-1,
гидроаккумулятор, гидродемпфер, цилиндры уборки и вы-
пуска шасси, цилиндры замков и запирания створок
главных ног шасси, трехпозиционный электромагнитный
кран ГА142/2 управления шасси, кран аварийного выпус-
ка шасси, два электромагнитных крана ГА192 включения
гидродемпфера и управления цилиндрами замков створок
шасси, две раздвижные тяги с гчдроуправлением в систе-
ме управления, трехпозиционный электромагнитный кран
ГА163/16 включения и отключения раздвижных тяг, два
электромагнитных крана ГА185У и два цилин|дра управле-
ния створками прибора наведения, дроссель, обратные и
челночные клапаны.
Все насосы НП92А-4 установлены на приводах глав-
ного редуктора, что обеспечивает нормальную работу на-
сосов и всей гидросистемы в случае отказа двигателей и
перехода вертолета на режим самовращения несущего
винта.
Гидроблоки АГС-60А и БГ-13-1 расположены рядом в
редукторном отсеке в непосредственной близости от насо-
сов и агрегатов КАУ-110 (КАУ-115). Баки обоих гидро-
блоков соединены между собой трубопроводом.
В линии дренажей обоих гидроблоков установлены
воздушные фильтры.
208
На левом борту фюзеляжа имеется бортовая панель с
шестью клапанами (три всасывания и три нагнетания)
для подсоединения шлангов наземного гидроагрегата при
проверке работы гидросистемы на земле. На этой же пане-
ли расположен штуцер для закрытой заправки жидкостью
баков гидросистемы. В магистрали заправки баков уста-
новлен фильтр.
В гидросистеме установлены датчики и сигнализаторы
давления, которые обеспечивают замер давления в системе
и включение соответствующих сигнальных табло на при-
борной доске.
В качестве рабочей жидкости в гидросистеме использу-
ется масло АМГ-10, которое залито в баки основной и дуб-
лирующей систем по 8,5—0,5 лив бак вспомогательной
системы 12—14 л. Рабочее давление в системах от (65±
±1) кгс/см2 до (80±5) кгс/см2. Диапазон температур ок-
ружающего воздуха, при котором обеспечивается нормаль-
ная работа гидросистемы, от минус 60 до плюс 60° С.
' 6.8. Пневматическая система
Пневматическая система вертолета (рис. 6.6) предназ-
начена для торможения колес главных ног шасси, гермети-
зации двери летчика, люка оператора, створок дверей гру-
зовой кабины и работы пневмомеханических насосов сис-
темы опрыскивания спиртом лобовых стекол кабины эки-
пажа..
Сжатый воздух под давлением 40—54 кгс/см2 находится
в двух баллонах по три литра каждый (в качестве балло-
нов служат подкосы главных ног шасси) и в дополнитель-
ном четырехлитровом баллоне, установленном на потолке
в редукторном отсеке. Подпитка баллонов в полете произ-
водится воздушным компрессором, установленным на глав-
ном редукторе. Для наземной зарядки баллонов сжатым
воздухом имеется бортовой зарядный штуцер. В линии за-
рядки баллонов установлен автомат давления, который
при достижении в баллонах заданного давления соединя-
ет линию нагнетания с атмосферой.
Давление в тормозной магистрали редуцируется до
(33±3) кгс/см2. Давление в магистрали герметизации две-
ри летчика, люка оператора и створок грузовой кабины
редуцируется до 2,1 *о,з кгс/см2.
6.9. Противообледенительная система
Противообледенительная система предназначена для
защиты от обледенения лопастей несущего и рулевого вин-
тов, воздухозаборников двигателей, входных устройств
14 Зак. 3173дсп 209
двигателей (ПЗУ) и передних стекол кабины эки-
пажа.
Щиток противообледенительной системы вертолета и
место расположения его в кабине экипажа показаны на
рис. 6.7.
Лопасти винтов, передние стекла кабины и воздухо-
заборники двигателей имеют противообледенительные уст-
ройства электротеплового действия. Входные устройства
двигателей (ВНА, горизонтальные стойки, кок) обогрева-
ются горячим воздухом, отбираемым от компрессоров дви-
гателей, а для обогрева вертикальных стоек первой опо-
ры входной части компрессора используется горячее масло.
На вертолетах, оборудованных пылезащитным устрой-
ством, противообледенительная система ПЗУ выполнена
комбинированной (рис. 6.7а). Горячим воздухом, отбирае-
мым от 12-й ступени компрессора, обогреваются сепаратор
и входная губа тоннеля.
Передний и задний обтекатели ПЗУ, носки стоек, ра-
струб и кожух вывода пыли имеют электрообогрев. Вклю-
чение ПОС ПЗУ производится одновременно с ПОС двига-
телей установкой выключателей ОБОГРЕВ ДВИГАТЕ-
ЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, в положение ВКЛ. Контроль за рабо-
той электротепловой ПОС ПЗУ осуществляется по заго-
ранию сигнальных табло ОБОГРЕВ ЛЕВ. ПЗУ ВКЛ.,
ОБОГРЕВ ПРАВ. ПЗУ ВКЛ., а за работой воздушно-теп-
ловой ПОС ПЗУ и двигателей — по загоранию сигнальных
табло ОБОГРЕВ. ЛЕВ. ДВИГ. ВКЛ., ОБОГРЕВ ПРАВ.
ДВИГ. вкл.
ПЗУ
лей
дбиг.
бкл-
Обогрей
лей Blue,
бкл.
К губе пыле-
очистителя
С Я сепара-
тору ПЗУ
ВНА
К бозЗутаб.
термоком-
пепсат
Рис. 6.7а. Принципиальная схема электротепловой и возду-
шно-тепловой противообледенительных систем ПЗУ (левого
двигателя):
1 и 5 —контактор; 2 — термоэлектронный регулятор ТЭР-1М; 3 —
заслонка электрическая; 4 — терморегулятор: 6 — двигатель; 7 — тер-
модатчик ТД-2; 8 — ПЗУ
к эжектору
пылеочис-
тителя
210
Лопасти винтов во время работы системы обогреваются
циклически, а остальные потребители имеют постоянный
нагрев. На каждой лопасти несущего винта смонтировано
по четыре нагревательных элемента, являющихся самостоя-
тельными секциями, которые включаются поочередно. При
этом одновременно работают одноименные нагреватели
всех пяти лопастей.
Лопасти рулевого винта имеют по два нагревателя, ко-
торые включаются поочередно. Одновременно работают од-
ноименные нагреватели всех лопастей.
Питание нагревательных элементов осуществляется пе-
ременным током напряжением 208 В частотой 400 Гц от
трехфазных генераторов ГТ40ПЧ6.
Для сигнализации о начале и конце обледенения, а так-
же автоматического включения противообледенительной
системы в работу на вертолете установлен радиоизотопный
сигнализатор обледенения РИО-3. Датчик сигнализатора
расположен в тоннеле воздухозаборника вентилятора.
6.10. Система пожаротушения
Система пожаротушения предназначена для ликвида-
ции пожара в защищаемых отсеках (рис. 6.8). Система по-
жаротушения имеет два четырехлитровых огнетушителя
УБШ-4-4 с огнегасительным составом фреон-114В2, систе-
му сигнализации о пожаре ССП-ФК, распылительные кол-
лекторы, трубопроводы.
Все защищаемое пространство разделено противопо-
жарными перегородками на четыре отсека: правого дви-
гателя, левого двигателя, главного редуктора и расходных
топливных баков, двигателя АИ-9В и бака № 3. Каждый
отсек имеет свою группу датчиков-сигнализаторов, инфор-
мирующих о пожаре.
При возникновении пожара в каком-либо отсеке в тер-
моэлементах датчиков ССП-ФК возникает ЭДС, благода-
ря чему срабатывает исполнительный блок и подает ток
на табло ПОЖАР на приборной доске летчика и сиг-
нальное табло того отсека, в котором возник пожар. Одно-
временно подается ток на автоматическое срабатывание
пиропатрона баллона. Огнегасительный состав по трубо-
проводам поступает в отсек, где произошел пожар.
На вертолете предусмотрено ручное включение системы
пожаротушения. Для тушения пожара в кабине летчика
и грузовой кабине за креслом летчика установлен один
переносный огнетушитель ОУ-2.
14»
211
6.11. Система нейтрального газа
Система нейтрального газа (рис. 6.9) предназначена
для предотвращения образования в надтопливных прост-
ранствах баков взрывоопасной смеси паров топлива с воз-
духом. Она состоит из двух баллонов УБШ-4, фильтра и
редуктора с коробкой электрообогрева и терморегулятором,
жиклера с обогревом, бортового штуцера продувки баков
на земле, сигнализатора саморазрядки баллонов, сигнали-
затора давления, трубопроводов и арматуры.
В качестве нейтрального газа используется углекислый
газ СО2, находящийся в жидком состоянии в баллонах
УБШ-4. Из баллонов газ поступает по дренажным трубо-
проводам топливной системы в надтопливное пространст-
во топливных баков. Взрывопредотвращающая концен-
трация газа СО2 равна не менее 36% по объему. Система
включается перед боевым вылетом при запуске двигателя
и работает в течение всего полета. Включение системы
производится тумблером НГ, расположенным на щитке
противопожарной системы на передней панели левого
бокового пульта летчика.
Перед боевым вылетом с не полностью заправленными
топливными баками производится их продувка нейтраль-
ным газом от наземной установки.
Контроль за саморазрядкой баллонов производится с
помощью сигнализатора, глазок которого выведен на ле-
вый борт фюзеляжа.
Примечание. На вертолетах, у которых топливные баки
№ 3, 4 и 5 заполнены пенополиуретаном (ППУ), система нейтраль-
ного газа снята.
6.12. Система кондиционирования воздуха
С отбором воздуха от седьмой
ступени компрессора
Вертолет оборудован системой кондиционирования воз-
духа (рис. 6.10), предназначенной для создания нормаль-
ных температурных условий в гермокабине, обдува стекол,
а также для поддержания в кабине заданного избыточно-
го давления.
Горячий воздух поступает в систему от седьмых ступе-
ней компрессоров двигателей ТВЗ-117. Система рассчитана
так, что при выходе из строя одного из двигателей ее ра-
ботоспособность обеспечивается компрессором другого дви-
гателя.
212
Система состоит из турбохолодильника, воздухо-воз-
душного радиатора, термокомпенсаторов, обратных клапа-
нов, перекрывных заслонок, автоматического регулятора
температуры воздуха, регулятора избыточного давления,
трубопроводов, органов управления, предфильтров и воз-
душных фильтров, предназначенных для очистки воздуха
от аэрозолей синтетического масла Б-ЗВ.
Основная аппаратура системы размещена слева под
настилом пола носовой части фюзеляжа, между шпангоу-
тами № ЗН—5Н.
С отбором воздуха от
двенадцатой ступени компрессора
Система кондиционирования воздуха кабин вертолета
предназначена:
— для поддержания в кабинах требуемой температуры
воздуха;
— для обогрева прибора наведения аппаратуры «Ра-
дуга-Ш»;
— для обдува стекол кабины экипажа;
— для создания в кабинах избыточного давления возду-
ха — (600±50) мм вод. ст.
Для работы СКВ используется сжатый горячий воздух,
отбираемый от двенадцатой ступени компрессора двигате-
ля. При работе системы в режиме «Обогрев» в кабины по-
дается до 1000 кг/ч воздуха, а в режиме «Охлаждение» не
менее 500 кг/ч. Температура воздуха в кабине экипажа под-
держивается автоматически в пределах от 10 до 25° С при
температурах окружающего воздуха от —50° С до +37° С.
В состав системы кондиционирования входят: термо-
компенсаторы, обратные клапаны, регулирующие и пере-
крывные электромеханические заслонки, эжектор, регуля-
торы абсолютного и избыточного давления воздуха, возду-
хо-воздушные радиаторы, турбохолодильник, туманопогло-
титель, комплект предфильтра с фильтрами. Принципиаль-
ная схема СКВ представлена на рис. 6.11.
Основные агрегаты СКВ размещены под полом носовой
части фюзеляжа с левой стороны между шпангоутами
№ 4Н и 1Ф. Регулятор избыточного давления воздуха по-
мещен под потолочной панелью грузовой кабины. Часть аг-
регатов (термокомпенсаторы, обратные клапаны, первич-
ный воздухо-воздушный радиатор и ряд заслонок) разме-
щены под капотами двигателей.
На вертолете предусмотрена вентиляция кабин атмос-
ферным воздухом от скоростного напора.
213
туры воздуха перед ВВР-2:!85; 12 — регулятор температуры воздуха в кабинах; /3 — блок за-
слонок (двухканальнын)', Н — тумянопоглотптель
214
6.13. Транспортно-десантное оборудование
К транспортному оборудованию вертолета относятся
внешняя подвеска и такелажно-швартовочное оборудова-
ние.
Внешняя подвеска (рис. 6.12) состоит из фер-
мы, грузового электрозамка ДГ-64 с дистанционным уп-
равлением, электромеханизма уборки и выпуска электро-
замка, комплекта грузовых строп с вертлюгом и ско-
бами.
Ферма подвески крепится снизу центральной части фю-
зеляжа к трем кронштейнам на шпангоутах № 5 и 8. В
средней части ферма имеет качающуюся по полету тра-
версу, к которой через звено шарнирно подвешен электро-
замок. Звено обеспечивает свободное качание электрозам-
ка при кренах вертолета. Для выпуска и уборки траверсы
с грузовым электрозамком в рабочее или походное поло-
жение имеется электромеханизм, обеспечивающий их пово-
роты на 90°.
Управление внешней подвеской — электрическое, ди-
станционное. Выпуск и уборку электрозамка ДГ-64 осуще-
ствляет летчик путем установки переключателя в положе-
ние ВЫПУСК или УБОРКА.
Отцепку груза летчик производит нажатием кнопок
ТАКТ. СБРОС ГРУЗА или АВАР. СБРОС ГРУЗА на ры-
чаге общего шага.
Аварийную отцепку груза может осуществить оператор
нажатием кнопки АВАР. СБРОС ГРУЗА на рычаге об-
щего шага. В кабине экипажа имеются световые табло,
сигнализирующие о положении подвески и грузового элек-
трозамка.
Швартовочное оборудование предназначе-
но для крепления грузов за швартовочные узлы на полу
грузовой кабины. Для этого имеются две швартовочные
сетки размером 2,2X1,3 м и двенадцать швартовоч-
ных ремней с крюками и замками-карабинами на кон-
цах.
Десантное оборудование составляют уста-
новленные в грузовой кабине два четырехместных откид-
ных сиденья для восьми экипированных десантников. Си-
денья расположены по оси симметрии грузовой кабины и
крепятся к полу при помощи трубчатых дюралюминиевых
стоек, устанавливаемых в гнезда пола и потолка кабины.
Все сиденья снабжены индивидуальными привязными рем-
нями.
215
6.14. Кислородное оборудование
(съемное)
Кислородное оборудование предназначено для питания
кислородом членов экипажа при высотных полетах. На ра-
бочих местах у летчика и у оператора установлено по од-
ному кислородному баллону емкостью 7,6 л каждый с
давлением 30 кгс/см2 и с комплектом легкосъемного кис-
лородного оборудования ККО-ЛС. В его комплект входят:
— кислородный прибор КП-21;
— кислородный прибор КП-58;
— разъединитель Р-58;
— шланг бортовой зарядный КШ-11;
— маска кислородная КМ-16М. с замком.
При включении кислород из баллона поступает в при-
бор КП-21, где автоматически редуцируется до необходи-
мого давления в зависимости от высоты полета. От прибо-
ра КП-21 через разъединитель Р-58 кислород поступает в
прибор КП-58 легочно-автоматического действия. На на-
личие подачи кислорода указывает индикатор, вмонтиро-
ванный в шланг разъединителя.
До высоты примерно 2000 м прибор КП-21 закрывает
выход кислорода из баллона и дыхание осуществляется
атмосферным воздухом, подсасываемым через клапан при-
бора КП-58. С высоты более 2000 м КП-21 начинает пода-
чу кислорода. С этого момента для дыхания будет подавать-
ся смесь кислорода с воздухом, образующаяся в приборе
КП-58, при этом с поднятием на высоту количество кисло-
рода в смеси будет увеличиваться, а количество воздуха
соответственно уменьшаться.
Для питания кислородом раненых в грузовой кабине ус-
танавливаются два комплекта кислородного оборудования.
Каждый комплект состоит из кислородного прибора КП-21,
баллона емкостью 7,6 л с давлением 30 кгс/см2 и маски
КМ-16И.
Работа с этим оборудованием производится так же,
как и с комплектом ККО-ЛС. .
Б. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
6.15. Общие сведения
Силовая установка вертолета состоит из двух газо-
турбинных двигателей ТВЗ-117, главного редуктора ВР-24,
трансмиссии привода рулевого винта, топливной системы,
масляных систем двигателей и главного редуктора, систем
противопожарной защиты и нейтрального газа, а также
216
/ — коробка приводов; 2 — воздушный стартер; 3 —двенадцатиступенчатый компрессор осевого типа; 4 —
кольцевая камера сгорания; 5 — двухступенчатая турбина компрессора; 6 — двухступенчатая турбина винта;
7 —выхлопная труба двигателя; « — выводной вал двигателя; S — клапан перепуска воздуха; /0—нижний
масляный агрегат
217
вспомогательной силовой установки с газотурбинным дви-
гателем АИ-9В.
Оба двигателя ТВЗ-117 передают крутящий момент че-
рез главный редуктор на несущий и рулевой винты верто-
лета.
Двигатели работают независимо друг от друга, что по-
зволяет в случае необходимости производить полет с од-
ним работающим двигателем.
Крепление двигателей на вертолете осуществляется: в
передней части четырьмя стойками тандерного типа за
передний фланец корпуса первой опоры, а сзади — в одной
точке, на сферической опоре главного редуктора.
Запуск двигателей на вертолете — автономный, осуще-
ствляется бортовым газотурбинным двигателем АИ-9В,
установленным за редукторным отсеком на верхней пане-
ли контейнеров расходных топливных баков.
Питание двигателей ТВЗ-117 и АИ-9В производится от
единой топливной системы, включающей в себя: пять про-
тестированных баков (в перегоночном варианте дополни-
тельно четыре металлических подвесных бака под консоля-
ми крыла), насосы, фильтры, краны и другие необходимые
агрегаты.
Двигатели ТВЗ-117 имеют каждый свою маслосистему
с маслобаком и маслорадиатором, охлаждающим масло.
В маслосистеме главного редуктора емкостью под масло
служит поддон редуктора, а охлаждение масла осущест-
вляется в двух параллельно соединенных маслорадиаторах.
6.16. Двигатель ТВЗ-117
Двигатель ТВЗ-117 (рис. 6.13) — двухвальной системы,
состоит из компрессора, кольцевой камеры сгорания, двух-
ступенчатой турбины компрессора, двухступенчатой тур-
бины винта, выхлопной трубы, коробки приводов и сис-
тем топливопитания, смазки, регулирования, электрообо-
рудования и противообледепения.
Особенностью двигателя является наличие в нем сво-
бодной турбины (турбины винта) для передачи крутяще-
го момента на несущий и рулевой винты вертолета.
Свободная турбина кинематически не связана с тур-
бокомпрессорной частью двигателя.
Компрессор — осевого типа, двенадцатиступенчатый,
однокаскадный с поворотными лопатками входного на-
правляющего аппарата (ВНА) и направляющих аппара-
тов (НА) последующих четырех ступеней. Наличие пово-
ротных лопаток улучшает условия запуска двигателя, обе-
218
спечивает высокий КПД компрессора и устойчивую работу
двигателя в рабочем диапазоне оборотов.
Камера сгорания — кольцевая, с двенадцатью форсун-
ками, состоит из наружного и внутреннего диффузоров,
кольцевой жаровой трубы с двенадцатью головками для
форсунок и двух запальных свечей.
Турбина компрессора — двухступенчатая, осевая, сос-
тоит из ротора, двух сопловых аппаратов и опор. Крутя-
щий момент, создаваемый турбиной, используется на вра-
щение ротора компрессора и агрегатов двигателя. Вал
турбины и вал компрессора сочленяются посредством
шлиц.
Турбина винта — двухступенчатая, осевая, состоит из
ротора, двух сопловых аппаратов и опор. Передача крутя-
щего момента осуществляется через выводной вал (зад-
нюю рессору) на главный редуктор и через переднюю рес-
сору — на привод внутренней рессоры топливного агрега-
та HP-ЗА. Соединение этих рессор — шлицевое.
Турбина компрессора охлаждается вторичным возду-
хом, проходящим между жаровой трубой и кожухом ка-
меры сгорания. Турбина винта охлаждается воздухом, от-
бираемым за 7-й ступенью компрессора.
Выхлопная труба двигателя предназначена для отвода
газа в атмосферу и состоит из выхлопного патрубка, на-
садка, устанавливаемого при монтаже на вертолете, и
стяжной ленты.
Коробка приводов установлена в передней части двига-
теля и крепится к верхнему фланцу корпуса первой опоры.
На коробке приводов установлены следующие агрега-
ты: топливный насос-регулятор HP-ЗА, датчик счетчика
оборотов турбокомпрессора, маслоагрегат откачки масла
от коробки приводов, подкачивающий насос ДЦН-70, воз-
душный стартер, маслофильтр, центробежный маслосуф-
лер.
В топливную систему двигателя входят: подкачиваю-
щий насос ДЦН-70, фильтр тонкой очистки, насос-регу-
лятор HP-ЗА, регулятор температуры газов перед турби-
ной, блок дренажных клапанов, рабочие топливные фор-
сунки и топливные магистрали.
Топливом для двигателей является керосин Т-1 и ТС-1
(ГОСТ 10227—62), РТ (ГОСТ 16564—71).
Насос-регулятор HP-ЗА, установленный на коробке
приводов, имеет два независимых соосных привода: на-
ружный — от ротора турбокомпрессора и внутренний —
от ротора турбины винта — и обеспечивает следующие
функции:
219
— запуск двигателя;
— устойчивую работу двигателя на переходных режи-
мах;
— поддержание заданных установившихся режимов;
— автоматическое ограничение предельных парамет-
ров двигателя: максимальной температуры газов перед
турбиной компрессора, максимальных оборотов турбоком-
прессора;
— поворот направляющих аппаратов компрессора;
— выдачу сигнала на отключение стартера;
— выдачу сигнала на открывание и закрывание клапа-
нов перепуска воздуха;
— распределение топлива по контурам форсунок;
— останов двигателя;
— аварийное отключение системы синхронизации мощ-
ности.
При совместной работе двух двигателей агрегат НР-ЗА
обеспечивает:
— поддержание равенства давлений за компрессорами
в целях синхронизации мощности совместно работающих
двигателей;
— автоматическое поддержание заданных оборотов тур-
бины винта.
Маслосистема двигателя предназначена для смазки и
охлаждения подшипников всех опор роторов и приводов
агрегатов. Маслосистема выполнена по открытой замкну-
той схеме с принудительной циркуляцией масла. Для смаз-
ки применяется синтетическое масло Б-ЗВ (ТУ
38101295—72).
Система суфлирования двигателя предназначена для
обеспечения нормальной работы масляных уплотнений,
воздушно-масляных лабиринтов и выравнивания давления
в масляных полостях опор.
Система запуска служит для автоматического запуска
двигателя на земле и в полете. Запуск двигателя осуще-
ствляется воздушным стартером и электрической системой
управления запуском.
Система зажигания обеспечивает воспламенение топли-
вовоздушной смеси при запуске двигателя на земле и в
полете. Эта система включает в себя: агрегат зажигания
СК-22-2, две полупроводниковые свечи зажигания
СП-26ПЗ.
Дренажная система двигателя обеспечивает слив топ-
лива из камеры сгорания и из магистралей I и II каналов
рабочих форсунок после останова двигателя. Слив произ-
водится через дренажный трубопровод за борт вертолета.
220
Двигатель имеет самостоятельную противообледенитель-
ную систему, предназначенную для защиты от обледене-
ния входной части двигателя. Обогрев подверженных обле-
денению мест входной части двигателя производится го-
рячим воздухом, отбираемым из полости между кожухом
и жаровой трубой камеры сгорания. Сигнализация обле-
денения, агрегаты автоматического и ручного включения
системы относятся к противообледенительной системе
вертолета.
Электрооборудование обеспечивает запуск двигателя,
контроль параметров режимов работы двигателя, работу
приборов системы противообледенения и системы ограни-
чителя температуры газов перед турбиной.
Основные технические данные
двигателя
Тип двигателя .
Габариты двигателя, мм:
длина с агрегатами и вы-
хлопным патрубком
ширина..................
высота.................
Направление вращения рото-
ра (по полету) компрес-
сора, турбины компрес-
сора и свободной турби-
ны .......................
Компрессор:
тип.......................
количество ступеней .
Камера сгорания
Турбина компрессора
Свободная турбина .
Выхлопная система .
Газотурбинный, с тур-
биной винта (свобод-
ной турбиной)
2085
640
725
Против хода часовой
стрелки
Осевой
12
Кольцевая, с двенадца-
тью головками для
форсунок
Осевая, двухступенчатая
Осевая, двухступенчатая
Нерегулируемая, вых-
лоп через патрубок
под углом 25° к оси
двигателя
На двигатель ТВЗ-117 III серии устанавливаются пы-
лезащитное устройство (ПЗУ) и регулятор предельных ре-
жимов работы двигателя (РПР).
221
ПЗУ предназначено для очистки воздуха, поступающе-
го в двигатель, от пыли и посторонних предметов во вре-
мя опробования двигателей, руления, взлета и посадки на
пыльных площадках.
ПЗУ состоит из входной коллекторной губы, внешней
•обечайки, центральной части («гриба»), сепаратора, эжек-
тора, трубопроводов и элементов противообледенительной
системы.
Регулятор предельных режимов РПР-ЗА предназначен
для ограничения максимальных оборотов турбокомпрессо-
ра с повышенной точностью по температуре воздуха на
ЛЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ПРАВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
КОНТРОЛЬ
РТ
вкл.
КОНТРОЛЬ
РТ
вкл.
ст
т ИПТЦ
КОНТУРЫ
КОНТРОЛЬ
контуры
тк I ст
КОНТРОЛЬ
РЕГУЛЯТ. ОБОРОТЫ
т’и птк
РЕГУЛЯТ. ОБОРОТЫ
СТ
ОТКЛЮЧЕНО КОНТРОЛЬ ОТКЛ.
РПР-ЗА
ОТКЛЮЧЕНО КОНТРОЛЬ ОТКЛ.
РПР-ЗА
Рис. 6.32а. Щиток РПР-ЗА
входе в двигатель и для останова двигателя в целях пре-
дотвращения раскрутки свободной турбины при достиже-
нии ею оборотов (118±2)% (соответствует оборотам не-
сущего винта (1 13±2) %).
РПР-ЗА состоит из двух независимых контуров: турбо-
компрессора (ТК) и свободной турбины (СТ).
В его состав входят: щиток управления РПР (рис.
6.32а), приемник температуры воздуха на входе в двига-
тель, два датчика числа оборотов свободной турбины, дат-
чик числа оборотов ротора турбокомпрессора, исполни-
тельные механизмы ИМ-47 и ИМ-ЗА и электронный блок.
Щиток управления РПР и электронные блоки разме-
щены в грузовой кабине, а остальные элементы — на дви-
гателе.
Двигатель ТВЗ-117В является модификацией двигателя
ТВЗ-117 III серии и отличается от него некоторыми кон-
222
структивными изменениями и новой системой автоматиче-
ского регулирования. К основным конструктивным измене-
ниям относятся: изменение радиальных зазоров между ра-
бочими лопатками и корпусом компрессора и между на-
правляющими аппаратами и ротором компрессора, а так-
же установка сотовых уплотнений над рабочими лопатка-
ми турбины.
В системе автоматического регулирования вместо агре-
гатов РПР-ЗА и HP-ЗА устанавливаются электронный ре-
гулятор двигателя ЭРД-ЗВ и насос-регулятор НР-ЗВ.
Агрегат ЭРД-ЗВ совместно с термопатроном и датчи-
ком давления ИКД-27 обеспечивают регулирование обо-
ротов турбокомпрессора двигателя в целях поддержания
постоянной взлетной мощности до /н. в = +30° С (/7 = 0)
или до Н = 2200 м (MCA).
На щитке ЭРД, размещенном в грузовой кабине, в от-
личие от щитка РПР вместо выключателей ВКЛ. —
ОТКЛ. РПР-ЗА устанавливаются выключатели ВКЛ. —
ОТКЛ. ЭРД-ЗВ, а вместо переключателей ТК КОНТ-
РОЛЬ — РАБОТА — ОТКЛЮЧЕНО — переключатели
ТК КОНТРОЛЬ — РАБОТА.
На правом переднем пульте летчика установлены зеле-
ные табло РТ РАБОТАЕТ, сигнализирующие о работе ре-
гулятора температуры газов в режиме автоматического ог-
раничения температуры газов левого и правого двигате-
лей, и желтые табло ЭРД-ЗВ ОТКЛ., сигнализирующие об
отказе ЭРД. На вертолетах с двигателями ТВЗ-117, на ко-
торых отключены датчики давления топлива, контроль дав-
ления топлива на земле и в полете не производится.
6.17. Вспомогательный газотурбинный
двигатель АИ-9В
Вспомогательный газотурбинный двигатель АИ-9В
(рис. 6.14) является источником сжатого воздуха для пи-
тания воздушных стартеров запуска двигателей ТВЗ-117,
источником электроэнергии постоянного тока при отказе
в полете основных генераторов, а также при проверке по-
требителей на земле, когда двигатели ТВЗ-117 не работают.
На двигателе АИ-9В установлен стартер-генератор
СТГ-3, а на ресивере двигателя смонтирована система от-
бора воздуха с клапаном перепуска. Двигатель состоит из
следующих основных узлов: воздухозаборника, корпуса
приводов, компрессора центробежного типа, кольцевой ка-
меры сгорания, одноступенчатой осевой турбины, выхлоп-
ного сопла, ресивера и системы топливопитания, маслопи-
223
Рис. 6.14. Вспомогательный газотурбинный двигатель АИ-9В:
а — вид слева; б — вид справа; 1 — стартер-ген ера тор постоянного тока;
2 — фланец крепления передней подвески двигателя; 3 — главный штепсель-
ный разъем; 4 — топливные форсунки; 5 — дренажный бачок; 6 — шарнир
задней подвески двигателя; 7 — клапан подачи топлива: 8 — насос-регуля-
тор; 9 — маслоиасос; 10 — кран слива масла; И — маслобак: 12 — датчик
давления масла; 13 — электромагнитный пусковой клапан; 14 — заливная
горловина маслобака; 15 — указатель уровня масла; 16— пусковой агрегат;
17 — катушка зажигания; 18 — клапан перепуска воздуха: 19 — фланец от-
бора воздуха
тания, суфлирования и регулирования. Сжатый воздух из
компрессора двигателя поступает в ресивер, а из него че-
рез перепускной клапан направляется или к воздушному
стартеру двигателя ТВЗ-117, или выпускается в атмосфе-
ру (на режиме холостого хода).
224
Основные технические данные
Тип двигателя . . . .
Направление вращения рото-
ра (со стороны выхлоп-
ного сопла) .
Номинальное число оборо-
тов, об/мин . . . .
Количество отбираемого воз-
духа, кг/с................
Полное давление отбирае-
мого воздуха, кгс/см2
Температура отбираемого
воздуха, °C ...
Расход топлива, кг/ч
Стартер-генератор
Система запуска:
тип.......................
электропитание .
Газотурбинный
Сорт топлива (основного,
пускового) . . . -
Система смазки:
тип.........................
сорт масла .
Сухой вес, кгс .
Габаритные размеры, мм:
длина ....
ширина ....
высота . . . .
Против хода часовой
стрелки
От 35 300+475 до
39 150+475
0,4
Не менее 2,9
Не менее 160
80
СТГ-3
Электрическая, автоном-
ная, автоматическая
От двух батарей
12САМ-28 или от аэ-
родромного источника
постоянного и пере-
менного тока через
ВУ-6А (напряжение
27 В+10%)
Т-1, ТС-1 (по ГОСТ
10227—62), РТ (по
ГОСТ 16564—71)
Автономная, циркуля-
ционная, под давле-
нием
Б-ЗВ (ТУ 38101295—72)
45
740
515
490
Вспомогательный газотурбинный двигатель АИ-9В ус-
тановлен в концевом отсеке капота между шпангоутами
№ 10 и 12 и отделен от главного редуктора противопожар-
ной перегородкой. Отсек закрывается тремя откидными
15 Зак, 3173дсп
225
226
крышками и ограничен снизу потолочной панелью верто-
лета, к которой четырьмя узлами крепится АИ-9В. Дву-
мя задними шарнирными узлами на нижней части фланца
корпуса камеры сгорания АИ-9В крепится к кронштейнам,
а двумя передними фланцами на корпусе компрессора кре-
пится регулируемыми тягами, позволяющими регулиро-
вать установку его в вертикальной плоскости.
Запуск двигателя АИ-9В производится от двух борто-
вых аккумуляторных батарей или от аэродромного источ-
ника постоянного тока. Питание топливом двигателя осу-
ществляется от общей топливной системы вертолета, через
узел обратных клапанов. В топливной магистрали питания
двигателя АИ-9В установлен электромагнитный перекрыв-
ной кран, штуцер консервации и фильтр тонкой очистки.
Пройдя эти агрегаты, топливо поступает к насосу-регуля-
тору НР-9К и далее к пусковым и рабочим форсункам дви-
гателя.
6.18. Главный редуктор ВР-24
Главный редуктор ВР-24 (рис. 6.15) понижает число
оборотов и передает крутящий момент от двух двигателей
на валы несущего и рулевого винтов и привод вентилято-
ра. Кроме того, на главном редукторе имеются три приво-
да для гидронасосов: один для воздушного компрессора и
два для датчиков счетчиков оборотов. Полная редукция к
валу несущего винта осуществляется последовательно в
трех его ступенях.
В редукторе имеются муфты свободного хода, автома-
тически отключающие двигатели от редуктора в случае их
останова.
Рис. 6.15. Главный редуктор ВР-24:
a — вид спереди; б — вид слева; в — вид справа; г — вид сзади; 1— вал
несущего вннта; 2— привод вентилятора; 3 — суфлер; 4 н 8— фланцы
для крепления лап рамы редуктора; 5 — приводы от двигателей; 6 —
штуцера отвода масла в радиаторы; 7 — корпус вала несущего винта;
9 — привод гидронасоса; /0 —место для установки датчика температу-
ры масла; 11— место установки тормоза несущего винта; 12— фланец
подвода масла из радиаторов в поддон; 13 — масляный агрегат; 14 —
приводы датчиков-счетчиков оборотов; 15 — корпус редуктора; 16 — мас-
ломерное стекло; 17 — заливная горловина; 18 и 25 — фланцы для креп-
ления лап редукторной рамы; 19 — место замера давления масла; 20 —
приводы гидронасосов; 2/—привод компрессора; 22— масляный фильтр;
23 — магнитные пробки (слив масла); 2-# — фланец для крепления крон-
штейна с гидроусилителями; 26 — привод хвостового вала; 27 — магнит-
ная пробка; 28 — место крепления кронштейна рычага общего шага;
29 — место установки направляющей автомата перекоса
Примечание. На фотографии редуктора вместо лап
крепления редукторной рамы установлены транспортировочные
узлы, а на приводах агрегатов — заглушки
227
15*
Главный редуктор установлен на редукторной раме, ко-
торая крепится к узлам на шпангоутах № 5 и 8 над потол-
ком центральной части фюзеляжа. Рама состоит из вось-
ми подкосов, соединенных попарно в четыре V-образные
вилки, каждая из которых имеет один основной и один при-
цепной подкос.
Основные технические данные
главного редуктора
Номинальное число оборо-
тов валов редуктора,
об/мин:
входных валов
вала несущего винта .
вала привода вентилято-
ра .......................
Масло для смазки редуктора
Давление масла за нагнета-
ющим маслонасосом на
рабочих режимах,
кгс/см2...................
Максимальная температура
масла на входе в редук-
тор, °C...................
Количество масла, зали-
ваемого в редуктор (без
учета заполнения систе-
мы редуктора), л
Остаток несливаемого масла
в редукторе, л .
Расход масла, кг/ч .
Габаритные размеры редук-
тора, мм:
длина ...................
ширина ................
высота ................
Вес сухого редуктора, кгс .
15000
240
6033
Б-ЗВ
(ТУ 38101295—72)
3,5+0,5
90
Не более 39
5
Не более 0,5
1210
885
1765
830+2%
6.19. Трансмиссия
Трансмиссия вертолета (рис. 6.16) состоит из главного
редуктора, коробки приводов, хвостового вала, промежу-
точного и хвостового редукторов, а также тормоза несу-
щего винта.
Особенностью хвостовой трансмиссии данного верто-
лета является наличие в ней коробки приводов, предназ-
228
наченной для привода двух генераторов переменного тока
и понижения числа оборотов, передаваемых от главного
на промежуточный редуктор. На коробке установлен вен-
тилятор для охлаждения генераторов и самой коробки
воздухом, который продувается между оребрением карте-
ра и дефлектором. Коробка приводов имеет принудитель-
ную систему смазки, включающую нагнетающий маслона-
сос шестеренчатого типа, фильтр, систему маслоканалов
в картере, форсунки, перепускной клапан, отрегулирован-
ный на давление (3±0,5) кгс/см2.
Рис. 6.16. Трансмиссия вертолета:
/ — карданный вал привода вентилятора; 3 —главный редуктор; 3 —тормоз
несущего винта; 4 — передняя часть хвостового вала; 5 — коробка приводов;
6— средняя часть хвостового вала; 7 — промежуточный редуктор; 8 — концевая
часть хвостового вала; 9— хвостовой редуктор
Для смазки коробки приводов, промежуточного редук-
тора и хвостового редуктора применяется масло: летом —
гипоидное, зимой — смесь из % по объему гипоидного и
*/з масла АМГ-10.
Промежуточный редуктор предназначен для изменения
направления оси хвостового вала на угол 45°. Редуктор
крепится четырьмя болтами к нервюре № 1 килевой бал-
ки. Он имеет пару конических зубчатых колес. Передаточ-
ное отношение редуктора равно единице. Смазка редук-
тора — барботажная.
Хвостовой редуктор предназначен для установки и
вращения рулевого винта. Он закреплен девятью болтами
229
на нервюре № 6 килевой балки. Редуктор имеет одну пару
спирально-зубчатых конических колес, расположенных
под углом 90°, и механизм изменения шага лопастей ру-
левого винта. Передаточное отношение редуктора 1 :2,316.
Смазка редуктора — барботажная.
Хвостовой вал трансмиссии предназначен для переда-
чи крутящего момента от главного редуктора через короб-
ку приводов, промежуточный и хвостовой редукторы к
рулевому винту.
Хвостовой вал состоит из трех основных частей: перед-
ней, средней и концевой.
Передняя часть расположена между главным редукто-
ром и коробкой приводов, средняя — между коробкой при-
водов и промежуточным редуктором, концевая — между
промежуточным и хвостовым редукторами.
Тормоз несущего винта предназначен для сокращения
времени останова винта, а также для стопорения транс-
миссии при стоянке и проведении монтажных и .регла-
ментных работ. Кронштейн тормоза крепится к корпусу
главного редуктора у вывода к хвостовому валу, а бара-
бан— к фланцу этого вала.
6.20. Топливная система
Топливная система (рис. 6.17) обеспечивает питание
топливом двигателей. Топливо размещается в пяти мягких
протектированных баках: двух расходных № 1 и 2, уста-
новленных над потолком, за редуктором; вертикальном
баке № 3, расположенном за задней стенкой грузовой
кабины, между шпангоутами № 8 и 9; и двух нижних
баках № 4 и 5, установленных под полом грузовой кабины
между шпангоутами № 2—8. Кроме того, в перегоночном
варианте вертолета подвешивается по два металлических
бака под правой и левой консолями крыла на балочных
держателях.
Расход и наличие топлива в баках контролируется топ-
ливомером, датчики которого установлены в топливных
баках, указатель — на приборной доске летчика, а пере-
ключатель— на правом переднем пульте летчика. Топли-
вомер сигнализирует о резервном остатке топлива в рас-
ходных баках: загорается сигнальное табло ПРАВ. БАК 2
ОСТАЛОСЬ 120 Л, ЛЕВ. БАК 1 ОСТАЛОСЬ 120 Л, а по
окончании выработки топлива из подвесных баков заго-
рается табло ВЫКЛ. ПЕРЕКАЧКУ.
Заправка баков топливом производится через залив-
ные горловины баков № 1, 2, 3 и подвесных. Слив топлива
из баков осуществляется через сливные краны и штуцер
слива на правом борту.
230
Питание топливом двигателя АИ-9В осуществляется
из основной магистрали (от узла обратных клапанов) по
отдельному трубопроводу.
6.21. Маслосистемы и система охлаждения масла и
агрегатов
Маслосистема двигателей (рис. 6.18) вы-
полнена раздельно для каждого двигателя. Маслосистема
каждого двигателя состоит из маслорадиатора, маслобака
Принципиальная схема
Рис. 6.18. Маслосистема двигателей:
1 — маслобак; 2 — расширительный бачок; 3 — кран слива масла из масло-
бака; 4 — штуцер для подсоединения трубопровода подачи масла из радиа-
тора в бак; 5 — трубопровод суфлирования; 6 — шланги; 7 — штуцер для
подсоединения трубопровода подачи масла из маслобака в двигатель; 8 —
датчик температуры масла; 9 — маслопроводы; 10 — краны слива из трубо-
проводов маслосистемы двигателя и маслорадиаторов; 11 — воздушно-масля-
ный радиатор двигателя; 12— датчик давления масла на входе в двига-
тель; 13—шланг перепуска масла из насоса откачки коробки приводов
двигателя в маслобак; 14 — заливная горловина; 15 — масломерное стекло
231
вместимостью 13 л, арматуры и трубопроводов. Для за-
мера температуры и давления масла двигателей установ-
лены датчики.
Рис. 6.19. Маслосистема главного редуктора:
1 — воздушно-масляные радиаторы главного редуктора; 2 — шланги; 3 —
маслопроводы; 4 — датчик температуры масла; 5 — главный редуктор; 6—
датчик давления масла
Маслосистема главного редуктора
(рис. 6.19) имеет два параллельно соединенных воздушно-
масляных радиатора, арматуру и трубопроводы. Для за-
мера температуры и давления масла установлены датчи-
ки. Масло заливается в картер редуктора через заливную
горловину. Слив масла производится через отверстие в
картере под магнитную пробку.
232
Система охлаждения агрегатов, масла
двигателей и главного редуктора (рис.
6.20) состоит из вентиляторной установки и гибких тру-
бопроводов.
Рис. 6.20. Система воздушного охлаждения агрегатов:
А, Б, В, Г, Д — типовые соединения трубопроводов; 1 — заборный патрубок;
2 — центробежный вентилятор; 3 — патрубок подвода воздуха в кожух короб-
ки приводов; 4 — иижинй дефлектор подвода воздуха к коробке приводов;
5 — верхний дефлектор подвода воздуха к коробке приводов; 6 — трубопровод
подвода воздуха к генераторам; 7 — кожухи гидронасосов; 8 — кожух воздуш-
ного компрессора; 9 — гибкий трубопровод подвода воздуха к гидронасосу,
установленному слева на главном редукторе; 10— гибкий трубопровод подво-
да воздуха к двум гидронасосам и компрессору, установленным справа на
главном редукторе; 11— шпангоут № 1 капота; 12— осевой вентилятор; 13 и
14 — кожухи
В вентиляторную установку входят вентилятор осевого
типа, наружный и внутренний кожухи, карданный вал
привода вентилятора и два блока воздушно-масляных ра-
диаторов. Вентилятор состоит из направляющего аппара-
та, рабочего колеса и спрямляющего аппарата. Вентиля-
тор установлен сверху в развале между выхлопными тру-
бами двигателей и крепится фланцем наружного кожуха
к шпангоуту капота, а снизу поддерживается подкосом
продольной противопожарной перегородки. Вентилятор
приводится во вращение карданным валом от главного
редуктора.
233
Осевой вентилятор обеспечивает охлаждение маслора-
диаторов, трех гидронасосов НП92А-4 и компрессора
АК-50Т1. Центробежный вентилятор, установленный на
коробке приводов трансмиссии, обеспечивает охлаждение
двух генераторов ГТ4ОПЧ6 и самой коробки приводов.
6.22. Система запуска
Система воздушного запуска двигателей ТВЗ-117
(рис. 6.21) включает вспомогательный газотурбинный дви-
гатель АИ-9В, воздушные стартеры двигателей с клапа-
нами пуска, воздухопроводы и арматуру. Запуск двигате-
лей производится воздушным стартером двигателя. При
запуске воздух от газотурбинного двигателя АИ-9В под-
водится к воздушному стартеру запускаемого двигателя,
который раскручивает ротор двигателя за время 60 с и
автоматически отключается на оборотах птк=60-е-65%.
Если двигатель не раскрутился до указанных оборотов,
на шестидесятой секунде по циклу работы пусковой пане-
ли АПД-78А происходит отключение стартера за счет сня-
тия питания с электромагнитного клапана, который в
свою очередь прекращает подачу сжатого воздуха от
АИ-9В.
'' В. ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЕ И ПРИБОРНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
6.23. Система электроснабжения
Система электроснабжения является составной частью
общего оборудования и предназначена для питания
электроэнергией всех электропотребителей. На вертолете
применена централизованная система электроснабжения,
которая включает в себя систему переменного и систему
постоянного тока.
6.24. Система переменного тока
На вертолете применена система переменного тока
частотой 400 Гц следующих напряжений:
— трехфазного 208 В и 36 В;
— однофазного 115 В и 36 В.
Система переменного тока состоит из двух каналов
электроснабжения, каждый из которых включает:
— генератор переменного тока ГТ4ОПЧ6;
— блок защиты и управления БЗУ-4А;
234
— блок регулирования напряжения БРН-208М7А;
— блок трансформаторов тока БТТ-40П;
— коммутационную аппаратуру. .'
Каждый канал имеет свои распределительные шины,,
к которым подключаются генераторы. Между собой шины
соединены контактором связки, с помощью которого ге-
нераторы включаются на параллельную работу.
Для питания потребителей трехфазным переменным
током напряжением 36 В установлены два трансформато-
ра, каждый из которых подключен к одному из каналов.
Один из трансформаторов является основным (подключен
к шине левого генератора), другой — резервным (подклю-
чен к шине правого генератора).
При отсутствии питания от обоих трансформаторов
важнейшие потребители (МГВ-1СУ № 1, ПКП-72М,
УКТ-2, ВК-53РВ) питаются от преобразователя ПТ-125Ц,
который может включаться как вручную переключателем,
так и автоматически с помощью аппарата
АПП-1А.
Питание потребителей однофазным переменным током
напряжением 36 В осуществляется от двух трансформа-
торов ТР115/36. Один из трансформаторов является ос-
новным, другой — резервным.
Питание потребителей однофазным переменным током
напряжением 115 В осуществляется от двух трансформа-
торов ТС/1-2: основного (подключенного к шинам левого
генератора) и резервного (подключенного к шинам пра-
вого генератора).
В случае выхода из строя в полете обоих трансфор-
маторов, а также на земле при неработающих двигателях
важнейшие потребители (термометр выходящих газов
2ИА-6, индикатор вибрации ИВ-500, сигнализаторы нали-
чия стружки в масле СС-78, манометры ДИМ, топливо-
мер, радиовысотомер РВ-5 (А-037), аппаратура 020М с
изделием 81) получают питание от преобразователя
ПО-750А, включаемого вручную выключателем на правом
пульте летчика. Эти потребители подключены к шине
ПО-750А.
Для питания потребителей переменным током напря-
жением 208 В от аэродромного источника питания имеется
вилка штепсельного разъема ШРАП-400-ЗФ, установлен-
ная на левом борту вертолета. В качестве наземного
источника трехфазного переменного тока необходимо ис-
пользовать АПА-50М или другие источники с нулевым
проводом.
235
6.25. Система постоянного тока
Система постоянного тока предназначена для питания
потребителей постоянным током напряжением 27 В. Сис-
тема постоянного тока включает:
— два выпрямительных устройства ВУ-6А (ВУ-6Б);
— две аккумуляторные батареи 12САМ-28;
— распределительные шины.
Выпрямительные устройства и аккумуляторные бата-
реи подключены в сеть параллельно. Нормальные условия
параллельной работы источников постоянного тока обес-
печиваются дифференциально-минимальными реле
ДМР-200Д и способностью выпрямительных устройств
перераспределять нагрузку между собой. Кроме того, реле
ДМР-200Д обеспечивает подключение ВУ-6А (ВУ-6Б) на
подзарядку аккумуляторов и отключение их при обратном
токе.
В сети постоянного тока электроэнергия от источника
питания к потребителям поступает через систему, состоя-
щую из семи распределительных шин. Наличие такого
количества распределительных шин обеспечивает надежное
питание электроэнергией потребителей.
С учетом назначения вертолета и возможности экс-
плуатации его при отсутствии наземных источников пита-
ния на вертолете установлен энергоузел АИ-9В со стар-
тером-генератором СТГ-3, который в стартерном режиме
обеспечивает запуск газотурбинного двигателя АИ-9В, а в
генераторном используется для проверки бортовых элек-
тропотребителей на земле при неработающих двигателях
ТВЗ-117.
Для подключения аэродромного источника питания по-
стоянного тока на левом борту фюзеляжа установлена
вилка штепсельного разъема ШРАП-500К. В качестве на-
земных источников постоянного тока могут быть исполь-
зованы все наземные агрегаты типа АЛА, находящиеся
на снабжении в частях ВВС.
6.26. Приборное оборудование
Приборное оборудование, установленное на вертолете,
представляет комплекс приборов, обеспечивающий пило-
тирование вертолета днем и ночью в простых и сложных
метеорологических условиях и контроль за работой дви-
гателей, редукторов и систем вертолета.
Все приборы размещены в кабинах экипажа на при-
борной доске летчика, на пультах и панелях летчика и
оператора (рис. 6.22—6.32).
236
Рис. 6.22. Общий вид рабочего места летчика:
1 — компас КИ-13К: 2 —визирная головка прицела; S —приборная
доска; 4 — правый передний пульт; 5 — правый пульт; 6 — ручка
управления тормозом несущего винта; 7 — пульт управления воору-
жением; 8 — ручка продольно-поперечного управления; 9— педали
путевого управления; 10 — рычаг общего шага; 11 — рычаги раздель-
ного управления двигателями; /2 —сиденье летчика; 13— левый
боковой пульт; 14— левый передний пульт
На вертолете установлены следующие приборы:
— радиомагнитный индикатор РМИ-2;
— указатели крена и тангажа УКТ-2 у летчика и опе-
ратора;
— малогабаритные гировертикали МГВ-1СУ;
— курсовая система «Гребень»;
— указатели скорости УС-450К у летчика и опера-
тора;
— высотомеры барометрические ВД-10К у летчика и
оператора;
— вариометр ВАР-ЗОМК;
— командно-пилотажный прибор ПКП-72М;
— часы АЧС-1М у летчика и оператора;
— компас КИ-13К у летчика и оператора;
— выключатель коррекции ВК-53РВ;
— указатель радиовысотомера РВ-5 (А-037);
237
Рис. 6.24. Левый боковой пульт летчика:
1 — пульт управления радиокомпаса АРК-У2; 2 — выключатель КОМПАС—АН-
ТЕННА; 5—пульт управления из комплекта 020М; 4— кнопка ВЗРЫВ из комп-
лекта 020М; 5 — пульт управления радиостанции «Эвкалипт-М24»; 6 —
пульт управления самолетного магнитофона МС-61; 7—пульт управле-
ния сигнальными ракетами; 8 — щиток радионавигации; 9 — выключатель
ПРИНУДИТЕЛЬНОЕ ВКЛЮЧЕНИЕ БЕЛОГО СВЕТА; 10 — переключатель
света БЕЛЫЙ — СИНИЙ; 11 — переключатель света БЕЛЫЙ — КРАС-
НЫЙ; /2 — переключатель САРПП-12Д; 13 — кнопка ОТКЛ. аппаратуры
РИ-65; 14 — кнопка ПРОВЕРКА аппаратуры РИ-65; 15 — кнопка ПОВ-
ТОР аппаратуры РИ-65; 16 — переключатель света ЯРКО — ТУСКЛО — СРЕДНЕ;
17 — кнопка КОНТРОЛЬ ТАБЛО; 18— выключатель МИГАЛКА; 19 — блоки 17
и 34 из комплекта 020М; 20 — выключатель стеклоочистителя лобового стекла
летчика; 21 — выключатель обогрева часов; 22 — переключатель ОБОГРЕВ—
КОНТРОЛЬ левого ППД-1; 23—переключатель ОБОГРЕВ—КОНТРОЛЬ пра-
вого ППД-1; 24 — выключатель вентилятора летчика; 25 — табло сигнализации
ОБОГРЕВ ЛЕВ. ППД-1 НЕИСПРАВЕН. ОБОГРЕВ ПРАВ. ППД-1 НЕИСПРА-
ВЕН; 26 — выключатель МАЯК; 27 — выключатель КОНТУРНЫЕ ОГНИ: 28 —
переключатель строевых огней ЯРКО—ТУСКЛО; 29 — щиток топливной сис-
темы; 30—пульт управления радиостанции Р-860-1; 31 щитки противопожар-
ной системы; 32 — пульт управления радиокомпаса АРК-15М; 33 — кран гермети-
зации; 34 — абонентский аппарат летчика; 35 — радиоприемник Р-852: 36 —
пульт управления радиостанции «Карат-М24>: 37 — кран переключения стати-
ческого давления ППД-1; 38 — пульт управления ПУ-38 курсовой системы «Гре-
бень»; 39 — щиток запуска двигателей ТВЗ-117 и АИ-9В; 40 — термометр
ТСТ-2 из комплекта ТСТ-282С; 41— указатель УП1-8 из комплекта ДИМ-8
238
Рис. 6.25. Нижняя задняя
панель левого бокового пульта летчика
— индикатор висения и малых скоростей из комплек-
та ДИСС-15Д;
— индикатор путевой скорости и угла сноса из комп-
лекта ДИСС-15Д;
— индикатор координат из комплекта ДИСС-15Д;
— указатель перегрузки УП из комплекта АДП-4;
— трехстрелочные указатели УИЗ-ЗК двигателей из
комплекта ЭМИ-ЗРИ;
— указатель режимов УР-117 двигателей из комплек-
та ИР-117;
— указатели оборотов двигателей (ИТЭ-2Т) у летчика
и оператора;
— термометр выходящих газов 2УТ-6 из комплекта
2ИА-6;
— термометр ТСТ-282С выходящих газов двигателя
энергоузла АИ-9В;
239
Рис. 6.28. Верхняя панель левого переднего пульта летчика
— трехстрелочные моторные указатели УИЗ-6К редук-
торов и коробки приводов из комплекта ЭМИ-ЗРВИ;
— указатели ИТЭ-2Т оборотов несущего винта у лет-
чика и оператора;
— указатель шага винта УШВ-1К;
— указатель и переключатель топливомера ТПР1-8А;
— указатели УИ1-100 гидросистемы из комплектов
ДИМ-100;
— манометр давления воздуха ДИМ-8;
— манометр НТМ-100;
— термометр наружного воздуха ТНВ-45;
— табло сигнализации.
240
ЛЛОДСВП
К-ТА ЭМИ-ЗРИ
УКАЗАТЕЛЬ
КРАСНЫЙ ПОДСВЕТ ЛЕВЫХ ПУЛЬТОВ
КОНТРОЛЬ КОпТР.СИГН
(S/J/A.MB-600Е СТРУЖКИ
“контроль
ТЕРМ . ДВИГ.
УКАЗАТЕЛЬ
УИЗ-6К
ИЗ К-ТА
Рис. 6.29. Правый передний пульт летчика
//трехстрелочный
ТРАНСФ.ДИМ^
ПУТЬ км
н
УГОЛ КАРТЫ
□ □□□< fg
|включена|
ОТКЛ
-ТРАВ-
ТКГАТ.
БОГАЕТ
h
6.27. Система регистрации аварийных режимов полета
САРПП-12Д
Система регистрации аварийных режимов полета
САРПП-12Д предназначена для записи на фотопленку ава-
рийных сигналов и параметров полета, позволяющих опре-
16 Зак. 3173дсп
241
делить режим полета и состояние систем в течение всего
времени полета.
Система может производить запись шести параметров
аналогового значения и семи сигналов об отказе, включе-
нии и выключении систем и агрегатов, обеспечивающих
полет. Отбор сигналов производится от штатных датчиков
на агрегатах и в системах вертолета, а также от специ-
альных датчиков.
Система состоит из накопителя информации К-12-51В1,
датчика высоты ДВ-15М, потенциометрического датчика
угловых перемещений МУ-615А и согласующего устрой-
ства УсС-4.
В полете на аварийный регистратор САРПП-12ДМ за-
писываются следующие параметры и сигналы:
параметры:
1) высота полета (барометрическая);
2) скорость полета (воздушная);
3) крен;
4) угол тангажа;
5) обороты редуктора;
6) положение ползуна автомата перекоса;
сигналы:
1) пожар;
2) вибрация левого двигателя;
3) вибрация правого двигателя;
4) аварийный остаток топлива;
5) отказала основная гидросистема;
6) отказала дублирующая гидросистема (для верто-
летов с доработанной гидросистемой — дублирующая
гидросистема работает);
7) опасная высота (РВ-5 или А-037).
6.28. Система автоматического управления САУ-В24-1
Вертолет оборудован системой автоматического управ-
ления САУ-В24-1, предназначенной для улучшения харак-
теристик устойчивости и управляемости вертолета и для
автоматизации управления полетом.
Система выполняет следующие функции:
— улучшает характеристики устойчивости и управляе-
мости вертолетом;
— стабилизирует угловое положение, воздушную ско-
рость и барометрическую высоту полета вертолета на всех
режимах полета;
— обеспечивает автоматическое висение вертолета над
заданной точкой.
В комплект САУ-В24-1 (рис. 6.33) входят:
242
— вертолетный унифицированный автопилот ВУАП-К
имеющий четыре канала (крен, тангаж, направление и
высота), два компенсационных датчика крена и тангажа
(КДК и КДТ) и два унифицированных датчика угловых
скоростей ДУСУ1-18АС;
Рис. 6.33. Принципиальная схема системы автоматического уп-
равления САУ-В24-1
— пульт управления «Висение—маршрут» (ПВМ-24);
— пульт управления «Высота — посадка» (ПВП-24);
— задатчик путевого угла ЗПУ-24;
— блок вычислительный БВ-24;
— блок связи с высотомером БСВ-24;
— монтажная рама РМ-24.
С системой САУ-В24-1 взаимодействует следующее
бортовое оборудование вертолета:
— малогабаритная гировертикаль МГВ-1СУ;
— курсовая система «Гребень»;
— аппаратура ДИСС-15Д;
— радиовысотомер РВ-5 (А-037);
— корректор-задатчик высоты (КЗВ) и корректор-за-
датчик скорости приборной (КЗСП) с блоками сигнализа-
ции готовности (БСГ);
— кнопка отключения автопилота;
— кнопка отключения фрикциона рычага общего
шага;
— кнопка триммера;
16*
243
— кнопка включения и отключения стабилизации воз-
душной скорости, сигнальные лампы;
— микровыключатели на педалях управления для пе-
ревода «Канала направления» в режим демпфирования;
— выключатели гидродемпфера СДВ-5000 0А; •
— комбинированные агрегаты управления КАУ-110
(КАУ-115);
— гидродемпфер путевого управления СДВ-50000А.
6.29. Курсовая система «Гребень»
Курсовая система «Гребень» служит для определения
курса вертолета и обеспечения сигналами курса всех вер-
толетных устройств, решающих задачи навигации и пило-
тирования.
Система «Гребень» является централизованным верто-
летным устройством, объединяющим гироскопические и
магнитные средства определения курса. В зависимости от
условий полета система может работать в режимах гиро-
полукомпаса (ГПК) или магнитной коррекции (МК).
Основным является режим гирополукомпаса, при котором
системой выдается ортодромический курс вертолета. .Ин-
дикация курса выведена на вращающуюся шкалу прибо-
ра РМИ-2.
В состав аппаратуры «Гребень» входят следующие
приборы:
— гироагрегат ГА-8;
— коррекционный механизм КМ-2;
— индукционный датчик ИД-6;
— блок усилителей БУ-12;
— пульт управления ПУ-38.
6.30. Светотехническое оборудование
Светотехническое оборудование вертолета подразделя-
ется на оборудование наружного и внутреннего освеще-
ния.
Оборудование наружного освещения
включает: посадочно-поисковую фару ФПП-7 и рулежную
фару ФР-9 с лампами-фарами ЛФСМ27-450-3 (или одну
фару ФПП-7 с лампой-фарой типа СМФ-5 или
ЛФСМ28-200-130), бортовые огни БАНО-45, хвостовой
огонь ХС-39, огни полета строем ОПС-57, контурные огни
и маяк сигнальный ламповый МСЛ-3.
Оборудование внутреннего освещения
включает: систему красного подсвета приборной доски
летчика и пультов, плафоны освещения кабин и отсеков,
244
светильники бело-красного света (СБК) и розетки для
включения переносных ламп.
6.31. Рентгенометр ДП-ЗА-1
Бортовой рентгенометр ДП-ЗА-1 предназначен для из-
мерения мощностей доз гамма-излучения при попадании
вертолета в зараженную местность. Диапазон измерения
мощности дозы от 0,1 до 500 р/ч. В комплект рентгено-
метра входят выносной блок и измерительный пульт.
Измерительный пульт установлен сзади сиденья опера-
тора, у правого борта. Выносной блок расположен под
полом, по правому борту носовой части фюзеляжа, между
шпангоутами № 1Н и 2а.
Г. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
6.32. Радиоаппаратура вертолетовождения
В состав радиоаппаратуры вертолетовождения входят:
— аппаратура ДИСС-15Д;
— автоматический радиокомпас АРК-15М;
— УКВ автоматический радиокомпас АРК-У2 с при-
емником Р-852;
— радиовысотомер РВ-5 (А-037).
Аппаратура ДИСС-15Д автоматически и непре- ,
рывно измеряет параметры движения вертолета относи-
тельно отражающей поверхности (путевую скорость, угол
сноса, пройденный путь и боковое уклонение). Аппаратура
полностью автономна. В комплект аппаратуры ДИСС-15Д
входят:
— блок НЧ — низкочастотный блок;
— блок 6 — индикатор висения и малых скоростей;
— прибор ПК — пульт контроля;
— блок 2 — высокочастотный блок с вентилятором;
— блок 7 — индикатор скорости и угла сноса;
— блок 8 — индикатор координат;
— блок 5 — вычислитель координат;
— блок КП — картографический индикатор;
— соединительная коробка СК-КИ;
— блок 9М — блок связи.
Автоматический радиокомпас АРК-15М
работает в диапазоне частот 150—1800 кГц и обеспечива-
ет полет по приводным и широковещательным (ШВРС)
радиостанциям. Радиокомпас обеспечивает получение не-
прерывного отсчета курсового угла и позволяет решать
следующие навигационные задачи:
245
— совершать полет на радиостанцию и от нее с визу-
альной индикацией курса;
— автоматически определять пеленг на радиостанцию
по РМИ;
— производить непрерывный отсчет курсового угла
радиостанции (приводной или ШВРС);
— выполнять заход на посадку по системе ОСП.
В комплект АРК-15М входят:
— приемник;
— антенное согласующее устройство;
— блок рамочной антенны;
— пульт управления.
Автоматический радиокомпас АРК-У2 с
приемником Р-852 предназначен для привода вертолетов
на аварийные УКВ радиостанции (радиомаяки). Кроме
того, радиокомпас АРК-У2 может быть использован как
резервное средство для обеспечения привода вертолетов
на аэродром по наземной радиостанции типа РАС-УКВ.
Радиокомпас АРК-У2 работает совместно с УКВ при-
емником Р-852. В комплект радиокомпаса входят:
— антенный блок;
— блок управляющей схемы;
— усилитель;
— коммутационная коробка;
— пульт управления.
Самолетный малогабаритный УКВ радиоприемник
Р-852 предназначен для обеспечения приема аварийных
сигналов на борту вертолета и для использования в ка-
честве приемного устройства в пеленгаторе АРК-У2.
Радиомагнитный индикатор РМИ-2 предназ-
начен для работы с курсовой системой «Гребень» и авто-
матическими радиокомпасами АРК-15 и АРК-У2.
Радиомагнитный индикатор РМИ-2 используется для
выдерживания истинного курса, для выполнения маневра
в районе аэродрома, для выдерживания направления на
радиомаяк и определения местонахождения вертолета по
двум пеленгам (азимутам) радиомаяков на маршруте.
РМИ-2 обеспечивает индикацию:
— курса вертолета (магнитного или истинного) по
вращающейся шкале относительно неподвижного индекса;
— двух пеленгов (азимутов) по вращающейся шкале;
— двух КУР (курсовой угол радиомаяка) по непо-
движной шкале.
РМИ-2 установлен на приборной доске летчика. Он
включается автоматически при включении одной из си-
стем («Гребень», АРК-15М или АРК-У2).
246
Для установки заданного курса на РМИ-2 служит за-
датчик курса ЗК-12.
Радиовысотомер РВ-5 (А-037) предназначен
для измерения истинной высоты полета вертолета. Радио-
высотомер обеспечивает непрерывную выдачу данных вы-
соты, визуальную индикацию высоты, а также световую
индикацию исправности основных блоков и узлов. В комп-
лект радиовысотомера РВ-5 (А-037) входят:
— приемопередатчик ПП-5 (А-037) на раме;
— указатель высоты УВ-5 (А-037-1);
— две рупорные антенны АР5-1 (А-034-4).
6.33. Аппаратура связи
В состав аппаратуры связи входят:
— связная радиостанция «Карат-М24» («Ядро-1Г»);
— командная радиостанция Р-860-1 (Р-863);
— коротковолновая радиостанция «Эвкалипт-М24»;
— самолетное переговорное устройство СПУ-8;
— магнитофон МС-61.
Приемопередающая коротковолновая
радиостанция <Карат-М24» предназначена для
бесподстроечной симплексной радиотелефонной связи вер-
толета с наземными радиостанциями и вертолетами (само-
летами) в воздухе.
В комплект радиостанции «Карат-М24» входят:
— приемопередатчик с амортизационной рамой;
— согласующее устройство с амортизационной рамой;
— блок управления;
— пульт управления;
— фильтр ВЧ;
— антенна.
Связная радиостанция «Ядро-1Г» имеет
то же назначение, что и радиостанция <Карат-М24».
В комплект радиостанции входят:
— приемовозбудитель;
— усилитель мощности;
— антенное согласующее устройство;
— пульт управления.
Диапазон рабочих частот радиостанции составляет
2—17,999 МГц. Радиостанция имеет пульт управления с
наборным устройством, позволяющим набирать с по-
мощью четырех ручек любую частоту рабочего диапазона.
Наличие подавителя шумов обеспечивает ступенчатую ре-
гулировку уровня шумов в телефонах членов экипажа.
Радиостанция может работать в режимах амплитудной
(AM) и однополосной (ОМ) модуляции.
247
Питание радиостанции осуществляется постоянным то-
ком напряжением 27 В и переменным током напряжением
115 В 400 Гц.
При подготовке к проверке работоспособности радио-
станции необходимо на пульте управления:
— установить ручку громкости в крайнее правое поло-
жение;
— убедиться, что ручка ПШ находится в положении
ВЫКЛ.;
— включить радиостанцию, установив ручку ВЫКЛ. —
ОМ — AM в положение ОМ или AM в зависимости от ре-
жима работы наземной радиостанции, и набрать заданную
частоту работы радиостанции, при этом должно загореть-
ся и через 5 с погаснуть табло НАСТ., а в телефонах
должны появиться шумы.
Примечания: 1. Если табло НАСТ, через 5 с не погаснет,
установить повторно рабочую частоту или выключить и включить
радиостанцию. Если после указанных действий табло НАСТ, продол-
жает гореть, выключить радиостанцию.
2. При загорании табло АВАР, выключить и повторно включить
радиостанцию. Если табло АВАР, продолжает гореть, выключить ра-
диостанцию.
Проверить работоспособность радиостанции с помощью
системы встроенного контроля путем нажатия кнопки
КОНТР. В этом случае при работе радиостанции в режи-
ме «Прием» в телефонах прослушиваются шумы и заго-
рается лампа КОНТР., в режиме «Передача» — в телефо-
нах прослушивается тоновый сигнал и загорается лампа
КОНТР.
Кроме того, работоспособность радиостанции может
быть проверена путем установления двусторонней радио-
связи с другими радиостанциями.
Командная радиостанция МВ диапазо-
на Р-860-1 (радиостанция МВ—ДМВ диапа-
зона Р-863) предназначена для связи с наземными ко-
мандными радиостанциями и другими вертолетами (само-
летами) в воздухе. В комплект радиостанции Р-860-1 вхо-
дят:
— приемопередатчик с амортизационной рамой;
— пульт дистанционного управления (ПДУ);
— антенна АШС-1.
МВ—ДМВ радиостанция Р-863 имеет то же назначе-
ние, что и радиостанция Р-860-1. Кроме того, она обеспе-
чивает дежурный прием сигналов на одной из аварийных
частот 121,5 или 243 МГц.
В комплект радиостанции Р-863 входят:
— приемник-возбудитель;
248
— передатчик;
— пульт управления;
— блок согласования;
— амортизационная рама;
— антенна АСМ-УД.
Коротковолновая радиостанция Эвка-
липт- М24» предназначена для ведения двусторонней
симплексной связи в диапазоне частот 20—60 МГц.
В комплект радиостанции «Эвкалипт-М24> входят:
— приемопередатчик с амортизационной рамой;
— пульт управления с запоминающим устройством;
— блок управления АСУ;
— антенно-согласующее устройство;
— датчик фазы.
Следует учитывать, что при работе на передачу КВ
радиостанции «Карат-М24> («Ядро-1 Г») по радиоприем-
нику радиостанций «Эвкалипт-М24» и Р-863 на неко-
торых частотах прослушиваются передаваемые КВ радио-
граммы.
Самолетное переговорное устройство
СПУ-8 предназначено для обеспечения внутривертолетной
телефонной связи между членами экипажа, выхода на
внешнюю связь по радио через три радиостанции, для
приема сигналов от двух навигационных устройств и сиг-
нала специального назначения. В комплект СПУ-8 входят:
— три абонентских аппарата № 3 (АА-3);
— два усилителя УСЗ;
— блок делителей БД1;
— блок сигналов специального назначения (БСС).
6.34. Аппаратура контроля
Магнитофон самолетный МС-61 предназна-
чен для записи речи с выходов радиоприемников, перего-
ворного устройства СПУ-8 и автономной записи с ларин-
гофонов на проволочный звуконоситель. Запись произво-
дится на проволоку с автоматическим стиранием преды-
дущей речи. В комплект магнитофона МС-61 входят ап-
парат записи и пульт управления.
Аппаратура речевой информации РИ-65
предназначена для речевого оповещения летчика об ава-
рийных ситуациях на вертолете в полете. При пожаре од-
новременно оповещается и наземный командный пункт
через бортовую радиостанцию.
В комплект аппаратуры РИ-65 входят аппарат рече-
вых сообщений (блок РИ-65-10) и пульт дистанционного
управления (блок РИ-65-20).
249
Речевые сообщения выдаются автоматически на теле-
фоны летчика при поступлении на аппарат речевых сооб-
щений сигналов от датчиков бортовых систем. При по-
ступлении сигналов от нескольких датчиков одновременно
речевые сообщения в телефоны выдаются последователь-
но в зависимости от степени важности.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Для исключения выдали
информации о пожаре по радио в эфир при проверке
датчиков пожаротушения радиостанция Р-860-1
(Р-863) должна быть выключена.
В аппарат речевой информации РИ-65-10 вводятся сле-
дующие сигналы аварийных ситуаций (перечислены в по-
рядке степени их важности):
1. Борт номер... , пожар.
2. Вибрация левого двигателя.
3. Вибрация правого двигателя.
4. Отказала основная гидросистема.
5. Отказала дублирующая гидросистема.
6. Аварийный остаток топлива.
7. Мало давление масла в редукторе (для вертолетов,
оборудованных сигнализатором давления масла в редук-
торе) .
8. Отказали насосы расходных баков. Проверь остаток
топлива.
9. Выпусти шасси.
10. Дублирующая гидросистема работает (для верто-
летов с доработанной гидросистемой).
11. Блок РИ-65 исправен.
6.35. Радиоаппаратура оповещения СПО-Ю
и опознавания 020М
Аппаратура СПО-Ю (СЗМ) предназначена для
выдачи летчику световой и звуковой сигнализации в слу-
чае облучения вертолета радиолокационными станциями
(РЛС).
В комплект аппаратуры СЗМ входят:
— четыре антенно-детекторных блока СЗМ-1М;
— четыре видеоусилителя СЗМ-9М;
— блок сигнализации СЗМ-ЗМ;
— блок питания СЗМ-10;
— индикатор СЗМ-5А.
Аппаратура 020М с изделием 81. Аппара-
тура 020М является бортовым радиолокационным ответ-
чиком. Работает совместно с изделием 81 и входит в си-
стему радиолокационного опознавания <Кремний-2М».
250
6.36. Изделие 6201
Назначение изделия 6201 изложено в техни-
ческом описании и инструкции по эксплуатации данного
изделия.
Включение и проверка работоспособности.
Перед включением изделия убедиться, что органы управ-
ления и контроля на пультах находятся в следующих по-
ложениях:
— кнопка СТИРАНИЕ — крышка закрыта, опломби-
рована;
— выключатель БЕДСТВИЕ — флажок опущен,
опломбирован;
— переключатель АВТ. — КД — ±15 — КП — в поло-
жение АВТ.;
— переключатель 1—2— в соответствии с заданием на
полет;
— переключатель ЗАПАСНОЙ — в нижнем положе-
нии;
— переключатели ИНДИВИД., РАБОЧИЙ А, РАБО-
ЧИЙ Б, РАБОЧИЙ В, ЗАПАСНОЙ А, ЗАПАСНОЙ Б,
ЗАПАСНОЙ В, переключатели Г, Д — в соответствии с
заданием на полет;
— выключатель СРО — в положении ОТКЛ.
После запуска двигателей включить выключатель
СРО, при этом загораются сигнальное табло ОТКАЗ
СРО и сигнальная лампа КД.
Через 1,5—2,5 мин с момента включения изделия сиг-
нальное табло ОТКАЗ СРО должно погаснуть, сигналь-
ная лампа КД должна гореть.
Погасание сигнального табло ОТКАЗ СРО свидетель-
ствует об исправности изделия и готовности его к работе.
Эксплуатация в полете. В полете при заго-
рании светового табло ВКЛЮЧИ ЗАПАСНОЙ (или по
получении этой команды с земли) установить переключа-
тель ЗАПАСНОЙ в верхнее положение.
В заданное время проконтролировать автоматическое
загорание сигнальной лампы КП и погасание сигнальной
лампы КД. Если этого не произошло, установить переклю-
чатель АВТ.—КД—±15—КП в положение ±15, в проме-
жуток времени 0 ч 15 мин — 0 ч 18 мин — в положение
КП, при этом сигнальная лампа КД гаснет, а сигналь-
ная лампа КП должна загореться.
После посадки на аэродром выключить выключатель
СРО.
251
РАЗДЕЛ 7
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ
И ДИНАМИКИ ПОЛЕТА
7.1. Особенности конструкции вертолета, влияющие
на его аэродинамические характеристики
Вертолет Ми-24 по сравнению с другими отечествен-
ными вертолетами одновинтовой схемы имеет ряд особен-
ностей и конструктивных отличий.
Вертолет имеет большие относительные запасы мощно-
сти, что существенно улучшает характеристики висения
(увеличивается высота висения над землей при заданной
температуре или расширяется диапазон положительных
температур наружного воздуха на заданной высоте висе-
ния), маневренности (возрастает скороподъемность, умень-
шается время разгона, уменьшаются радиус и время вы-
полнения виража) и позволяет достигать более высокой
скорости полета.
На вертолете применено убирающееся в полете трех-
стоечное шасси, которое позволило уменьшить лобовое со-
противление вертолета и потребную мощность двигателей
на больших скоростях полета.
Из условия обеспечения прочности щитков шасси ско-
рость полета при уборке и выпуске шасси не должна пре-
вышать 160 км/ч. В полетах до 160 км/ч выпущенное
шасси не оказывает заметного влияния на балансировку
вертолета.
Особенностью конструкции вертолета является наклон
на 2°30' влево носовой части фюзеляжа, пола грузовой
кабины относительно вала несущего винта и хвостовой
части фюзеляжа. Это позволяет на больших скоростях
полета и на висении уменьшить углы наклона пола каби-
ны экипажа, грузовой кабины и улучшить условия пило-
тирования вертолета.
В целях разгрузки несущего винта на больших скоро-
стях полета на вертолете установлено крыло площадью
6,75 м2 (с учетом подфюзеляжной части), имеющее угол
установки относительно строительной горизонтали плюс
19°. Величина угла установки крыла выбрана из условия
получения достаточной для разгрузки несущего винта
подъемной силы при больших отрицательных углах тан-
гажа.
252
Для улучшения характеристик динамической устойчи-
вости по крену крыло имеет обратное поперечное V с
углом минус 12°. Таким путем уменьшена избыточная
поперечная статическая устойчивость вертолета по срав-
нению с его путевой .устойчивостью.
На концах крыла установлены пилоны, которые слу-
жат для крепления спецподвесок.
На вертолете установлен рулевой винт обратного на-
правления вращения по сравнению с направлением вра-
щения рулевых винтов отечественных вертолетов одновин-
товой схемы. Лопасти рулевого винта, находящиеся вни-
зу, при его вращении <набегают> на несущий винт.
Рулевой винт расположен слева по полету относитель-
но вертолета.
Изменение направления вращения рулевого винта вер-
толета улучшило характеристики путевой управляемости
вертолета на режиме висения у земли при наличии ветра
справа.
Система переменных упоров (СПУУ), установленная в
канале путевого управления, обеспечивает необходимые
запасы путевого управления на режимах висения при из-
менении температуры и давления наружного воздуха.
Потребный ход правой педали вперед на висении с
увеличением плотности наружного воздуха уменьшается,
одновременно СПУУ-52 перемещает переменный упор в
сторону уменьшения максимального хода штока рулевого
винта; тем самым исключается возможность перенагруже-
ния трансмиссии и хвостовой балки.
Зависимость предельного значения хода штока рулево-
го винта от температуры наружного воздуха и барометри-
ческой высоты полета представлена на рис. 7.1.
Для улучшения путевой устойчивости на вертолете
применен киль с относительно большой площадью (2,8 м2),
которая составляет 1,2% площади, сметаемой несущим
винтом (для Ми-8 эта величина составляет 0,36%, для
Ми-6—1%). Киль имеет несимметричный профиль с кри-
визной, направленной выпуклостью влево, и установлен
под углом 6° влево относительно вертикальной продольной
плоскости, проходящей через строительную горизонталь
фюзеляжа.
Эта аэродинамическая особенность обеспечивает зна-
чительную разгрузку рулевого винта (приблизительно на
2/з на больших скоростях моторного полета).
Вместе с тем при снижении на режиме самовращения
несущего винта с большими скоростями боковая сила,
создаваемая килем, увеличивает потребное для баланси-
ровки отклонение вперед левой педали путевого управле-
253
ния по сравнению с вертолетами, на которых киль имеет
симметричный профиль, меньший установочный угол и
меньшую относительную площадь.
Управляемый стабилизатор служит для улучшения ха-
рактеристик продольной статический и динамической
устойчивости. Он имеет большую относительную площадь,
которая составляет 0,79% от площади, ометаемой несу-
Рис. 7.1. График зависимости предельного значения
хода штока рулевого винта от температуры на-
ружного воздуха и высоты полета
щим винтом (для Ми-6 эта величина — 0,51%). Благода-
ря этому вертолет имеет удовлетворительную динамиче-
скую продольную устойчивость на больших скоростях по-
лета.
Стабилизатор по сравнению с его расположением на
вертолете Ми-8 отнесен назад для уменьшения влияния на
него индуктивного воздушного потока от несущего винта.
Это позволило заметно сгладить <ложку» кривой продоль-
ной балансировки в зоне малых скоростей полета и не-
сколько уменьшить вредное сопротивление от обдувки, а
также улучшить устойчивость вертолета на висении.
Стабилизатор кинематически связан с общим шагом
несущего винта (рис. 7.2). При увеличении общего шага
положительный угол (носик вверх) установки стабилиза-
тора увеличивается, при уменьшении — уменьшается и
становится отрицательным при минимальном шаге несу-
254
Рис. 7.2. График зависимос-
ти угла установки стаби-
лизатора от угла общего
шага лопастей несущего
винта по УШВ
щего винта. При переходе к снижению на режиме само-
вращения несущего винта угол атаки вертолета становит-
ся большим положительным, в это время угол установки
стабилизатора — наибольший отрицательный, что отдаля-
ет или предотвращает срыв потока на стабилизаторе. Кро-
ме того, такая кинематическая связь создает противодей-
ствие продольным моментам несущего винта, возникаю-
щим при работе общим шагом в поступательном полете, и
тем самым улучшает управляемость.
На вертолете кинематическая связь ручки управления
с автоматом перекоса (рис. 7.3) выполнена нелинейной:
одному и тому же перемещению ручки от себя или на се-
бя соответствует разное отклонение автомата перекоса.
При этом нейтральному положению ручки продольного
управления соответствует отклонение кольца автомата
перекоса вперед на 2,5°. Такая зависимость уменьшает
потребные для балансировки отклонения ручки управле-
ния от себя (ручка располагается ближе к летчику), что
снижает его утомляемость на крейсерских и больших ско-
ростях полета. Нейтральному положению ручки управле-
ния в поперечном направлении соответствует угол накло-
на кольца автомата перекоса влево на 0,5°. Это уменьша-
ет отклонение ручки управления влево на крейсерской и
255
больших скоростях полета. Нейтральному положению пе-
далей соответствует положительный угол установки лопа-
стей рулевого винта, равный 6°, что позволяет сохранять
а — продольное отклонение автомата перекоса Oa=f (хв); б —
поперечное отклонение автомата перекоса 6a=f(x«); в —ход
штока рулевого вивта Хр. (хи)
на крейсерском режиме полета близкое к нейтральному
положение педалей.
7.2. Особенности устойчивости и управляемости
вертолета
Под устойчивостью вертолета понимают его способ-
ность без вмешательства летчика возвращаться к исход-
ному, балансировочному состоянию после воздействия
внешних кратковременных возмущений, т. е. после того,
как к вертолету было приложено и снято возмущение ти-
па порыва ветра или импульсной дачи ручки управления
или педалей.
256
7.3. Продольная устойчивость
Вертолет Ми-24, как и все вертолеты, на режиме ви-
сения без средств искусственной стабилизации (автопи-
лот выключен) колебательно неустойчив. Это связано с
тем, что при нулевой или очень малых скоростях полета
восстанавливающие и демпфирующие моменты, создава-
емые стабилизатором, очень малы, а опрокидывающие
моменты несущего винта при приращении скорости по
сравнению с нулевой относительно велики. Однако эта
неустойчивость является длиннопериодической, продоль-
ные колебания вертолета происходят с большим перио-
дом, порядка 12 с, а степень их возрастания невелика.
Поэтому летчик без большого напряжения стабилизирует
вертолет на режиме висения.
При малых скоростях поступательного полета, соответ-
ствующих сложке» кривой продольной балансировки,
устойчивость ухудшается. Однако эти скорости вертолет
проходит при выполнении неустановившихся кратковре-
менных режимов разгона и торможения, что не вызывает
затруднения в пилотировании.
С дальнейшим увеличением скорости поступательного
полета продольная устойчивость улучшается.
Характеристики продольной устойчивости вертолета в
различных вариантах загрузки близки между собой.
7.4. Боковая устойчивость
Совместное движение крена и рыскания называют
боковым движением вертолета.
На режиме висения вертолет в боковом движении ко-
лебательно неустойчив с большим периодом колебаний
(10—11 с) с увеличением амплитуды вдвое за 6—7 с. Та-
кие характеристики боковой устойчивости не Создают за-
труднений в пилотировании вертолета на висении, особен-
но при включенном автопилоте.
На больших скоростях полета вертолет обладает коле-
бательной устойчивостью, т. е. после небольших возмуще-
ний возникает колебательное, постепенно затухающее бо-
ковое движение. Для уменьшения чрезмерной колебатель-
ности, являющейся следствием избыточной поперечной
статической устойчивости (по сравнению с путевой стати-
ческой устойчивостью), крыло вертолета имеет обратное
поперечное V. Тем не менее колебательность бокового
движения является значительной.
Особенностью бокового движения вертолета Ми-24 яв-
ляется также возможность сваливания на крыло в усло-
17 Зак. 3173дсп
257
виях значительного увеличения угла атаки крыла и воз-
никновения на нем несимметричного срыва, т. е. при вне-
запном возникновении момента крена от крыла. Такие
условия могут иметь место при выполнении маневров
с выходом на большие углы атаки, например виражей
или спиралей с углом крена более 45°, при выполнении
горок и при воздействии атмосферных возмущений, осо-
бенно в полете с задней центровкой на скоростях 200—
250 км/ч.
Сваливание на крыло легко парируется соответствую-
щим отклонением рычагов управления. Запасы управле-
ния достаточны.
Четырехканальный автопилот (ВУАП) вертолета ре-
агирует на изменение углов тангажа, крена, а также (при
освобожденных педалях) угла рыскания, на угловые ско-
рости тангажа, крена и рыскания и, кроме того, на изме-
нение заданной высоты полета и вертикальную скорость..
Поскольку каналы автопилота включены в соответст-
вующую цепь управления по дифференциальной схеме,,
отклонения автопилотом автомата перекоса и изменение
шага винтов не передаются на ручку, педали управления
и на рычаг общего шага, т. е. летчик имеет возможность
управлять вертолетом с помощью ручки управления и пе-
далей одновременно с работой включенного автопилота.
Автопилот создает дополнительную искусственную стаби-
лизацию вертолета, поэтому при включенном автопилоте
описанные выше характеристики устойчивости существен-
но улучшаются.
7.5. Управляемость вертолета
Управляемость — способность вертолета реагировать
на управляющее воздействие. Управляемость вертолета
характеризуется угловыми ускорениями, которые получа-
ет вертолет при отклонении органов управления на 1° или
при перемещении рычагов управления на 1 см или па
определенную долю полного хода.
Управляемость зависит от мощности, эффективности^
чувствительности и относительной эффективности управ-
ления. Определенный диапазон сочетаний указанных ха-
рактеристик обеспечивает потребную управляемость верто-
лета.
Поскольку момент инерции вертолета Ми-24 относи-
тельно продольной оси меньше, чем соответствующий мо-
мент инерции вертолета Ми-8, относительная эффектив-
ность поперечного управления больше, чем у вертоле-
та Ми-8.
258
Вследствие хорошей продольной устойчивости на боль-
ших скоростях полета этот вертолет лучше, чем другие,
-«следит» за отклонением ручки, или, как говорят, «хорошо
ходит за ручкой». Поэтому при пилотировании не требу-
ется большой работы ручкой управления.
7.6. Максимальные и минимальные скорости полета
Минимальные скорости горизонтального полета на
малых высотах ограничены величиной 50 км/ч в связи с
неустойчивостью показаний указателя скорости.
На высотах 4000 м и выше минимальные скорости
ограничены располагаемой мощностью двигателей.
Максимальные скорости полета на малых высотах
ограничены располагаемой мощностью двигателей. На вы-
сотах 3000 м и выше максимально допустимые скорости
полета ограничены нагрузкой на тарелке автомата пере-
коса в поперечном направлении и срывом потока с лопа-
стей несущего винта.
Мощность двигателей, соответствующая максимальной
скорости, у земли сохраняется постоянной до температу-
ры наружного воздуха +18° С.
При температуре выше +18° С мощность двигателей
уменьшается.
В зимних условиях истинная максимальная скорость
полета уменьшается на 1 км/ч, а приборная скорость —
на 0,5 км/ч при уменьшении температуры на 1° С.
Уменьшение скорости в зимних условиях объясняется
увеличением потребной для полета мощности при неиз-
менном значении располагаемой мощности двигателей,
поддерживаемой топливной автоматикой.
При температуре наружного воздуха выше + 18° С
истинная максимальная скорость уменьшается па 1 км/ч,
а приборная — на 1,5 км/ч при повышении температуры
на ГС.
Уменьшение скорости полета при температурах наруж-
ного воздуха выше + 18° С объясняется более резким
уменьшением располагаемой мощности двигателей по
«равнению с уменьшением потребной для полета мощно-
сти.
При одном работающем двигателе в зависимости от
полетного веса горизонтальный полет вертолета в стан-
дартных условиях возможен в диапазоне высот и скоро-
стей, приведенном на рис. 7.3а. На этом же рисунке при-
веден диапазон высот и скоростей полета вертолета со
снижением с различными вертикальными скоростями.
17*
259
Рис. 7.3а. Поле вертикальных скоростей при полете на
одном работающем на взлетном режиме двигателе в за-
висимости от высоты и скорости полета в стандартных
условиях
__________________ — нормальный полетный вес;
__________________—максимальный полетный вес
7.7. Скороподъемность и динамический потолок
Максимальная скороподъемность вертолета получается
на наивыгоднейшей скорости набора высоты. Этой скоро-
сти соответствует максимальный избыток между распола-
гаемой и потребной мощностями.
Наивыгоднейшая скорость набора до высоты 2000 м
равна 130 км/ч по прибору, а с высоты 2000 м и более
уменьшается на 10 км/ч на каждую 1000 м высоты и на
высоте 4500 м равняется 105 км/ч.
Динамический потолок вертолета определяется высо-
той, на которой вертикальная скорость набора высоты
равна 0,5 м/с.
Набор высоты на скоростях, меньших или больших
наивыгоднейшей скорости, приводит к ухудшению скоро-
подъемности и уменьшению высоты динамического по-
толка.
260
Безопасные высоты при отказе
одного двигателя в полете
В случае отказа одного двигателя в полете имеется
задержка во вмешательстве в управление летчика, связан-
ная с быстротой его реакции на обнаружение отказа и
принятия решения для выполнения необходимых действий.
За это время вертолет теряет высоту, если располагаемой
мощности второго двигателя, переведенного системой ав-
томатического регулирования на взлетный режим, ока-
жется недостаточно для выдерживания установленного
режима полета.
На малых высотах и больших поступательных скоро-
стях полета в случае отказа одного двигателя летчик дол-
жен произвести интенсивное торможение поступательной
скорости в целях увеличения высоты, как изложено в
разд. 5 «Действия экипажа в особых случаях в полете».
В начале торможения за счет увеличения угла тангажа
вертолет изменяет пространственное положение, прибли-
жаясь элементами конструкции хвостовой и килевой ба-
лок к поверхности земли. В этот момент должен быть за-
пас высоты, исключающий касание вертолета о поверх-
ность земли.
Таким образом, минимальная безопасная высота гори-
зонтального полета на больших поступательных скоро-
стях, па которых в случае отказа двигателя рекоменду-
ется торможение в целях увеличения высоты полета, скла-
дывается из потери высоты в результате запаздывания в
действиях летчика при отказе двигателя и запаса высоты,
исключающего касания вертолета о поверхность при изме-
нении пространственного положения в начальный момент
торможения. Минимальная безопасная высота на малых
скоростях горизонтального полета, близких к посадочной,
складывается из потерь высоты на запаздывание в дей-
ствиях летчика при отказе двигателя, установление пред-
посадочной скорости планирования и выполнение необхо-
димых действий при посадке с коротким пробегом или без
пробега.
При выполнении подлетов необходим запас высоты на
случай отказа одного двигателя для парирования возни-
кающих моментов и приземления вертолета на колеса
главных ног шасси.
В связи с изложенным выполнение полетов целесооб-
разно производить вне пределов заштрихованной зоны Б,
представленной на рис. 7.36. Выполнение полетов на мень-
ших высотах должно производиться в тех случаях, когда
261
это диктуется необходимостью и оговорено в разд. 2 на-
стоящей Инструкции.
Второй зоной, в которой выполнение полетов разреша-
ется только в случае необходимости, является зона А,
также представленная на рис. 7.36.
Рис. 7.36. Опасные зоны «высота — скорость»:
/ — нижняя граница зоны А для максимального полетного
веса; // — нижняя граница зоны А для нормального по-
летного веса
Нижняя граница зоны А определена из условий непре-
вышения эксплуатационного значения вертикальной пере-
грузки при приземлении и исключения остаточных дефор-
маций конструкции вертолета в случае отказа одного
двигателя на висении или при перемещении с малыми по-
ступательными скоростями.
Верхняя граница этой зоны определяется запасом вы-
соты висения или перемещения с малыми поступательны-
ми скоростями на случай отказа одного двигателя. Запас
высоты включает потерю высоты на запаздывание в реак-
ции летчика, на разгон до скорости, при которой начинает
устойчиво работать указатель скорости, последующее тор-
можение вертикальной скорости снижения до 4—5 м/с,
которая может быть погашена перед приземлением, и на
262
выполнение необходимых действий при посадке с корот-
ким пробегом или без пробега.
Правая граница зоны А введена из условий устойчи-
вых показаний указателя скорости на неустановившихся
режимах разгона поступательной скорости при больших
вертикальных скоростях снижения.
При наличии указателя малых скоростей эта зона мо-
жет быть уменьшена за счет смещения верхней и правой
границ соответственно в сторону меньших высот и скоро-
стей полета.
Рис. 7.3в. Границы зон по высоте и скорости полета, выше
которых обеспечивается отворот до 90° при отказе одного
двигателя с последующей посадкой с коротким пробегом:
вона I, выше границ которой обеспечивается отворот на 90° с умень-
шением скорости; зона И, выше которой обеспечивается отворот на
угол до 90° с уменьшением скорости; зона III, выше границ которой
обеспечивается посадка с коротким пробегом без отворота по курсу;
зона IV (для барометрической высоты до 500 м); зона V (для баро-
метрической высоты до 2000 м); зона VI (для барометрической
высоты до 3000 м), выше границ которой обеспечивается отворот на
90® при выполнении снижений на постоянной скорости с креном 20°
В случае отказа двигателя в полете над пересеченной
местностью на малой высоте может потребоваться выпол-
нение отворотов (разворотов) в целях выполнения посад-
ки на площадку, находящуюся в стороне от направления
полета. В ряде случаев в зависимости от скорости полета
и величины отворота будет иметь место дополнительная
потеря высоты по сравнению с потерями высот, указан-
ными для зоны Б (рис. 7.36).
С учетом этих потерь на рис. 7.3в и 7.3г представлены
границы зон по высоте и скорости полета, выше которых
обеспечивается посадка с коротким пробегом или без
263
Рис. 7.3г. Граница по высоте, выше которой при полете на
малых высотах обеспечивается отворот до 180° при отказе
эдного двигателя с последующей посадкой с коротким
пробегом
пробега с выполнением отворота от направления полета.
Отвороты на малых высотах в целях уменьшения по-
тери высоты целесообразно выполнять с торможением
скорости.
Таблица 7.0
Н, м V пр, км/ч /? разворота, м t разворота, Ф=90^ с
500 50 88 8
80 180 11
100 270 14
120 360 16
1000 50 90 8
80 190 12
100 285 14
120 390 17
2000 50 100 8
80 210 12
100 310 15
120 420 17
3000 50 ПО 9
80 236 13
100 350 16
120 480 18
264
Если отворот производить на постоянной скорости, по-
тери высот значительно возрастают, что для сравнения в
диапазоне скоростей 50—120 км/ч показано на рис. 7.3в
(зоны IV, V, VI). Выполнение разворота на постоянной
скорости с креном 20° характеризуется значениями пара-
метров, приведенных в табл. 7.0.
7.8. Планирование на режиме самовращения
несущего винта
Характеристики снижения вертолета на режиме само-
вращения несущего винта зависят от скорости полета и
величины общего шага несущего винта или оборотов не-
сущего винта, которые изменяются в зависимости от веса
вертолета и высоты полета.
Крыло, установленное на вертолете для разгрузки не-
сущего винта, отдаляет границу срыва потока воздуха с
его лопастей на больших скоростях полета, но при этом
ухудшает характеристики установившегося снижения на
самовращении. Это проявляется в уменьшении оборотов
несущего винта при снижении вертолета на скоростях
более 200 км/ч. Наибольшие обороты несущего винта име-
ют место на скорости 100 км/ч; на скорости 250 км/ч обо-
роты уменьшаются на 4%.
При уменьшении полетного веса вертолета на 1000 кгс
обороты падают на 3—3,5%. Поэтому при снижении на
режиме самовращения несущего винта, учитывая ограни-
чения по минимально допустимым оборотам, скорость
планирования необходимо устанавливать такую, чтобы
обороты несущего винта при минимальном шаге были не
менее 88% (при выключенных двигателях —85%).
Максимальная скорость полета на режиме самовраще-
ния ограничена из условий сохранения оборотов несущего
винта в допустимых пределах. Ограничение минимальных
скоростей полета на режиме самовращения соответствует
ограничению минимальных скоростей горизонтального по-
лета.
Наивыгоднейшие скорости снижения на режиме само-
вращения несущего винта для всех полетных весов в диа-
пазоне высот до 3000 м составляют 120—140 км/ч. При
этом минимальная вертикальная скорость снижения со-
ставляет 12 м/с при оборотах несущего винта 92—96% и
в зависимости от высоты и полетного веса определяется
величиной общего шага несущего винта, составляющего
2,5—4,5°.
Скорость максимальной дальности планирования сос-
тавляет 170—190 км/ч. На рис. 7.3д приведена зависи-
265
Рис. 7.3д. График зависимости вертикальных скоростей сни-
жения на режиме самовращения несущего винта от скорос-
ти полета при пв, я — 924-96 %
мость вертикальной скорости снижения на режиме само-
вращения несущего винта от скорости полета при оборо-
тах несущего винта 92—96%.
7.9. Влияние ветра на грузоподъемность вертолета
на висении
На грузоподъемность вертолета существенное влияние
оказывает не только скорость, но и направление ветра.
С увеличением скорости ветра потребная для висения
мощность уменьшается, что приводит к увеличению грузо-
подъемности вертолета, а наличие неблагоприятного на-
правления ветра может даже уменьшить грузоподъем-
ность.
Наиболее неблагоприятным направлением ветра по от-
ношению к вертолету является ветер сзади.
При ветре сзади в наибольшей степени происходит за-
дувание выходящих из двигателей газов на вход в двига-
тели. В результате этого температура воздуха на входе в
двигатели повышается, что и приводит к уменьшению
располагаемой мощности двигателей и уменьшению грузо-
подъемности вертолета.
Указанное явление особенно заметно в зоне влияния
земли. Вне зоны влияния (высота висения более 15 м)
это явление практически отсутствует.
Необходимо также помнить, что при выполнении раз-
воротов на высотах висения до 15 м как в штиль, так и
при наличии ветра выходящие газы могут попадать на
вход двигателей.
266
В целях недопущения потери высоты на висении не-
обходимо строго руководствоваться рекомендациями по
определению предельных взлетных (посадочных) весов в
зависимости от атмосферных условий и выполняемых ма-
невров.
7.10. Аэродинамические поправки
Аэродинамические поправки приемников статическо-
го давления изменяются в зависимости от скорости поле-
та линейно, с увеличением скорости уменьшаются и сос-
тавляют для указателя скорости летчиков:
— на минимальной скорости — плюс 10 км/ч;
— на скорости 220 км/ч — ноль;
— на максимальной скорости — минус 5 км/ч.
Принципальная схема ППД представлена на рис. 7.4.
Рис. 7.4. Принципиальная схема системы ППД
7.11. Балансировка вертолета
Балансировка определяет отклонения органов управ-
ления, необходимые для выполнения вертолетом устано-
вившегося полета и обеспечивающие равновесие всех мо-
ментов и сил, действующих на вертолет. Силы и моменты,
действующие на вертолет, существенно изменяются в за-
висимости от скорости полета, угла скольжения, режима,
от веса и центровки вертолета. Схема сил и моментов,
действующих на вертолет при прямолинейном горизон-
тальном полете, приведена на рис. 7.5. На схеме показано
положительное направление сил и моментов, кроме силы
тяги рулевого винта и силы на киле. Зависимости откло-
нений органов управления вертолетом от скорости полета
или от угла скольжения называются балансировочными
267
Рис. 7.5. Схема сил и моментов, действующих на вертолет в посту-
пательном прямолинейном полете без скольжения:
Обозначения V — скорость набегающего потока; G — вес вертолета; Н, Т. S —
проекции полной аэродинамической силы несущего винта на направление осей
Ль Уь Zi; Укр, Уст — подъемная сила крыла, стабилизатора: Гр. в, Лк, Лф—
боковая сила от рулевого винта, киля и фюзеляжа; Лт, Ут — центровка верто-
лета продольная и вертикальная; Епр, ест, ек — угол установки крыла, стабили-
затора и киля; еф. прод, еф. попср — угол наклона фюзеляжа относительно оси
несущего винта в плоскостях продольной, поперечной; Мхф, Mz вт, Mz р. в — про-
дольный момент фюзеляжа, втулки и рулевого винта; Мхф, Мх кр, Мх вт, Мх р>. в,
Л4хк — поперечный момент фюзеляжа, крыла, втулки, рулевого винта и кнля;
Мрф, Му реакт—путевой момент фюзеляжа, несущего винта; Мукр, Му р. в.
Мук — путевой момент крыла, рулевого винта, киля; X, Y, Z — оси полетной
(скоростной) системы координат; Лет, Лк, Лр. в— расстояние от центра тяжести
до стабилизатора, киля, рулевого винта; и — направление вращения несущего
винта
кривыми. Балансировочные кривые вертолета в транспорт-
ном варианте приведены на рис. 7.6 и 7.7 для трех зна-
чений продольной центровки вертолета — предельно пе-
редней, средней и предельно задней, для четырех основ-
ных режимов полета — горизонтального полета, набора
высоты на номинальной мощности, моторного планирова-
ния и планирования на режиме самовращения несущего
винта. Кроме того, приведены балансировочные точки
для режима висения вертолета у земли. Балансировочные
кривые получены в полете с выключенным автопилотом.
Балансировочные кривые позволяют определить за-
пасы управления, в том числе и минимальные запасы,
разбалансировку при изменении режимов полета или цен-
тровки и т. д. и степень изменения балансировочных от-
клонений ручки и педалей по скорости полета или по углу
скольжения.
По балансировочным кривым продольного управления,
снятым в полете с постоянным значением общего шага
268
весом
центровки:
а — Хт=112 мм; б — Хтв50 мм; в — Лт=215 мм
несущего винта (рис. 7.7), можно судить о статической
продольной устойчивости вертолета по скорости полета,
а по балансировочной кривой зависимости угла установки
лопастей рулевого винта по углу скольжения — о величи-
не статической путевой устойчивости.
Продольная балансировка
На рис. 7.6 и 7.7 показаны балансировочные кривые
продольных перемещений ручки управления в зависимо-
сти от скорости полета (в пересчете на углы отклонения
269
Рис. 7.7. Балансировочные кривые по скорости для различ-
ных режимов прямолинейного полета вертолета с нормаль-
ным полетным весом (Хт = 50 мм):
а — горизонтальный полет; б — взлетный режим двигателей; в — мо-
торное планирование с Vj/^5 м/с; г — самовращение несущего винта
автомата перекоса) вертолета в транспортном варианте
загрузки.
Наклон балансировочных кривых вертолета в горизон-
тальном полете показывает, что при скоростях более
150 км/ч для перехода к большей скорости установивше-
гося полета летчик должен увеличить балансировочное от-
клонение ручки управления от себя. Поскольку в системе
управления вертолетом установлены необратимые гидро-
270
усилители, усилие на ручке управления, определяемое
сжатием пружин загрузочного устройства, будет прямо
пропорциональным отклонению ручки управления верто-
летом. Следовательно, в этих условиях имеет место пря-
мой характер изменения усилий на ручке по скорости по-
лета. Это дает летчику дополнительное ощущение режима
полета.
С ростом скорости горизонтального полета выше крей-
серской наклон кривых 6B=f (V) уменьшается и в даль-
нейшем становится близким к нулевому. Последнее не
следует считать признаком недостаточной динамической
устойчивости движения. Продольная динамическая устой-
чивость вертолета на этих режимах полета даже при вы-
ключенном автопилоте остается достаточной.
В диапазоне малых скоростей полета от висения (до
50 км/ч) для увеличения скорости установившегося го-
ризонтального полета требуется значительное отклонение
ручки от себя, а* при дальнейшем возрастании скорости
до 100—120 км/ч — некоторое отклонение ручки на себя.
Ветви балансировочной кривой в диапазоне малых скоро-
стей полета образуют «ложку» этой кривой, объясняемую
особенностью махового движения и влиянием обдува фю-
зеляжа индуктивным потоком несущего винта (при малых
значениях характеристики режима его работы). Благода-
ря более заднему расположению стабилизатора влияние
обдува уменьшается, и за счет этого уменьшается «ложка»
кривых продольной балансировки вертолета Ми-24.
При наборе высоты на номинальном режиме работы
двигателей прямой характер балансировочной кривой
(рис. 7.7) сохраняется до скорости 260 км/ч.
При дальнейшем увеличении скорости полета требу-
ется незначительное (не более чем на 0,25°) отклонение
ручки на себя.
Обратный наклон этого участка балансировочной
кривой соответствует небольшой продольной статической
неустойчивости по скорости полета, не ухудшающей пи-
лотирование.
На режиме самовращения вертолет имеет также пря-
мой характер изменения балансировочных кривых по
скорости полета, но наклон балансировочной кривой
меньше, чем в горизонтальном полете.
Изменение балансировочного отклонения ручки уп-
равления при переходе от режима горизонтального поле-
та к режиму набора высоты составляет на скоростях
100—150 км/ч около 0,7° (по автомату перекоса) в на-
правлении от себя и объясняется в значительной степени
271
необходимостью парировать возрастающий кабрирую-
щий момент несущего винта при увеличении общего шага.
Для перехода от горизонтального полета к устано-
вившемуся планированию на режиме самовращения несу-
щего винта требуется изменить балансировочное отклоне-
ние ручки на 0,7—Г в направлении на себя. Балансиро-
вочная кривая моторного планирования лежит между кри-
выми самовращения и горизонтального полета и имеет та-
кой же наклон, что и в горизонтальном полете.
Как видно из графика, приведенного па рис. 7.6, при
переходе от передней к задней продольной центровке не-
обходимо для балансировки вертолета ручку управления
отклонять от себя. При изменении центровки на 100 мм
требуется изменять продольное отклонение ручки на
0,6—0,7° практически независимо от скорости полета.
Минимальный запас управления (от максимального
балансировочного положения ручки до предельного, кон-
структивно возможного) в направлении на себя имеет
место на режиме висения вертолета с предельно перед-
ней центровкой и при ветре сзади скоростью 10 м/с (мак-
симально допустимая величина скорости ветра сзади).
Минимальный запас управления в направлении от себя
имеет место на максимальной скорости горизонтального
полета вертолета с предельно задней центровкой. Для всех
режимов полета и центровок, разрешенных настоящей Ин-
струкцией, запасы продольного управления вертолета
Ми-24 являются достаточными.
С ростом скорости полета угол тангажа вертолета
уменьшается для увеличения пропульсивной силы, прео-
долевающей возрастание лобового сопротивления плане-
ра. На висении углы тангажа положительные, на скоро-
стях, близких к максимальным, — отрицательные. Изме-
нение угла тангажа при изменении центровки на 100 мм
составляет около 1,3° на скоростях около 100 км/ч и 0,9°
на скоростях около 300 км/ч.
Поперечная балансировка
На рис. 7.8 и 7.10 приведены зависимости поперечного
отклонения ручки управления (в градусах отклонения
автомата перекоса), потребного для балансировки, от
скорости установившегося полета. На вертолете Ми-24
поперечная балансировка практически не зависит от
продольной центровки и одинакова для режимов мотор-
ного полета. На режиме висения для парирования креня-
щего момента рулевого винта ручка отклонена вправо на
272
режимов горизонтального полета на различных ско-
ростях вертолета с нормальным полетным весом
(Хт = 50 мм):
а — Упр=100 км/ч; б— V пр=200 км/ч; в— Упр-280 км/ч
Г. Как и на всех одновинтовых вертолетах с несущим вин-
том левого вращения, с ростом скорости полета балансиро-
вочное отклонение ручки изменяется справа налево.
Указанный характер поперечной балансировки свя-
зан с тем, что при наличии поступательной скорости вер-
толета конус лопастей несущего винта заваливается
вправо. Чем больше скорость полета и общий шаг несу-
18 Зак. 3173дсп
273
щего винта, тем больше завал конуса винта вправо и,
следовательно, тем больше боковая сила несущего винта
и кренящий момент от нее вправо.
При планировании на режиме самовращения несуще-
го винта величина потребного отклонения ручки управле-
ния влево несколько увеличивается, поэтому минимальный
запас управления влево определяется на режиме самовра-
щения несущего винта на наибольшей скорости планиро-
вания. Запас управления вправо определяется на режиме
висения с ветром справа.
Изменение значений угла крена по скорости полета
показано на рис. 7.6 и 7.7.
На режиме висения крен необходим для того, чтобы
горизонтальная составляющая тяги несущего винта урав-
новешивала направленную влево тягу рулевого винта.
Благодаря повороту носовой части фюзеляжа на 2,5°
влево относительно вала несущего винта угол крена, из-
меряемый по полу кабины летчика, невелик и не выхо-
дит за пределы ±1°. В полете на номинальном режиме
работы двигателей правый крен увеличивается до 2° па
скорости полета 220 км/ч (рис. 7.7).
Путевая балансировка
На вертолете Ми-24 не имеется возможности контро-
лировать величину угла установки лопастей рулевого
винта. Вместо этого измеряется величина выхода штока
управления углом установки лопастей. Поэтому кривые
путевой балансировки построены в миллиметрах выхода
штока рулевого винта по скорости полета. Как показано
на рис. 7.3, выход штока линейно связан с отклонением
педалей.
Путевая балансировка в основном определяется тре-
бованиями уравновешивания реактивного момента несу-
щего винта моментом от тяги рулевого винта.
Наибольшая величина отклонения правой педали
имеет место на режиме висения, где велика потребная
мощность двигателей, а следовательно, и реактивный мо-
мент винта. При переходе от висения к горизонтальному
полету и с ростом скорости до 140 км/ч потребная мощ-
ность двигателей уменьшается, а при дальнейшем увели-
чении скорости возрастает вновь приблизительно так же,
как изменяется потребный общий шаг несущего винта
(рис. 7.2). Потребный угол установки лопастей рулевого
винта и, следовательно, потребное перемещение правой
274
педали вперед уменьшаются с ростом скорости до 170—
180 км/ч и при дальнейшем ее возрастании незначительно
увеличиваются. Это объясняется повышением эффектив-
ности рулевого винта и увеличением его разгрузки несим-
метричным килем на больших скоростях полета. По этой
причине, несмотря на то что мощность, развиваемая дви-
гателями па максимальной скорости горизонтального по-
лета, выше мощности, необходимой для висения, расход
правой педали на максимальной скорости значительно
меньше, чем на висении.
Для выполнения набора высоты на номинальной мощ-
ности двигателей требуется увеличение отклонения пра-
вой педали вперед приблизительно на 5 мм (по ходу што-
ка) по сравнению с горизонтальным полетом.
При планировании на режиме самовращения несущего
винта часть развиваемой им мощности расходуется на
преодоление трения в редукторе, сопротивления приво-
дов и на вращение рулевого винта, поэтому часть дейст-
вующего вправо крутящего момента несущего винта бу-
дет передаваться на планер вертолета.
Кроме того, на этом режиме полета летчик должен
парировать разворачивающую вертолет вправо боковую
силу несимметричного киля. Поэтому для балансировки
вертолета на этом режиме требуется отклонение вперед
левой педали. С увеличением скорости планирования на
режиме самовращения несущего винта возрастает боко-
вая сила, создаваемая несимметричным килем и стремя-
щаяся развернуть вертолет вправо. Следовательно, на
этом режиме при скоростях полета больше 200 км/ч мо-
жет ощущаться недостаточность запасов по левой педа-
ли. Для увеличения этих запасов рекомендуется выдер-
живать небольшой крен влево, т. е. выполнять полет с
левым скольжением.
Наибольшая разбалансировка вертолета в путевом от-
ношении происходит при переходе от режима набора вы-
соты к режиму самовращения несущего винта и состав-
ляет 10—12 мм по штоку рулевого винта. Изменение цен-
тровки практически не влияет на путевую балансировку
вертолета.
Минимальные запасы путевого управления имеют ме-
сто на режиме висения с ветром слева (по правой педа-
ли) и на режиме самовращения несущего винта на ско-
рости полета 170 км/ч (по левой педали). Эти запасы
достаточны для выполнения полетов на всех режимах,
разрешенных настоящей Инструкцией.
18*
275
Балансировка вертолета
на скольжениях
Балансировочные кривые вертолета по углу крена и
зависимость угла крена от угла скольжения, полученные
при выполнении координированных скольжений вертоле-
та Ми-24, показаны на рис. 7.8 и 7.9 для трех скоростей
лета от угла скольжения при выполнении коор-
динированных скольжений из режимов гори-
зонтального полета на различных скоростях:
а—Унр=100 км/ч; б—Vnp=200 км/ч; в—Уп₽=280 км/ч
горизонтального полета, на рис. 7.10 и 7.11 для трех ре-
жимов полета при одной скорости. С увеличением сколь-
жения, например, влево требуется возрастание' левого
крена. Поскольку боковая сила, создаваемая за счет
скольжения, пропорциональна скоростному напору, то
величина угла крена, необходимая для того, чтобы про-
екцией силы веса уравновесить эту аэродинамическую
силу, возрастает с увеличением скорости полета и наклон
кривой зависимости крена от скольжения также растет.
Таким образом, для данной скорости полета каждому
значению угла установившегося скольжения вертолета от-
вечает определенный угол крена.
При скольжении конус несущего винта заваливается
в сторону, противоположную скольжению (т. е. вправо
276
при левом скольжении), и в ту же сторону изменяются
боковая сила и поперечный момент несущего винта. Си-
ла тяги рулевого винта и сила, возникающая на киле,
при этом также получают приращение в сторону, проти-
воположную скольжению.
Рис. 7.10. Балансиро-
вочные кривые по уг-
лу крена при выпол-
нении координиро-
ванных скольжений
из различных режи-
мов полета вертоле-
та с нормальным по-
летным весом
(А\ = 50 мм):
а — набор высоты на
взлетном режиме рабо-
ты двигателей при Vnp=
= 125 км/ч; б — мотор-
ное планирование с
V{/=5 м/с при Vnp=
•=140 км/ч; в —самовра-
щение несущего винта
при Упр=140 км/ч
Для выполнения установившегося полета с определен-
ным углом скольжения необходимо отклонением автома-
та перекоса и изменением угла установки лопастей руле-
вого винта уравновесить моменты крена и рыскания, соз-
даваемые указанными силами.
277
различных режимов полета:
а — набор высоты на взлетном режиме работы двигателей при Vnp™
= 125 км/ч; б—моторное планирование с Vj/=5 м/с при Упр=140 км/ч;
в — самовращение несущего винта при Упр—140 км/ч
Из графиков, приведенных на рис. 7.8—7.10, видно, что
при возрастании левого крена требуется увеличение от-
клонения ручки управления влево и перемещение правой
педали вперед, для увеличения угла скольжения вправо —
отклонение ручки вправо и перемещение левой педали
вперед.
С увеличением угла крена наклон кривой зависимости
поперечного отклонения автомата перекоса (или ручки уп-
равления) по углу крена уменьшается, т. е. потребный
расход ручки, необходимый для перехода к координиро-
ванному скольжению с увеличенным углом крена, стано-
вится меньше.
Благодаря совместному влиянию рулевого винта и
большого киля вертолет Ми-24 обладает путевой стати-
ческой устойчивостью. Это означает, что при левом сколь-
жении (приращении крена влево) необходимо перемещать
вперед правую педаль, а при правом скольжении — ле-
вую педаль (по сравнению с полетом без скольжения).
С ростом угла крена вправо или влево наклон балан-
сировочной Хн=/(у) уменьшается вследствие уменьше-
ния эффективности киля на больших углах скольжения.
Как видно из кривых XH=f(y) и бк=/(т). запасы уп-
равления по педали и ручке достаточно велики. Однако
278
.запасы по педали меньше, чем по поперечному отклоне-
нию ручки. Следовательно, даже при выходе педалей на
упор остаются достаточные запасы по поперечному от-
клонению ручки управления, обеспечивающие удержание
вертолета от сваливания на крыло.
График на рис. 7.11 показывает зависимость продоль-
ного балансировочного отклонения ручки управления от
угла крена. При полете с левым или правым скольжепи-
ем продольный аэродинамический момент вертолета из-
меняется в основном за счет момента стабилизатора, по-
скольку одна из его консолей попадает в аэродинамиче-
скую тень фюзеляжа и подъемная сила стабилизатора,
направленная в горизонтальном полете вниз, заметно
уменьшается, а вместе с ней уменьшается и кабрирую-
щий момент, создаваемый стабилизатором. Для париро-
вания этого изменения летчик должен ручку управления
брать на себя.
7.12. Влияние вариантов загрузки вертолета
на его устойчивость и управляемость
Специальный вариант загрузки вертолета отличается
от транспортного увеличенным полетным весом и нали-
чием подвесок под крылом. Эти изменения практически
не влияют на продольную балансировку вертолета и, сле-
довательно, на запасы продольного управления и ста-
тическую устойчивость по скорости полета. Боковая ба-
лансировка также изменяется мало. При переходе к спе-
циальному варианту загрузки с перегрузочным полетным
весом или к перегоночному варианту с весом, превышаю-
щим максимальный взлетный вес, общий шаг несущего
винта увеличивается в среднем на 1—1,5°, шаг рулевого
винта — на 3—4 мм по штоку в сторону увеличения угла
установки лопастей винта.
При полете с несимметричной загрузкой (которая мо-
жет получаться, например, при аварийном сбросе спец-
подвесок с одного крыла) заметного изменения устойчи-
вости вертолета не обнаружено. Балансировочное же по-
перечное отклонение ручки управления смещается на 1—
1,5° (по автомату перекоса) в сторону освобожденного
крыла. Запасы управления при этом на всех режимах по-
лета остаются достаточными.
7.13. Боковая балансировка вертолета на земле
При трогании с места, при рулении и разбеге вертоле-
та в момент отрыва вертолета при вертикальном взлете
и при вертикальной посадке могут создаться условия не-
279
устойчивого равновесия, когда наклон вертолета может
привести к опрокидыванию вертолета вбок относительно-
оси, проводящей через переднее и одно из основных колес
шасси, даже при полном отклонении ручки управления
против этого опрокидывания.
При стоянке вертолета с работающим несущим вин-
том на гладкой наклонной поверхности (лед, мокрая тра-
ва) возможно соскальзывание вертолета вбок.
Опасность опрокидывания или соскальзывания верто-
лета увеличивается, если тяга несущего винта становится
более 60 % веса вертолета.
Опрокинуть вертолет в этих условиях стремятся: на-
правленная вбок сила тяги рулевого винта, боковая про-
екция силы веса (приложенная в центре тяжести вертоле-
та и возникающая при его наклонении), направленная впе-
ред продольная сила тяги несущего винта. В связи с этим
следует иметь в виду, что на вертолете Ми-24 посадка и
взлет левым бортом на уклон опаснее, чем правым бор-
том. Удерживают от опрокидывания сила тяжести верто-
лета за вычетом тяги несущего винта, боковая сила и
момент на втулке несущего винта, создающиеся при уп-
равляющих, парирующих действиях летчика. При опре-
деленных сочетаниях величины подъемной силы несущего
винта, угла крена и положения ручки управления опроки-
дывающий момент может превзойти восстанавливающий
момент, и вертолет оторвет от земли одно из основных ко-
лес. При этом угол крена увеличивается еще больше
и опрокидывающий момент резко возрастает по вре-
мени.
Тенденции вертолета к опрокидыванию на земле спо-
собствует боковой ветер, малая жесткость шасси (т. е.
слабая зарядка амортстоек), увеличение передней цент-
ровки и уменьшение вертикальной центровки.
Для того чтобы не допустить опрокидывания вертолета,
летчик должен стремиться производить посадку на косо-
гор правым бортом на уклон; при взлете с площадки, име-
ющей уклон, увеличение тяги от величины, равной 60%
взлетного веса, до полного взлетного веса производить
быстро, а при посадке — быстро сбрасывать тягу, чтобы
минимальное время находиться в условиях возможного
неустойчивого равновесия вертолета. При внезапном уве-
личении крена на земле, т. е. в начале опрокидывания,
летчик должен энергично сбросить шаг несущего винта,
уменьшая этим дестабилизирующие силы, или быстро взле-
тать.
280
7.14. Горизонтальный разгон вертолета
Для выполнения разгона необходимо увеличить состав-
ляющую силы тяги несущего винта (пропульсивную), на-
правленную вдоль траектории полета. Для увеличения
этой силы летчик должен наклонить вертолет в простран-
стве — увеличить отрицательный угол тангажа.
Вследствие увеличения наклона тяги несущего винта
вместе с наклоном вертолета вертикальная составляющая
тяги уменьшается и вертолет имеет стремление к потере
высоты. При разгоне с режима висения вертолет на ма-
лых скоростях полета кроме тенденции к снижению стре-
мится еще и кабрировать. Эти тенденции летчик должен
парировать увеличением общего шага и отклонением руч-
ки управления от себя.
Для выполнения горизонтального разгона с предель-
ным темпом от минимальной скорости полета летчик дол-
жен увеличить мощность двигателей до взлетной за время
10—15 с и одновременно увеличить угол тангажа на пи-
кирование до 15—20° для выдерживания горизонтального
разгона. За это время вертолет разгоняется до скорости
130—140 км/ч.
В процессе дальнейшего разгона при постоянной мощно-
сти двигателей летчик выдерживает горизонтальный раз-
гон путем соответствующего уменьшения угла тангажа на
пикирование. Время разгона вертолета с предельным тем-
пом в диапазоне скоростей 50—280 км/ч составляет 30—
-35 с. Максимальное возрастание скорости в среднем сос-
тавляет 11 —12 км/ч за секунду.
Время разгона от скорости 280 км/ч до 320 км/ч сос-
тавляет 20—30 с. Возрастание скорости за секунду на
скорости 280—290 км/ч составляет 1—1,5 км/ч. Если поз-
воляют условия, разгон в этом диапазоне скоростей це-
лесообразно выполнять с небольшим снижением для со-
кращения времени разгона.
По мере увеличения скорости полета на разгоне про-
является тенденция вертолета к кренению вправо, обуслов-
ленная изменением поперечной балансировки вертолета по
скорости, что устраняется соответствующим отклонением
ручки управления влево.
7.15. Горизонтальное торможение вертолета
Для уменьшения скорости вертолета в горизонтальном
полете необходимо увеличить угол тангажа и уменьшить
общий шаг несущего винта. Это приводит к уменьшению
пропульсивной силы и торможению.
281
Чем больше увеличение угла тангажа на кабрирова-
ние, тем больше потребное для горизонтального торможе-
ния уменьшение общего шага несущего винта, тем интен-
сивнее будет происходить торможение вертолета за счет
возникновения продольной составляющей полной аэроди-
намической силы, совпадающей по направлению с силой
вредного сопротивления.
Для выполнения горизонтального торможения с пре-
дельным темпом со скоростей, близких к максимальным,
летчик должен увеличить угол тангажа на 20—25° от ис-
ходного значения за время порядка 10 с с одновременным
уменьшением общего шага несущего винта для сохранения
заданной высоты полета.
Уменьшение общего шага в этом случае может дости-
гать до 2—3° по указателю. Особое внимание при этом
необходимо обратить на обороты несущего винта, не до-
пуская их раскрутки более 103% в течение не более 20 с.
В процессе дальнейшего торможения постоянство вы-
соты летчик выдерживает соответствующим изменением
угла тангажа, а при подходе к минимальной скорости в
конце торможения должен увеличить мощность двигате-
лей и уменьшить угол тангажа. Среднее время горизон-
тального торможения вертолета от скорости 280 км/ч до-
50 км/ч с предельным темпом составляет около 30 с.
На торможении по мере уменьшения скорости полета>
проявляется тенденция вертолета к кренению влево, обус-
ловленная изменением поперечной балансировки вертоле-
та по скорости и которая парируется летчиком путем от-
клонения ручки управления вправо.
7.16. Вираж, спираль
Ограничение величины углов крена, запрещение увели-
чения общего шага несущего винта при углах крена от
45 до 50°, а на скоростях полета более 250 км/ч при углах.
45° и менее введены с целью уменьшения нагрузок в сис-
теме управления несущим винтом, связанных с развитием
срыва воздушного потока на лопастях при сочетании боль-
ших значений общего шага, вертикальной перегрузки и
скорости полета.
Кроме того, выполнение на взлетной мощности двига-
телей предельных установившихся виражей с углами
крена более 45° представляет определенную сложность в
пилотировании, так как продольным отклонением ручки
управления летчик управляет одновременно и скорости»
полета, и вертикальной перегрузкой. Стремление летчика
выдержать постоянными скорость полета и вертикальную
282
перегрузку одновременно одним лишь продольным откло-
нением ручки управления при постоянном общем шаге
приводит к колебанию этих параметров, к невыдержива-
яию установившегося разворота, непроизвольному набору
высоты или снижению; последнее опасно на предельно
малых высотах.
В связи с этими особенностями виражи и развороты с
углами крена от 45 до 50° и с углами крена 45° и менее
на скоростях более 250 км/ч разрешается выполнять толь-
ко неустановившиеся, без увеличения мощности двига-
телей.
Минимальная истинная (геометрическая) высота по-
лета над рельефом местности для выполнения виражей
разворотов выбрана из условия обеспечения безопасно-
сти полета.
При выполнении неустановившихся виражей как с
постоянным общим шагом, так и с уменьшением его в
процессе разворота постоянство высоты летчик выдержи-
вает увеличением вертикальной перегрузки путем увели-
•чения угла атаки несущего винта отклонением руч-
ки управления на себя. При этом обороты несущего винта
увеличиваются, а скорость полета в процессе разворота
уменьшается.
Форсированный разворот па 180° с исходных скоростей
250—300 км/ч происходит:
— при постоянном положении общего шага винта и
с уменьшением скорости при выполнении маневра на 30—
80 км/ч — за 17—34 с;
— при уменьшении общего шага и с уменьшением ско-
рости на 100—180 км/ч — за 17—22 с.
Наиболее энергичное уменьшение скорости полета и
увеличение оборотов несущего винта имеют место при
выполнении неустановившихся виражей с уменьшением
общего шага в процессе разворота. Увеличение оборотов
несущего винта в этом случае происходит как за счет
увеличения угла атаки (вертикальной перегрузки), так и
за счет уменьшения общего шага и может достигать 100—
101%, на что летчику необходимо обращать особое вни-
"мание. Более энергичное уменьшение скорости полета до-
стигается за счет того, что положительный угол атаки не-
сущего винта для получения той же самой вертикальной
перегрузки в этом случае будет больше, чем на маневре
< постоянным общим шагом. Угол атаки будет больше на
величину, необходимую для компенсации снижения тяги
несущего винта при уменьшении общего шага. Следова-
тельно, получаются большее сопротивление вертолета и
283
большая по величине продольная составляющая полной
аэродинамической силы несущего винта для торможения.
На неустановившемся вираже с уменьшением общего
шага вследствие энергичного уменьшения скорости бо-
лее заметно проявляется тенденция к увеличению крена
на левом вираже и к выходу из крена на правом, обуслов-
ленная особенностями изменения поперечной балансиров-
ки вертолета по скорости. Внешнее скольжение на левом
вираже усиливает эту тенденцию, так как поперечный мо-
мент статической устойчивости в этом случае направлен в
сторону увеличения крена. На правом неустановившемся
вираже внешнее скольжение, наоборот, ослабляет тенден-
цию к выходу из крена.
При энергичном вводе вертолета в вираж из горизон-
тального полета проявляется тенденция к уменьшению угла
тангажа при вводе в левый вираж и к некоторому увели-
чению угла тангажа при вводе в правый. Эта тенденция в
первый момент ввода в крен парируется в основном откло-
нением продольного управления автопилотом, а затем не-
обходимое дополнительное отклонение продольного управ-
ления для выполнения виража устанавливается летчиком.
При вводе вертолета с режима прямолинейного набора
высоты на взлетной мощности двигателей в вираж или спи-
раль с углами крена более 30° происходит заметное увели-
чение оборотов несущего винта вследствие увеличения его
угла атаки. При углах крена 45° увеличение оборотов не-
сущего винта на левом и правом виражах достигает 2—
3%.
На установившемся вираже имеет место тенденция вер-
толета к увеличению угла крена на левом вираже и к выхо-
ду из крена на правом, которая проявляется в основном на
скоростях менее 150 км/ч и углах крена более 30°. На ле-
вом и правом виражах эта тенденция парируется незначи-
тельным отклонением ручки управления вправо.
7.17. Горка
Горка выполняется в целях интенсивного набора вы-
соты. В связи с тем что на большинстве рекомендован-
ных для выполнения горок скоростях полета при вводе в-
горку можно достичь установленных ограничений по вер-
тикальной перегрузке одним лишь отклонением ручкв
управления на себя, выполнение горок с увеличением об-
щего шага не разрешается.
При вводе в горку с предельным изменением угла тан-
гажа до 30° максимальное значение вертикальной пере-
грузки достигается через 2—3 с, темп изменения угла тан-
284
гажа при этом составляет 5°/с на скоростях 250 — 280 км/ч
и 3°/с на скоростях 280—300 км/ч. Максимальная верти-
кальная скорость набора высоты составляет от 20 до
30 м/с в зависимости от скорости ввода, уменьшение ско-
рости полета за секунду составляет 15—16 км/ч. Поведение
вертолета при этом устойчивое, подхватов по тангажу, ко-
лебаний по крену и других ненормальностей в поведении
вертолета не отмечается, обороты несущего винта не вы-
ходят за пределы максимально допустимых значений. Не-
обходимо заметить, что в некоторых случаях при предельно
задней центровке, повышенной температуре наружного воз-
духа не исключается отклонение ручки управления вперед
до упора при выполнении энергичного вывода из горки
сразу после ввода. Вывод из горки в этом случае качест-
венно отмечается как замедленный.
Минимальное значение вертикальной перегрузки огра-
ничено величиной 0,5 из условия обеспечения безопасного
расстояния между лопастями несущего винта и хвостовой
балкой при энергичном выводе из горки. Вывод из горки в
горизонтальный полет выполняется, как правило, за время
от 5 до 10 с с вертикальной перегрузкой в пределах 0,85—
0,55. При таком темпе вывода из горки расстояние между
лопастями несущего винта и хвостовой балкой не менее
1,7 м, что является безопасным. ।
7.18. Пикирование
Маневр по выполнению пикирования состоит из ввода,
снижения по наклонной траектории с постоянным углом
тангажа и вывода из пикирования.
Ввод в пикирование и вывод из него во всех случаях
выполняются при постоянном общем шаге несущего винта.
В Инструкции под углом пикирования понимается вели-
чина изменения угла тангажа на пикирование от его значе-
ния перед вводом в горизонтальном полете. В действитель-
ности угол пикирования несколько меньше величины изме-
нения угла тангажа при вводе в пикирование, и в неко-
торых случаях это отличие может достигать 20—30%.
При вводе вертолета в пикирование в конце выполне-
ния пространственных маневров, например горки, боевого
разворота, разворота на горке, с конечной скоростью
100—150 км/ч отсчет величины изменения угла тангажа
на пикирование (угла пикирования) затруднен, так как
скорость полета и угол тангажа при их выполнении не-
прерывно изменяются. В этом случае угол пикирования
определяется как угол тангажа по ПКП-72М. При этом
значение угла тангажа на пикирование должно быть не
285
больше величин углов пикирования, указанных в табл. 2.5
для скорости 150 км/ч.
Основные характеристики пикирования, такие, как по-
теря высоты и увеличение скорости, зависят от величи-
ны скорости на вводе, изменения угла тангажа на пики-
рование на вводе (угла пикирования), времени его выдер-
живания, а также от темпа выполнения ввода и вывода.
Чем энергичней выполняется ввод в пикирование, тем
ближе по величине изменение угла тангажа к углу пики-
рования.
Обычно среднее время ввода вертолета в пикирование
с углами 10—30° составляет соответственно от 3 до 5 с,
увеличение скорости при этом 15—45 км/ч, потеря высоты
от 15 до 50 м.
Снижение по наклонной траектории с фиксированным
углом тангажа характеризуется вертикальной скоростью
снижения и возрастанием скорости полета.
Максимальные вертикальные скорости снижения после
выдерживания заданного угла пикирования от 5 до 10 с
достигают значений, указанных в табл. 7.1.
Таблица 7.1
Скорость ввода, км/ч Максимальные вертикальные скорости снижения в м/с для углов пикирования,0
5 10 15 20 25 30
100 4 7 10-12 14-16 18-20 23-25
150 5-7 10-12 15-17 20-23 26 32
200 7-9 14-16 21-23 30-32 — —
250 9-11 18 — — — —
В дальнейшем увеличение скорости замедляется из-за
роста силы лобового сопротивления вертолета.
Для минимальной потери высоты вывод вертолета из
пикирования необходимо производить с использованием
максимально допустимой для данных условий полета
вертикальной перегрузкой. Для этого, производя вывод
из пикирования, летчик отклонением ручки управления
на себя создает максимальную вертикальную перегрузку
за время 2—3 с и выдерживает ее, продолжая увеличе-
ние угла тангажа, до прекращения снижения вертолета.
При этом угол тангажа на кабрирование в конце вывода
может достигать 10—15°.
286
Темп изменения угла тангажа составляет не более
5°/с на скоростях 250—280 км/ч и 3°/с на скоростях 280—
300 км/ч.
При выполнении пикирований по рекомендациям, из-
ложенным в Инструкции, определение минимальной гео-
метрической высоты над рельефом местности необходи-
мо производить по обобщенным данным, приведенным в
табл. 2.7.
Эти данные приведены с учетом изменения характери-
стик пикирования до высоты не более 3000 м, возможных
небольших ошибок пилотирования и обеспечения при этом
запаса высоты после вывода не менее 20 м. При пользо-
вании этой таблицей необходимо учитывать величину мак-
симальной скорости для высоты, на которой выполняется
пикирование.
Так, например, при выполнении пикирований в усло-
виях горной местности в диапазоне барометрических вы-
сот 2000—3000 м максимальная скорость равна 230 км/ч.
Чтобы ее не превзойти при выполнении пикирования с
углом 20° в течение 5 с, скорость полета на вводе долж-
на быть не более 100 км/ч, а геометрическая высота на-
чала ввода в пикирование должна быть не менее 250 м.
Так как данные, приведенные в табл. 2.7, являются
обобщенными до барометрической высоты 3000 м, то при
выполнении пикирований на малых барометрических вы-
сотах запас высоты после вывода может быть в некоторых
случаях более 20 м.
7.19. Боевой разворот
По пространственной траектории боевой разворот пред-
ставляет восходящую неустановившуюся спираль с разво-
ротом на 180° по курсу.
Основными характеристиками боевого разворота явля-
ются набор высоты и время разворота на 180°. При реко-
мендованных значениях скоростей ввода, углов крена и
тангажа время выполнения боевого разворота составляет
от 20 до 30 с, а набор высоты зависит от исходной скоро-
сти ввода. Так, например, на барометрической высоте до
1000 м при скорости ввода 200 км/ч средний набор высо-
ты за боевой разворот составляет примерно 100 м, при
скорости ввода 250 км/ч — 200 ми при скорости ввода
300 км/ч — 400 м.
При прочих равных условиях уменьшение скорости на
левом боевом развороте происходит несколько энергичней,
чем на правом, и на скоростях менее 100 км/ч имеют
место неустойчивые показания указателя скорости. Поэто-
287
му минимальная скорость полета на боевом развороте ог-
раничена величиной 100 км/ч. Вследствие уменьшения
скорости на боевом развороте проявляется тенденция вер-
толета к увеличению угла крена на левом развороте и к
уменьшению на правом, обусловленная особенностями из-
менения поперечной балансировки вертолета по скорости.
Тенденция к уменьшению крена на правом боевом
развороте выражена относительно слабее, чем к увели-
чению крена на левом, особенно при наличии внешнего
скольжения. В целом правый боевой разворот выполня-
ется более плавно и устойчиво, чем левый, скорость по-
лета уменьшается более равномерно, неустойчивых по-
казаний указателя скорости не отмечается.
7.20. Разворот на горке, поворот на горке
Оба маневра начинаются выполнением горки со ско-
ростей 250—300 км/ч. В разворот или поворот вертолет
вводится при достижении скорости на горке не менее
150 км/ч. Ввод в разворот (поворот) с меньших скоро-
стей на горке не рекомендуется по той причине, что в
процессе их выполнения скорость полета продолжает
уменьшаться и может выйти за пределы минимально до-
пустимой.
Разворот на горке выполняется практически координи-
рованно, с малыми значениями поперечной перегрузки (уг-
лов скольжения) и представляет собой восходящую не-
установившуюся спираль в конце горки с разворотом на
180° и выходом в горизонтальный полет в конце разво-
рота.
При выполнении разворотов на горке также отмеча-
ется тенденция вертолета к увеличению угла крена на
левом развороте и к уменьшению на правом, как и при
выполнении неустановившихся виражей и боевых разво-
ротов. /
Поворот на горке в отличие от разворота на горке вы-
полняется некоординированно, с большим отклонением пе-
далей в сторону поворота и, как следствие, с относитель-
но большими поперечными перегрузками от внешнего
скольжения. Поперечные перегрузки в этом случае дости-
гают 0,1—0,25 с уходом шарика указателя скольжения от
одного до трех диаметров в сторону, противоположную
повороту.
Вследствие большого отклонения педалей в сторону
поворота происходит энергичное изменение угла тангажа
с положительного на отрицательный.
288
Скорость изменения угла тангажа зависит от соотно-
шения проекций угловых скоростей вращения вертолета
относительно поперечной и вертикальной осей связанной
системы координат на горизонтальную плоскость, т. е.
А» , ,
= u>2i cos 7 + sin 7.
На развороте с креном угловая скорость ш2, всегда
стремится увеличить угол тангажа, a 4>Vt уменьшить.
Вследствие большого отклонения педали в сторону пово-
рота отрицательная проекция wVt sin у больше проекции
w2, cos у и угол тангажа уменьшается со скоростью, рав-
ной по величине разности проекций указанных угловых
скоростей на горизонтальную плоскость.
Летчик должен парировать уменьшение угла тангажа
больше допустимого своевременным отклонением ручки
управления на себя и уменьшением отклонения педали в
сторону поворота с таким расчетом, чтобы к моменту
окончания поворота на 180° по курсу угол тангажа на пи-
кирование был равен по величине углу тангажа на горке,
но не более 30°, и крен убран полностью.
Как правило, после окончания выполнения энергично-
го поворота на горке на 180° по курсу и перехода в пи-
кирование без крена вертолет еще не менее 5 с соверша-
ет плоский разворот с оставшимся внешним скольже-
нием.
При выполнении левого поворота тенденция вертоле-
та к увеличению угла крена проявляется в большей сте-
пени, чем на других маневрах.
На левом повороте момент крена влево от уменьше-
ния скорости суммируется с моментом крена влево от
относительно большого по величине правого скольжения
(моментом поперечной статической устойчивости). Поэ-
тому после первоначального движения ручки управления
на ввод вертолета в левый крен отклонение ручки управ-
ления в процессе дальнейшего выполнения левого поворо-
та непрерывно смешается вправо и максимальная величи-
на отклонения практически совпадает с моментом вывода
вертолета из левого крена. Максимальное отклонение по-
перечного управления вправо на левом повороте может
достигать 3,0—3,4° по отклонению автомата перекоса с
запасом отклонения до упора 1,5—1,1°, что составляет
15,8—11,6% от полного диапазона отклонения и являет-
ся достаточным.
При выполнении правого поворота на горке момент
крена вправо от внешнего (левого) скольжения практичес-
19 Зак. 3173дсп
289
ки уравновешивает поперечный момент от торможения
скорости, направленный на вывод вертолета из правого
крена. Поэтому поперечная балансировка вертолета в про-
цессе выполнения правого поворота существенно не изме-
няется, но качественно отмечается небольшая тенденция
вертолета к выходу из правого крена.
В целом выполнение правого поворота, а также и раз-
ворота на горке происходит более плавно и устойчиво,
чем левого.
В процессе выполнения как левого, так и правого раз-
воротов (поворотов) на горке вертолет достаточно устой-
чив и хорошо управляем.
I
7.21. Непреднамеренное увеличение угла тангажа
При превышении максимально допустимой перегрузки
и возникновении срывных явлений на несущем винте воз-
растают нагрузки в системе управления и потребный уп-
равляющий момент для вывода из кабрирования. В слу-
чае чрезмерного увеличения нагрузок в управлении воз-
можно уменьшение скорости отработки гидроусилителей
КАУ-110 вплоть до кратковременного их заклинивания,
что не позволит летчику своевременно и на необходимую
величину отклонить ручку управления вперед. При этом
происходит быстрый заброс угла тангажа на кабрирова-
ние. Одновременно из-за интенсивного уменьшения скоро-
сти полета возникает значительная разбалансировка вер-
толета. Опасность разбалансировки заключается во вне-
запности и скоротечности ее появления.
Возникновению срывных явлений на несущем винте
способствуют:
— резкие движения ручки управления вертолетом в
продольном направлении, что приводит к увеличению тем-
па изменения угла тангажа и выходу вертикальных пере-
грузок за допустимые пределы;
— чрезмерное увеличение общего шага несущего винта
при выполнении разворотов, при вводе в горку и при вы-
воде из пикирования.
Повышение вибраций при выполнении фигур пилотажа
свидетельствует о превышении допустимых значений вер-
тикальной перегрузки или о превышении общего шага, до-
пускаемом при развороте вертолета. При возникновении
вибраций вертолета необходимо плавно уменьшить общий
шаг, угол крена или темп увеличения тангажа до прекра-
щения вибраций вертолета.
При выполнении пилотажа необходимо учитывать, что
допустимые вертикальные перегрузки па скоростях поле-
290
та более 250 км/ч (на высотах более 2000 м — 200 км/ч)
требуют менее энергичного маневрирования одновремен-
но в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Поэто-
му для исключения непреднамеренного превышения макси-
мально допустимой вертикальной перегрузки рекоменду-
ется:
— перед выводом из пикирования уменьшить крен;
— при выполнении разворотов с максимальными угла-
ми крена тенденции вертолета к снижению парировать
уменьшением крена с последующим плавным увеличением
угла тангажа.
При выводе вертолета из непреднамеренного кабриро-
вания с одновременным разворотом или поворотом па гор-
ке руководствоваться рекомендациями, изложенными в
ст. 5.31.2, а также учитывать следующее:
— уменьшение общего шага более чем па 2—3° может
вызвать интенсивную раскрутку с последующим уменьше-
нием оборотов несущего винта за допустимые пределы;
— несоразмерное отклонение педали на скоростях по-
лета более 200 км/ч из-за возникновения скольжения уве-
личивает интенсивность торможения и усиливает разба-
лансировку вертолета;
— чрезмерно энергичное выполнение разворота откло-
нением левой педали может привести к развороту верто-
лета хвостом в направлении полета. Из-за возможного при
этом опасного сближения лопастей рулевого винта с ки-
левой балкой при скольжениях вертолета левым бортом
(хвостовой балкой на поток) не допускать для парирова-
ния вращения вертолета отклонения правой педали более
половины ее хода.
Командир войсковой части 52526
А. БЕЖЕВ ЕЦ
19*
291
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
КОНТРОЛЬНАЯ КАРТА
Перед выруливанием (взлетом) и посадкой оператор
по команде командира экипажа зачитывает соответствую-
щий раздел карты по СПУ.
Члены экипажа проверяют и докладывают командиру
экипажа о результатах проверки.
Командир экипажа контролирует доклады членов эки-
пажа и для самоконтроля сообщает по СПУ результаты
личной проверки.
Примечание. Карта не отменяет объема работ, подлежащего
выполнению членами экипажа согласно Инструкции экипажу.
№ по пор. Обязательная проверка Доклад об исполнении Кто докладывает
Перед выруливанием
1 АИ-9В Выключен Командир экипа- жа
2 Энергетика Включена, табло ВНИМАНИЕ на пульте электросис- темы не горит Командир экипа- жа
3 Топливные насосы Включены Командир экипа- жа
4 Частота вращения не- сущего винта Коррекция пра- вая, установлена 95% на шаге 3° Командир экипа- жа
5 Основная гидросистема Включена Командир экипа- жа
6 Гировертикали 1 и 2 Включены, раз- арретированы Командир экипа- жа
7 Курсовая система Включена, согла- сована Командир экипа- жа
8 Автопилот Включен Командир экипа- жа
9 Радиовысотомер Ра ботоспособен, безопасная высота установлена Командир экипа- жа
10 Связь, навигация, АРК Включены Командир экипа- жа
11 САРПП Включен Командир экипа- жа
12 СРО Включено, код установлен Командир экипа- жа
13 Двери Закрыты, загер- метизированы Командир экипа- жа, бортовой тех- ник, оператор
292
Окончание таблицы
М ПО пор. Обязательная проверка Доклад об исполнении Кто докладывает
14 Фары (при полетах ночью) Включены, отре- гулированы Командир экипа- жа
15 Подсвет приборов и пультов (при полетах ночью) Включен Командир экипа- жа, оператор
16 АНО, контурные, строевые огни, маяк (при полетах ночью) Включены Командир экипа- жа
17 Обогрев ПВД (при /,,.в=4-5° С и ниже) Включен Командир экипа- жа
18 Обогрев двигателей, ПЗУ и ПОС вертолета (при /Н. в=+5₽ С и ниже) Включены Командир экипа- жа
19 ПЗУ Включено Командир экипа- жа
Перед взлетом
1 ПЗУ Включено Командир экипа- жа
2 Автопилот Включен Командир экипа- жа
3 Частота вращения не- сущего винта Установлена (95±2)% Командир экипа- жа
4 Показания приборов Нормальные Командир экипа- жа
5 Направление и ско- рость ветра Пере Ветер спереди (сзади, слева, справа) . . . м/с д посадкой Командир экипа- жа
1 Давление аэродрома Установлено Командир экипа- жа, оператор
2 Частота вращения не- сущего винта Установлена 95% Командир экипа- жа
3 Курс посадки Установлен на О Командир экипа- жа
4 АРК Настроен иа ПСР . . . (даль- нюю или ближ- нюю) Выпущено Командир экипа- жа
5 Шасси Командир экипа- жа
6 ПЗУ Включено Командир экипа- жа
7 Направление и ско- рость ветра Ветер спереди (слева, справа, сзади) . . . м/с Командир экипа- жа
293
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК ВЕРТОЛЕТА И СООТВЕТСТВУЮЩИХ
ИМ ПОТРЕБНЫХ ДЛИН ЛЕТНЫХ И ВЗЛЕТНО-
ПОСАДОЧНЫХ ПОЛОС
Минимальные размеры площадок для отрыва и при-
земления вертолета при взлетах и посадках по-вертолет-
ному не зависят от высоты их расположения над уровнем
моря и температуры наружного воздуха и составляют
50X50 м.
Взлетные и посадочные дистанции, а также потребные
размеры летных и взлетно-посадочных полос для взлетов
и посадок по-вертолетному и по-самолетному приведены
на номограммах в зависимости от высоты расположения
взлетно-посадочных площадок над уровнем моря, темпе-
ратуры наружного воздуха, скорости и направления вет-
ра для предельных и меньших взлетных (посадочных) ве-
сов вертолета, не превышающих максимальный.
Все номограммы рассчитаны для следующих условий:
— температура наружного воздуха от —50 до +45°С;
— высота расположения взлетно-посадочных площадок
от 0 до 4000 м над уровнем моря;
— встречный ветер до 20 м/с, попутный ветер до
5 м/с;
— вес вертолета— 1,0; 0,9 и 0,8 предельного;
— уклон ВПП — 0°.
Примечание. В связи с нестабильностью ветра по скорости
и направлению для расчета номограмм скорость ветра принята рав-
ной 50%, а попутного—150% от указанной в номограмме.
В номограммах приняты следующие обозначения:
Еъзл — взлетная дистанция — расстояние, проходимое
вертолетом от места старта до достижения высоты 10 м;
Епос — посадочная дистанция — расстояние, проходи-
мое вертолетом при посадке с высоты 10 м до остановки
вертолета на ВПП;
Елл — потребная длина летной полосы для выполнения
взлета (посадки) по-вертолетному или по-самолетному;
Lp — длина разбега вертолета при взлете по-самолет -
ному;
Епр — длина пробега вертолета при посадке по-само-
летному;
ЕВш1 — потребная длина взлетно-посадочной полосы
для взлета (посадки) вертолета.
На номограммах (рис. 1 и 2) приведены зависимости
взлетных (посадочных) дистанций и соответствующих им
294
потребных размеров летных полос при взлетах (посад-
ках) по-вертолетному с использованием зоны влияния зем-
ли. Минимальная ширина площадки должна составлять
50 м.
Взлетные (посадочные) дистанции даны до набора вы-
соты 10 м (с высоты 10 м) при условии выхода на эту
высоту на приборной скорости 50 км/ч.
На номограммах (рис. 3—6) приведены зависимости
длин разбегов и взлетных дистанций и соответствующих
им потребных размеров летных и взлетно-посадочных по-
лос для взлетов по-самолетному с разбегом на колесах
трех опор шасси и на колесах носовой опоры. Минималь-
ная ширина летной полосы в этом случае должна сос-
тавлять 50 м, а ширина ВПП — 35 м.
Длины разбега при взлете по-самолетному с разбегом
на колесах носовой опоры даны с момента страгивания
до отрыва вертолета от поверхности ВПП на скорости
60 км/ч, а взлетные дистанции — до высоты 10 м при
условии выхода на эту высоту на приборной скорости
70 км/ч.
На номограммах (рис. 7—10) приведены зависимости
длин пробегов и посадочных дистанций и соответствую-
щих им потребных размеров взлетно-посадочных и летных
полос при посадках по-самолетному. Посадочные дистан-
ции даны с высоты 10 м при проходе ее на приборной
скорости 50—60 км/ч до полной остановки вертолета на
ВПП, а длины пробегов при приземлении на ВПП на ско-
рости 50 км/ч. Минимальная ширина летной полосы в
этом случае должна быть 50 м, а ширина ВПП —
35 м.
Определение взлетно-посадочных характеристик и со-
ответствующих им потребных длин летных и взлетно-по-
садочных полос производится с помощью ключей, приве-
денных на каждой номограмме.
На всех номограммах область эксплуатационных тем-
ператур наружного воздуха и барометрических высот раз-
бита на три зоны.
В зоне I предельный вес, определенный по графикам
разд. 1 книги II, меньше 11500 кгс (максимальный вес).
В этой зоне при висении на заданной высоте тяга равна
весу вертолета.
В зоне II вес вертолета равен 11 500 кгс и вертолет
имеет избыток тяги.
В зоне III (рис. 1 и 2) возможен взлет (посадка) по-
вертолетному вне зоны влияния земли.
295
В зоне III (рис. 3— 10) возможен взлет (посадка) по-
вертолетному в зоне влияния земли. В этом случае необ-
ходимо пользоваться номограммами рис. 1 и 2.
При взлетах и посадках, когда фактический вес верто-
лета меньше предельного для зоны I или меньше
11500 кгс для зоны II, значения взлетно-посадочных ха-
рактеристик и соответствующих им потребных длин лет-
ных полос определяются для значения
_ Сф _ Оф
О =---- или О = - - ,
Опр 11 500
где бф — фактический вес при взлете (посадке); GIip —
предельный вес вертолета для данных условий.
Пример 1. Дано: /вв= 17,5°, //=2,75 км, /7 = 5 м/с
(встречный), вес предельный.
Определить: длины пробегов и потребные длины
ВПП для посадок по-самолетному с подрывом НВ и ис-
пользованием на пробеге торможения несущим винтом и
тормозами колес, а также для посадок по-самолетному
без подрыва НВ.
Решение. По номограммам рис. 9 и 7 с помощью приве-
денного ключа находим:
ЬПр=68 м-►/,ВПп= 100 м (с подрывом НВ);
Lnp=75 м-> /-вш1= 1 Ю м (без подрыва НВ).
Пример 2. Дано: /1|В=22°, //=3 км, /7=3 м/с (встреч-
ный), вес при посадке равен 0,8 веса максимально допу-
стимого.
Определить: посадочную дистанцию и потребную
длину летной полосы для посадки по-вертолетному с ис-
пользованием зоны влияния земли.
Решение. По номограмме рис. 2 с помощью приведен-
ного ключа находим
Дюс=120 м-»-Ллп=140 м.
296
Рис. 1. Взлетная дистанция и соответствующая ей потребная дли-
на летной полосы при взлете по-вертолетному с разгоном в зоне
влияния земли
Рис. 2. Посадочная дистанция и соответствующая ей пот-
ребная длина летной полосы при посадке по-вертолетному
с торможением в зоне влияния земли
20 Зак. 3173дсп
297
Рис. 3. Длина разбега и соответствующая ей потребная длина
взлетно-посадочной полосы при взлете по-самолетному с разбегом
на колесах трех опор шасси
298
Рис. 4. Взлетная дистанция и соответствующая ей потребная длина
летной полосы при взлете по-самолетному с разбегом на колесах
трех опор шасси
20’
299
Рис. 5. Длина разбега и соответствующая ей длина взлетно-
посадочной полосы при взлете по-самолетному с разбегом на
колесах носовой опоры шасси
Рис. 6. Взлетная дистанция и соответствующая ей длина летной по-
лосы при взлете по-самолетному с разбегом на колесах носовой опо-
ры шасси
300
Рис. 7. Длина пробега и соответствующая ей потребная длина
взлетно-посадочной полосы при посадке по-самолетному без
подрыва НВ и использованием на пробеге торможения несу-
щим винтом и тормозов колес
301
Рис. 8. Посадочная дистанция и соответствующая ей пот-
ребная длина летной полосы при посадке по-самолетному
без подрыва НВ и использованием на пробеге торможения
несущим винтом и тормозов колес
302
Рис. 9. Длина пробега и соответствующая ей потребная
длина взлетно-посадочной полосы при посадке по-самолет-
ному с подрывом НВ и использованием на пробеге тормо-
жения несущим винтом и тормозов колес
303
ИС. 10. Посадочная дистанция и соответствующая ей пот-
ребная Длина летной полосы при посадке по-самолетному с
подрывом НВ и использованием на пробеге торможения не- *
сущим винтом и тормозов колес
304
ЛИСТ РЕГИСТРАЦИИ ИЗМЕНЕНИИ
Номера листов (страниц) Всего листов (страниц) в доку- менте
Изменение измененных X 3 1 х 1 Я о> X ш S « га НОВЫХ изъятых « t- X <у 35 X S * Входящий номер и дата Подпись Дата
О г 1 .
305
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Ра здел 1. Проверка готовности вертолета к полету . , . 3
1.1. Внешний осмотр вертолета...............................—
1.2. Осмотр грузовой кабины.................................5
1.3. Осмотр кабины экипажем и проверка систем перед за-
пуском двигателей ......................................... 7
1.4. Подготовка к запуску двигателей.......................14
1.5. Холодная прокрутка АИ-9В..............................16
1.6. Запуск двигателя АИ-9В.................................—
1.7. Холодная прокрутка двигателя ТВЗ-117..................20
1.8. Запуск двигателей ТВЗ-117..............................—
1.9. Прогрев силовой установки, проверка работоспособности
гидросистемы и САРПП-12Д...................................25
1.10. Опробование двигателей н проверка работы силовой
установки...................................................27
1.11. Включение генераторов и проверка авиационного обо-
рудования ............................................. . 36
1,12. Проверка системы автоматического управления
САУ-В24-1..............................................38
1.13. Проверка радиоэлектронного оборудования .... 41
1.14. Проверка системы кондиционирования воздуха (СКВ) . 45
1.15. Проверка противообледенительной системы (ПОС) . 46
1.16. Проверка стеклоочистителя и системы опрыска лобо-
вых стекол........................................... ... 50
1.17. Подготовка к ночным полетам...........................—
1.18. Перевод двигателей на малый ^аз......................52
1.19. Раздельное опробование двигателей с выходом на взлет-
ный режим................................................53
1.20. Поочередное опробование двигателей с загрузочными
шайбами .................................................... —
1.21. Ложный запуск......................................54
Раздел 2. Выполнение полета..................................55
2.1. Подготовка к рулению................................—
2.2. Руление...............................................56
2.3. Висение и перемещения у земли......................57
2.4. Висение с включенными режимами «Висение» и «Вы-
сота» САУ . . . . .........................6
2.5. Взлет...............................................63
Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне влиянии земли . —
Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны влииния
земли..................................................64
Взлет по-самолетному с разбегом на трех опорах шасси . —
Взлет по-самолетному с разбегом на носовом колесе . 65
2.6. Набор высоты .........................................67
2.7. Горизонтальный полет.................................69
2.8. Полет по маршруту с включенным режимом «Маршрут»
САУ........................................................71
306
Стр.
2.9. Переходные режимы полета.............................74
2.10. Пилотаж.............................................76
2.11. Виражи, развороты, восьмерки, змейки и спирали . . 78
2.12. Боевой разворот.....................................81
2.13. Пикирование.........................................82
1 2.14. Горка................................................86
2.15. Разворот на горке...................................87
2.16. Поворот на горке....................................88
2.17. Снижение.............................................90
2.18. Вертикальное снижение с работающими двигателями . —
2.19. Снижение с работающими двигателями по наклонной
траектории (планирование) . -...............91
2.20. Снижение на режиме самовращения несущего винта . —
2.21. Полеты с одним выключенным двигателем .... 92
2.22. Посадка..........................................94
2.23. Посадка по-вертолетному с зависанием в зоне влияния
земли.................................................95
2.24. Посадка по-вертолетному с зависанием вне зоны влия-
ния земли...................................................97
2.25. Посадка по-самолетному (с пробегом)...................—
2.26. Посадка по-самолетному с «подрывом> несущего винта . 98
2.27. Посадка с одним работающим двигателем в учебных
целях.......................................................99
2.28. Окончание полета и останов двигателей .... 101
2.29. Полеты ночью в простых метеорологических условиях . 103
2.30. Полеты в сложных метеорологических условиях днем
и ночью....................................................105
2,31. Заход и расчет на посадку по большой коробочке . 109
2.32. Заход и расчет на посадку с прямой отворотом на
расчетный угол.............................................114
2.33. Заход и расчет на посадку с помощью автоматического
радиопеленгатора...........................................117
2.34. Полеты в условиях обледенения.......................122
2.35. Полеты в горах......................................124
Особенности выполнения взлетов и посадок на высоко-
горных площадках......................................127
Взлет и посадка на площадках с уклонами .... 132
2.36. Вертолетовождение с использованием аппаратуры
ДИСС-15....................................................135
Полет относительно главной ортодромии...................—
Полет по частным ортодромиям...........................137
2.37. Полет на поиск потерпевших бедствие с применением
радиокомпаса АРК-У2........................................138
2.38. Использование в полете радиокомпаса АРК-У2, сопря-
женного с радиостанцией Р-852 для выхода на назем-
ные радиостанции Р-111, Р-123М, Р-137 .... 139
2.39. Проверка- взлетного режима работы двигателя ТВЗ-117
в полете...................................................140
Раздел 3. Перевозка людей и грузов . ...... 142
3.1. Перевозка людей........................................—
3.2. Перевозка раненых...................................143
3.3. Перевозка грузов....................................145
3.4. Полеты с грузом на внешней подвеске .... 146
3.5. Подцепка груза после посадки вертолета .... 148
3.6. Подцепка груза на висении............................151
307
Стр.
3.7. Особенности выполнения полета с грузом на внешней
подвеске ночью.......................................152
Раздел 4. Действия бортового техника.........................153
4.1. Обязанности бортового техника.......................—
4.2. Проверка противообледенительной системы . . . 154
4.3. Проверка кислородного оборудования....................155
4.4. Подготовка к запуску двигателей и действия при за-
пуске ......................................................—
4.5. Обязанности бортового техника в полете .... 15.6
Раздел 5. Особые случаи в полете.......................158
5.1. Отказ одного двигателя . . . ..... —
5.2. Отказ двух двигателей...............................163
5.3. Неустойчивая работа двигателя (помпаж) .... 166
5.4. Неисправность системы автоматического регулирования
(САР) двигателя в полете....................................—
5.5. Превышение максимально допустимой температуры газов
перед турбиной............................................168
5.6. Повышенная вибрация двигателей.......................169
5.7. Падение давления масла в двигателе.....................—
Появление стружки в масле двигателя ... . 170
5.8. Неисправность редуктора в полете...................—
5.9. Пожар в воздухе......................................171
5.10. Отказ в полете подкачивающих насосов расходных
баков.....................................................172
5.11. Отказ в полете перекачивающих насосов . ... —
5.12. Загорание сигнального табло резервного остатка
топлива...................................................173
5.13. Отказ основной гидросистемы........................174
5.14. Отказ дублирующей гидросистемы прн работающей ос-
новной гидросистеме.......................................175
5.15. Отказ основной и дублирующей гидросистем ... —
5.16. Отказ гидросистемы уборки и выпуска шасси . 176
5.17. Невыпуск шасси (неустановка на замок выпущенного
положения хотя бы одной из стоек) . . . 177
5.18. Отказ автопилота . —
5.19. Отказ одного генератора.............................178
5.20. Отказ двух генераторов.............................. —
5.21. Отказ указателя скорости УС-450К летчика 180
5.22. Отказ указателей скорости летчика и оператора . —
5.23. Отказ барометрического высотомера ВД ЮК . . 181
5.24. Отказ пилотажно-командного прибора ПКП-72М или
резервного указателя крена и тангажа УКТ-2 ... —
5.25. Отказ курсовой системы «Гребень»...................183
5.26. Отказ радиостанций Р 860-1 (Р-863) и «Карат»
(«Ядро-1Г») . —
5.27. Отказ радиокомпаса АРК-15М.........................184
5.28. Отказ доплеровской аппаратуры ДЙСС-15 .... 185
5.29. Отказ радиовысотомера РВ-5 (А-037).................—
5.30. Непреднамеренное превышение максимально допустимой
скорости.............................................186
5.31. Непреднамеренное увеличение угла таигажа .... —
5.32. Отказ системы управления рулевым винтом . . .187
5.33. Отказ системы подвижных упоров СППУ-52 . . —
5.34. Земной резонанс....................................188
5.35. Пилотирование вертолета из иабины оператора . . —
308
Стр.
5.36. Правила вынужденного покидания вертолета в воздухе . 190
5.37. Правила вынужденного покидания вертолета на земле . 192
5.38. Обнаружение вертолета радиолокационной станцией са-
молета-истребителя .......................................193
5.39. Отказ изделия 6201 ............................. 194
Раздел 6. Общие сведения о вертолете......................195
А. Планер......................................................—
6.1. Фюзеляж..................................................—
6.2. Капот...................................................199
6.3. Крыло и стабилизатор....................................200
6.4. Несущий винт, автомат перекоса и рулевой винт . . —
6.5. Управление вертолетом...................................203
6.6. Взлетно-посадочные устройства...........................206
6.7. Гидравлическая система..................................207
6.8. Пневматическая система..................................209
6.9. Противообледенительная система............................—
6.10. Система пожаротушения..................................211
6.11. Система нейтрального газа..............................212
6,12. Система кондиционирования воздуха........................—
6.13. Транспортно-десантное оборудование.....................215
6.14. Кислородное оборудование (съемное).....................216
Б. Силовая установка ......................................... —
6.15. Общие сведения......................................... —
6.16. Двигатель ТВЗ-117.................................... 218
6.17. Вспомогательный газотурбинный двигатель АИ-9В . . 223
6.18. Главный редуктор ВР-24 227
6.19. Трансмиссия............................................228
6.20. Топливная система.....................................230
6.21. Маслосистемы и система охлаждения масла н агрегатов 231
6.22. Система запуска.......................................234
В. Электроснабжение и приборное оборудование . . . —
6.23. Система электроснабжения . —
6.24. Система переменного тока...........................—
6.25. Система постоянного тока..........................236
6.26. Приборное оборудование.............................—
6.27. Система регистрации аварийных режимов полета
САРПП -12Д..............................................241
6.28. Система автоматического управления САУ-В24-1 . . 242
6.29. Курсовая система «Гребень»........................244
6.30. Светотехническое оборудование......................—
6.31. Рентгенометр ДП-ЗА-1..............................245
Г. Радиоэлектронное оборудование..............................—
6.32. Радиоаппаратура вертолетовождения..................—
6.33. Аппаратура связи..................................247
6.34. Аппаратура контроля...............................249
6.35. Радиоаппаратура оповещения СПО-10 н опознавания
020М....................................................250
6.36. Изделие 6201 .251
Раздел 7. Особенности аэродинамики и динамики полета . . 252
7.1. Особенности конструкции вертолета, влияющие на его
аэродинамические характеристики..........................—
7.2. Особенности устойчивости и управляемости вертолета . 256
7.3. Продольная устойчивость............................257
7.4. Боковая устойчивость................................—
309
Стр.
7.5. Управляемость вертолета..............................258
7.6. Максимальные и минимальные скорости полета . . 259
7.7. Скороподъемность и динамический потолок . . 260
7.8. Планирование на режиме самовращения несущего
винта................................................... 265
7.9. Влияние ветра на грузоподъемность вертолета на
висении ............................................ ..... 266
7.10. Аэродинамические поправки...........................267
7.11. Балансировка вертолета................................—
7.12. Влияние вариантов загрузки вертолета на его устойчи-
вость и управляемость.....................................279
7.13. Боковая балансировка вертолета на земле ... —
7.14. Горизонтальный разгон вертолета.....................281
7.15. Горизонтальное торможение вертолета...................—
7.16. Вираж, спираль......................................282
7.17. Горка...............................................284
7.18. Пикирование.........................................285
7.19. Боевой разворот.....................................287
7.20. Разворот на горке, поворот на горке.................288
7.21. Непреднамеренное увеличение угла тангажа . . . 290
Приложения:
1. Контрольная карта................................292
2. Определение взлетно-посадочных характеристик вер-
толета и соответствующих им потребных длин летных
и взлетно-посадочных полос...........................294
Лист регистрации изменений...........................305
310
ДЛЯ ЗАМЕТОК
311
п
Рис
6.4. Схема расположения взлетно-посадочных устройств
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
Рис. 6.5. Гидросистема вертолета:
1— комбинированный агрегат управлении КАУ-110 (КАУ-115); 2 — комбинированный агрегат уп-
равления КАУ-110 (КАУ-115) с пружинным механизмом перегонки; 3 —гидроблок АГС-60А; 4 —
гидродемпфер в путевом управлении; 5 —электромагнитный кран включения и отключения гид-
родемпфера; 6 — трехпозициоиный электромагнитный кран управления уборкой и выпуском шас-
си; 7 —гидроблок БГ-13-1; 3 —валивная горловина; 9 — воздушные фильтры дренажа баков;
10 — гидроаккумулятор вспомогательной системы; 11 — соединительный трубопровод гидробаков;
12 — заливная горловина; 13 — дроссель; 14 — цилиндр расстопорения фрикциона рычага общего
шага; /5 — электромагнитный кран включения агрегата КАУ-110 (КАУ-115) продольного управ-
ления на режим комбинированного управления; 16 — двухпознцнонный электромагнитный кран
аварийного выпуска шасси от основной (резервной) системы; 17 — гидробак блока АГС-60А;
18— указатели уровня жидкости в баках; 19— гидроаккумуляторы; 20—насосы переменной
производительности; 21 — гидробак; 22 — кран аварийного выпуска шасси; 23 — обратный клапан;
24 — электромагнитные краны управления цилиндрами створок обтекателя прибора наведения;
25 — гидроцилиидры управления створками прибора наведения; 26 — дроссель; 27 — раздвижная
тяга подключения ручки продольно-поперечного управления у оператора к основному управ-
лению; 28— трехпозиционный электромагнитный кран включения и отключения раздвижных тяг
управления; 29 — бортовой штуцер для закрытой заправки баков гидросистемы; 30 — фильтр в
магистрали аакрытой заправки баков рабочей жидкостью; 31 — бортовая панель с клапанами
для подсоединения шлангов наземного гидроагрегата; 32 — цилиндры запирания створок глав-
ных стоек шасси; 33 — электромагнитный кран управления цилиндрами запирания створок
главных стоек шасси; 34 — цилиндр уборки и выпуска главной стойки шасси: 35 и 37 — обрат-
ные клапаны и системе выпуска и уборки шасси; 36 — цилиндр замка шасси; 38 — челночный кла-
пан в системе выпуска и уборки шасси; 39 — цвлиндр уборки и выпуска передней стойки
шасси
as*
дублирующей системы
2
6 7 8
КУРС.
в>
ю
ВСПОМОГАТ..—
18
23
35
ч*
£рТТП
Закпытие замков
38
Закр
створок
31 30 29 28
27
18 19
--v—S
ПРОД.
13 !
,6!
ДУБЛИР
'38
Открывание „
замка эо
35 36
36.
38
39
Выпуск
Выпуск
37.
Условные обозначения
—+— Нагнетание основной системы
------Слаб основной системы
Всасывание основной системы
—v— Нагнетание дублирующей системы
cni'
Вес :ывание дублирующей системы
Hai четание вспомогательной системы
— Сло1 вспомогательной системы
— Bet сывание вспомогательной системы
---- А вс чайный выпуск шасси
Райрчие линии уборки и выпуска шасси и створок
54
26
I воздушный компрессор; 2 — фильтр-отстойник в магистрали зарядки балло гов; 3 — обратный
клапан в магистрали зарядки баллонов; 4 — автомат давления в магистрали арядки баллонов;
для сжатого воздуха; 6 — баллоны для сжатого воздуха (подкосы главных
стоек шасси); 7-зарядный клапан для подсоединения приспособления к бал тону при подза-
иону при подза-
□и летчика; 9 —
- -г------ -г------люка и дверей
клапан разгерметизации для аварийного сброса двери летчика ити крышки люка
,, - . --—- --------- -~r—г :зацин дверей н
штуцер для проверки давления в магистрали гермети ацин’ 13 — редук-
йиия тппмтямм 1А— шланг герметизации крышей люка операто-
""——^2 в даГцСТраЛь герме_
в магнстРалн герметиза] ин крышки люка
и дверей кабин;
I дверей кабин;
ме,- 20 — бортовой
рядке камер колес во внеаэродромных условиях; 8 — шланг герметизации две -
малогабаритный сигнализатор давления в магистрали герметизации крышки
кабин, 10 клапан разгерметизации для аварийного сброса двери летчика и'
оператора, 11 — воздушный фильтр в магистралях зарядки баллонов гермет
торможения колес; /2 — штуцер д.’Т" прогер:::: --- - -- - г
ционный клапан управления тормозами колес;**//—i________ ,ч
ра; 15 — запорный кран включения и отключения подачн сжатого воздуха
тизацни люка и дверей кабни; 16 — г
и дверей кабин; 17 воздушный редуктор в магистрали герметизации люка
/с — предохранительный клапан в магистрали герметизации крышки люка
19 — воздушный манометр на бортовой панели, показывающий давление в спет
штуцер для зарядки воздушных баллонов; 21 — гер? юшарнир для подвода воздуха в шланги
герметизации створок дверей грузовой кабины; 22 — ... ” * '*''*
вой кабины; 23 — шланги герметизации правой двер!
главной стойки шасси; 25— рукав подвода воздуха г
ння в магистрали торможения колес; 27 — штуцер
28 — пневматический агрегат управления тормозами к
герметизации крышки люка оператора и двери летчика;
люка оператора, дверн летчика и дверей грузовой rzfi::: . „
пневматические клапаны системы опрыскивания стеке л;_ 33пневмомеханические насосы опрыс-
кивания стекол; 34 — форсунки опрыскивания стекол; "* °" "
опрыскивания стекол; 38 — пробка для елнва жидкост i
и отключения системы опрыскивания стекол; 40 — г
41 — панель с пневмоагрегатамн зарядки баллонов;
торможением колес; 43 — панель с пневмоагрегатамн
бнн; 44— стопор рычага; 45 — ры
цдангн герметизации левой двери грузо-
* грузовой кабины; 24 — тормозное колесо
тормозам колес; 26 — сигнализатор давле-
Для проверки давления в тормозах колес;
)лес; 29 — обратные клапаны в магистрали
,"кс; 30— клапаны герметизации крышки
кабины; 31 — бак для спирта; ЗУ—электро-
; 35, 36 и 37 — обратные клапаны системы
* и из бака; 39 —запорный кран включения
п шель с агрегатами опрыскивания стекол;
4? —панель с пневмоагрегатамн управления
герметизации дверей н крышки люка ка-
iar торможения колес
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
ПРОТИВО- J ОБОГРЕВ.
ОБЛЕД. Zl ЛЕВ.ДВИГ-
ВКЛ. Т] вкл.
ОБОГРЕВ.
(ПРАВДВИГ
вкл.
ОБОГРЕВ ОБОГРЕВ
ВХСДЛВЛЕВ^ВМЩАВПР.
ДВИГ ВКЛ. двигвкл.
ОБОГРЕВ
ОБЛЕД. 2)
вкл" ри
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
РУЧНОЕ
в
ОБОГРЕВ
в
к
ДВИГ ВКЛ.
РИО-3
АВТОМ.|оТКЛ. I ДВИГАТ.1 СТЕКОЛ
ПРОТИВООБЛЕД.
, СИСТЕМЫ
о
КОНТР.
пос
СЕКЦИИ ЛОПАСТЕЙ Н.В.
ГАЛМ
В.
Л.4.Н.В. л.5_и
ВКЛЮЧЕН
ПРИ ОТКАЗЕ
ОДНОГО Г ЕНЕР.
АФ1
г50
дв I
КОНТРОЛЬ
пос
Рис. 6.7. Противообледенительная система вертолета с автоматизированной систе-
мой контроля ПОС
ПРОТИВООБЛЕД
СИСТЕМА
СИГНАЛМ-1УПРАВЛ
IISATOP I
ОБОГРЕВ
ДАТЧИКА
Л.З.Н.В.
Л.2.
Л.1.Н.В.
АВТОМ.
к
л.
3
Рис. 6.8. Система пожаротушения:
/ — распылительное кольцо в зоне двигателя АИ-9В; 2 — распылители в зоне расходных баков
№ 1 и 2; 3 — распылительные кольца в зоне главного редуктора; 4 — распылительные кольца в
отсеках двигателей; 5 — трубопроводы подвода огнегасительного состава в двигательные отсе^
ки; 6 — трубка от штуцера с предохранительной мембраной; 7 — баллоны УБШ-4 — 4- 8 — tov-
бопровод подвода огнегасительиого состава в отсек главного редуктора; 9 — распылитель в зоне
бака № 3; 10 — трубопровод подвода огнегасительиого состава в зону расходных топливных ба-
ков № 1 и 2; 11 — трубопровод подвода огнегасительиого состава в отсек двигателя АИ-9В
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
Рис. 6.9. Система нейтрального газа:
/ _ дренажный бачок топливной системы; 2 — пиромеханизмы; 3 — переходник с жиклером; 4 —
подводящие трубопроводы; 5 — редуктор; 6 — фильтр; 7 — баллоны УБШ-4; 8 — сигнализатор о
саморазрядке баллонов; S —штуцер для подсоединения наземной установки продувки баков НГ;
10 — трубопровод продувки баков нейтральным газом; 11 — обратный клапан. 12 — дренажные
трубопроводы топливной системы
СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ
экипа-
Рис. 6.10. Система конднциотрования воздуха (СКВ) с отбором воздуха от седь-
мых ступеней компрессоров двигателей:
1. 2 и 4 — рукоятки управления i ерекрывными заслонками; 3 — рукоятки управления заслонками
подачи воздуха на обогрев ног .етчика; 5 и 6 — патрубки индивидуальной вентиляции экипа-
жа; 7 — перекрывная электрозасл, нка кондпцнонирования; 8 —двигатели ТВЗ-117; 9 — перекрыв-
ная электрозаслоика продувки; 11 — патрубок индивидуальной вентиляции -------------
электропневмоклапаи; 12— клапан I— ----~~ ______
розаслонка регулирования темпера- уры воздуха на входе в кабины; 15 — электрозаслоика обвод-
ной магистрали фильтров; 16 — турбохолодильник; " ------------ **--------
19 — воздухо-воздушный радиатор; Г“ _____г_________ ..................____
ми; 21— перекрывная электрозаслоика обдува стекол обтекателя прибора наведения; 22— руко-
ятка выдвижного заборника наружного воздуха вентиляции кабины от скоростного напора
... десантников;' 11 —
регулятора давления; 13 — сигнализатор давления; 14 — элект-
17 — воздушные фильтры; ‘ 18 — предфильтр;
70 — электрозаслонка регулирования воздуха перед фильтра-
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
>
>вкЛ
Вид А
'опт
АВТОМАТ
ОТЦЕПКА
ВКЛЮЧЕНА
ВНЕШНЯЯ ПОДВЕСКА
ВЫПУСК
ЗАМОК ЗАМОК
ВЫЛУЩЕН ОТКРЫТ
Трос
Звено
Электрозамок ДГ-6^
Поворотная
траверса
Рис. 6.12. Внешняя подвеска
ВНЕШНЯЯ ПОДВЕСКА
ТАКТИЧ. (ВЫПУСК
СБРОС I ЗАМКА
АВТОМАТ
ОТЦЕПКА
—- Гоузовои
канат
ВН. ПОД-
ВЕСКА
АВАР.
СБРОС
С6Р0С
ГРУЗА
Стропы с
вертлюгом
- Крюк
Вал с
барабаном
Роликовый
блок
АПН
ЛЕВ
ПРАВ.
РАЗДЕЛИТ.
АПМ
АПМ
26
___j
13
10
В
к
I ♦
29
30 31 32 33
3
А
К
R
— №2---
13
1Й
*-Р-№1
44 45’ 45
ТОПЛИВО
МЕР
КРАНЫ
БАКА 1П0ЖАРИ.
№2 I ПРАВ.
НАСОСЫ
БАКОВ
2 I 4
___ ___ КРАНЫ ~ 3
НАСОСЫ
БАКОВ
РАНЫ
к
БАКА ПОЖАРН. РАЗДЕЛ
1
ЛЕВЫЙ
ЗАКРЫТ
КРАН. ЛЕВ.
РАСХ. БАМ
ЗАКРЫТ
КРАН. ПРАВ.
РАСХ. БАК 2
ЗАКРЫТ
КРАН
ЛЕВ-ДВИГАТ.
ЗАКРЫТ
КРАН
ПРАВ. ДВИГАТ.
ОТКРЫТ
КРАН
РАЗ/ ЕЛИТ.
ПЕРЕКАЧ.
РАБОТАЕТ
НАСОС
РАБОТАЕТ
№4
НАСОС
РАБОТАЕТ
№5
НАСОС
РАБОТАЕТ
№1
НАСОС
РАБОТАЕТ
№2
ДЛИ
ТОПЛИВНАЯ
КРАНЫ
ПОЖАРНЫЕ
СИСТЕМА
HACDCbl
Г" РАСХОДН
>1Х БАКЮВ —у
РАСХОДНЫХ БАКОВ
ПОДВЕСН.
БАКИ
ВЫКЛЮЧИ
ПЕРЕКАЧ
Ul_N2£_j|___
ЛЕВ.____11___ПРАВ.
№1
•I ! —
1 1
f у- ... н
1 1 ' '
Ж
/4 15 \16 11718
К правому дВиг.
11 12
К левому двиг.
21 22
24 25
7-^35
37
I- 36
^38
39
4
42
g-43
6.17. Топливная система:
Рис.
1 — левый расходный топливный бак № 1; 2 — правый расходный топливный бак Л 2; 3 — вер-
тикальный топливный бак № 3; 4 — нижний топливный бак № 4; S — нижний топливный бак
№ 5; 6, 1, В и 9 — подвесные топливные баки № 6, 7, 8 н 9; 10 — клапан разъема;; 11 — всасы-
вающий трубопровод подвесных баков; /2 — дренажный трубопровод подвесных банов; 13 — за-
ливная горловина подвесного бака; 14 — топливные трубопроводы; 15 — штуцера консервации
двигателей: 16 — противопожарные перекрывные краны; 17 — клапанная коробка; If — обратные
клапаны; 19 — труба перелива; 30 — трубопроводы дренажа; 31— датчик топливомера; 33 — за-
ливная горловина расходного бака; 33 — дренажный бачок; 24 — перекрывные краны; 25 — по-
плавковый дроссель расходного бака; 26 —топливный насос ЭЦН-91Б; 27 —узел обратных кла-
панов; 28 — сигнализатор давления; 29 и 31 — электромагнитные краны; 30— сливной кран рас-
ходного бака №2; 32 —штуцер консервации АИ-9В; 33 —топливный фильтр тонкой очистки;
34 —трубка подвода топлива нв электромагнитного крана в поЗость под диафрагму; 35 — диаф-
рагменный клапан; 36 — трубопровод слива топлива; 37 — струйный (эжекторный) насос; 38 —
диафрагма; 39 — трубка соединения полости над диафрагмой с .баком № 3; 40 — заливная горло
вина вертикального бака № 3; 41 — трубопровод подачи топлива от струйных (эжекторных) на-
сосов и бак J4 3; 42 — поплавковый клапан вертикального бака № 3; 43 — штуцер слива топли-
ва; 44— трубка слива топлива нз диафрагменного клапана; 44 —штуцер слива отстоя из под-
весного бака; 46 — поплавковый клапан подвесного бака; 47—кран слива топлива и отстоя из
нижнего бака; 48 — перекрывной кран (разделительный) между нижнимн топливными баками
№4 и 6; 49 — вспомогательный газотурбинный двигатель АИ-9В; 50 — трубопровод подвода топ-
лива к АИ-9В; 51 — трубопровод дренажа АИ-9В
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
Рис. 6.21. Система воздушного запуска двигателей:
а — отверстие для слива конденсата из воздухопровода; 1 — воздушные стартеры; 2 — термо-
компенсаторы; 3 — воздухопровод; 4 — типовое соединение воздухопроводов; 5 — датчик замера
давления; 6 — вспомогательный газотурбинный двигатель АИ-9В; 7 — автоматическая панель
__________________________________заиуска двигателей ТВЗ-117________________________________
6
2
1
29
,20
48 24 25 26 27
36
ВПЕРЕД
-40
ЗВЕРГ
К.
-20
СЕК
00
СПУСК
во
25
10
9
2
60
О
з
46
о
0
0
АРК-У2
100%
ОБОРОТЫ
0
Р КМ/ЧАС С
42
40
38 37 36
33
2УТ-ВК
Х1ОО°С
35 34
20 км
ЧАС
5 80
300 100
45 9
АЧС-1
40
30
ВЛЕВО
40
ВПРАВО
40
0
20
ТЭ-2Т
40
скс
360
УС-450 (С
300
10
М/СЕК 20
ПОДЪЕМ
20
н
10
20уго
250
AG
200
150
ИТЭ-2Т 20
БО
40
3
14
В ГРАД
ШАГ
УШВ-
25
50
сть
75
0
7 9
10
СНОСА 20
100%
80
ОБОРОТЫ
Рис. 6.23. Приборная доска летчика:
СНОРОСТЬ
Шк'
-BE Л И К |^ьТаН0в1Г
ГЁМП.ДАЧИ ППУВПОХ-
ЯЗДАЛИ ПОЛОЖЕН.
тАНЕВкНтРАНИЦА
РГРАНИЧ. || МАРТЫ
УЙРАВЛ-
НА
on Е РАТ.
0
ГИМСЁРТ !ГМРО Я4
1 2
ГИРОВЕРТИКАЛИ
2
[,ЧБлет<Л|’ориз.Агрст
М'
VOI
BElWS1
ПЕДАЛЕ'
0
0
0
ВИБРАЦИЯи
ПОВЫШЕНА]
Ьыкжчи бьЛяючм
ЛЕВЫЙ ПРАВЫЙ
ДВИГАТЕЛЬ -----—
ДВИГАТЕЛЬ
0
ГЛ. РЕД-
ДАВЛЕН.
МАЛО
ЛЕВ.ДВНГ.
Ч°ГА30В
ВЫСОКА
^СТРУЖКА
I 0 МАСЛЕ
ЛЕВ.ДВИГ-
0
0
0
0
онрмм
л%пуль
ЭЯ-СЙС
! Г ВДВН1
t ГАЗОВ
ВЫСОКА
0
0
I — индикатор висения и малых скоростей из комплекта ДИСС-15; 2 — кнопки АРРЕТ. ГИРО-
ВЕРТИКАЛИ; 3—выключатель гировертикалей; 4— табло ОТКАЗ ГИРОВЕРТ. № 1 и 2; 5 —
выключатель УПРАВЛ. НА СЕБЯ; 6 —табло УПРАВЛ. НА ОПЕРАТ.; 7 — табло МАНЕВР. ОГРА-
НИЧ.; в —табло ГРАНИЦА КАРТЫ; 9 — табло ВЕЛИК ТЕМП ДАЧИ ПЕДАЛИ; Ю — табло
УСТАНОВИ ППУ В ПОХ. ПОЛОЖЕН.; 11 — табло СКОРОСТЬ СТАБИЛИЗ.; 12— табло ОБ-
ЛЕДЕНЕНИЕ; 13 — табло ПОЖАР; И —табло ВЫКЛЮЧИ ЛЕВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ; 15 — табло
ЛЕВ. ДВИГ. ВИБРАЦИЯ ПОВЫШЕНА; 16 — табло БАК № 1 ОСТАЛОСЬ 120 Л; /7 — табло
ВЫКЛЮЧИ ПРАВЫЙ ДВИГАТЕЛЬ; /8 - табло ПРАВ. ДВИГ. ВИБРАЦИЯ ПОВЫШЕНА; 19 -
табле БАК № 2 ОСТАЛОСЬ 120 Л; 20 — табло СТРУЖКА В МАСЛЕ ЛЕВ. ДВИГ.; 2/— табло
ЛЕВ. ДВИГ. t“ ГАЗОВ ВЫСОКА; 22 — табло ГЛ. РЕД. ДАВЛЕН. МАЛО; 23— указатель пе-
регрузок УП нз комплекта АДП-4; 24 — табло ВНИМАНИЕ НА ПУЛЬТ ЭЛ. СИСТ.; 25— таб-
ло ПРАВ. ДВИГ. Г ГАЗОВ ВЫСОКА; 26 — табло СТРУЖКА В МАСЛЕ ПРАВ. ДВИГ.; 27 —
кнопка СНЯТИЕ СИГН. СТРУЖКИ; 28—командно-пилотажный прибор ПКП-72М; 29 —ва-
риометр ВАР-30МК; 30 — часы АЧС-1М; 31 — блок СЗМ-5А из комплекта СПО-Ю; 32 — блок 10
(картографический индикатор КИ) нз комплекта ДИСС-15; 33 —указатель топливомера; 34 —
блок 7 (индикатор скорости и угла сноса) из комплекта ДИСС-15; 35 —указатель крена и тан-
гажа УКТ-2; 36 — указатель температуры двигателей; 37 — кремальера задатчика курса; 38_
радиомагнитный индикатор РМИ-2; 39 — измеритель режимов ИР-117; 40 — указатель ИТЭ-2Т обо-
ротов двигателей; 41 — высотомер ВД-10К; 42 — указатель ИТЭ-2Т оборотов несущего винта-
43 — указатель высоты УВ-5 из комплекта РВ-5; 44 — выключатель ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ; 45 —
указатель скорости УС-450К; 46 — указатель шага винта УШВ-1; 47 — табло ПОС Н В 'р В
НЕИСПРЛВ , 48 - табло АВТОМАТ КОНТРОЛЬ ПОС
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
Рис. 6.26. Нижняя передняя панель левого бокового пульта летчика
7
Рис. 6.27. Левый передний пульт летчика
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
ВКЛ. ДВИГ ВКЛ. ДВИГ ВКЛ. ИСПРАВЛЕН
вкл.
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
РИО-3
ОБОГРЕВ
Г
II
О I
КОНТРОЛ^
ОБОГРЕВ
ДАТЧИКА
ВКЛЮЧЕН. ПОС-
ПРИ ОТКАЗЕ
ОДНОГО ГЕНЕР.
Й. I
~ ВУЛЕВ ВУПРАВ
ОТКЛ. ОТКЛ.
ПРОТИВО- ОБОГРЕВ. ОБОГРЕВ. ОБОГРЕВ ОБОГРЕВ ОБОГРЕВ
Облад. лад* пмадаиг. ввдлвж^вхшвпр. цР№3,
РУЧНОЕ
вкГ~п
М А1/
(0
0Д0
О'
в
А
&
(0
Иы1
0)
А
10
задатчик t°| Вперед фильтром^
0
ОТКЛ.
ПТ-125Ц к
РОЗЕТКА
вкл.
К1
л/|
к|
К!
у I ПРАВ-1 j
М
У
откл. пр0ДУП горяч, холод
ОТБОР
ВОЗДУХА
(АПМН
Рис. 6.30. Правый пульт летчика; щиток ПОС без автоматизированного контроля
лараллел.'
РАБОТА I
ГЕНЕР.
—|в
к
л.
Л
Я
О
Р|
н
1 р
ОБОГРЕВ. АЭРОДР1
ПИТАНИЕ J
СЕТЬ НА
АККУМУЛЯТ.
1-9 В ПРАВ.Л-Н.
БОТ. ОТКЛ.
осн.тр-р
-ИЗ
ОТКЛ.
ОСН.ТР-Р
-ЗБ
ОТКЛ.
РОЗЕТКА
ВКЛ.
ПЕРЕМЕННЫЙ
О С новн.
ПРАВ.
Е
А
т
0
ТРАНСФОРМАТ. АЭРОДР.
-115 -36 ПИТАН.
РЕЗЕРВНЫЙ НАЗ. ПРОВ.
ОТ ПРЕОБР
/0]
вкл.
вкл.
ЛЕВГЕН.
ОТКЛ. П0-750А ПТ-125Ц
т I О I | Чэ' |1 ’0 |
« [ABTOMJ (CTEKM1J
ПР0ТИВ006ЛЕД.
| СИСТЕМА
СЕКЦИИ ЛОПАСТЕЙ НВ
СИСТЕМА
КОНДИЦИОНИРОВАН
ВКЛ ’______________АВТОМ.
1фИЛЬТР-гКОНДИцГ
Ш
л.
КРАСНЫЙ
ПОДС ВЕТ
I® 111
Г 0T 0 Y 01 0 п
РАЗДЕЛ
। г
Изд. № 7/2850дсп Зак. 3173дсп
МЕХАНИЗМ
КРЕСЛА
ЛЕТЧИК
НАСОСЫ
БАКОВ
2 | 4
ПРОТИВООБЛЕДЕН
СИСТЕМА
Р/КОМПАС
св
ЗАПУСК
ЗАЖИ-
ГАНИЕ
Рис. 3.31. Пульт АЗС в кабине экипажа:
а — п швыЙ пульт АЗС; б — левый пульт АЗС
0l
I! @ 7Г ®~i
i! I1 i
УРСЫ [БОМБОВОЕ ВООРУЖ
ПИТАНИЕ АВАР, взрыв.
БЛОКИ
ГОНДОЛЫ
НАСОСЫ
ОПРЫСК.
СТЕКОЛ
БАКОВ КРАНЫ
I БАКА ПОЖАР
СТЕКЛООЧИСТИТ
ОПЕРАТ . ЛЕТЧИК
РЕЧЕВОЙ
ИНФОР-
МАТОР
САМО-
ПИСЕЦ
АВАРИЙН
ПАРАМЕТ.
УПРАВЛЕНИЕ
МГУ I МУФТЫ
ОГРАНИЧИТ. Т-РЫ
ДВИГАТЕЛЕЙ
ЛЕВ. । ПРАВ-
ПЕРЕНАСТ.
ОБОРОТ.
РОТОРА
СТРЕЛКОВАЯ УСТАНОВКА
БОЕВЫЕ
ЦЕПИ
БАШНЯ ФКП
ПРИЦЕЛ
ЛЕТЧИКА
ПРОТИВОПОЖАРНАЯ СИСТ.
АВТОМАТ. РУЧНАЯ СИГНАЛ
ПИРОПАТРОН - 1
НЕЙТР-
ГАЗ
ВНЕШНЯЯ
ПОДВЕСКА
АВАРИЙН.
СБРОС
I
I
ПРОТИВОПОЖАР.СИСТ
АВТОМАТ. РУЧНАЯ
\ ПИРОПАТРОН ~ 2
ВНЕШНЯЯ ПОДВЕСКА
ТАКТИЧ.
СБРОС
ВЫПУСК
ЗАМКА
КРАН
РЕЗЕРВ.
ВЫПУСКА
ШАССИ
с
с-13
СИГНАЛ
ВООРУЖ.
ОТСТРЕЛ
ПУСКОВ
УСТА НОВ.
БОЕВОЙ
СБРОС
БОМБ
ВЫЧИСЛИТЕЛЬ
СТРЕЛЬБ. БОМБ
ОБЩИЙ 1УПРАВЛ.
ОБОГРЕВ.
ДУАС-В
ШАССИ
КРАН |
ВЫПУСК СИГНАЛ
УБОРКИ
ДАТЧИК САУ
ПТ-125 ц ВОЗДУШ.
скорое.
СИГНАЛ
МАЯК
ФАРА
УПРАВ-
ЛЕНИЕ
АВАР. СБРОС
ДВЕРИ
Л ЕТЧИК1 ОПЕРАТ.
управ-
ление
конди-
ЦИОНИР.
ТО ПЛ И ВО-
МЕР
КРАНЫ
БАКА 0 ПОЖАР
№2 I ПРАВ.
Al
®||
\о./ I
КОМАНД.
ПШЮТАЖ|0
ПРИБОР
3>
I
(
ф
ЧАСЫ АЧС-fM
4
KPCP
СПУ
6
а
5
4
3
|^=ЦЕПМ ВООРУЖЕНИЯ )
КОМПЕНСАТОР
ДЕВИАЦИИ
~33
КОНТР.315 Z
© 27
35
ТАХОМЕТР
НТО
Л24’
21
Рис. 6.32. Пульт оператора
60
БОМБЫ
БЛОКИ
ПОДВЕСКА
БОМБЫ IcFThlK L—I
— y,b*D»B3PblB
ВКЛЮЧЕНА
СТВОРКА
ОТКРЫТА
СБРОС ----------
ЛЕВ.П.У 0ПРАДЦУ
ИСПРАВЕН НЕРАВЕН
СБРОС
ВЗРЫВ
УРСы
ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНЫЕ
ВЫКЛЮЧАТЕЛИ
Групп*!'
ОБОГРЕВ
иГчасов!
n l J0k I
i.LrJ
п ЦельПР
Л I 1
д1 Hj
Ф|’МН
lW'
КРАСНЫЙ
ПРОВЕРКА
СИГНАЛЬНЫХ
ЛАМП
©
' "П
0|
"1В
ЛтЭББР ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ _ _________ .
НЕВЗРЫВ АВАРИЙНЫЙ!
@ СБРОС |
Г/'ФТ
К L ПИТАНИЕ
ii——ivpc
л
1------J.
ОБДУВ _____________
ПРИБОРА СБРОС П.У *
НАВЕДЕН. П.У.
СБРОСА ЛЯГОР п
n V
ВЫСОТОМЕР
ОТСТРЕЛ Й ।
РАКЕТ 10 |
СБРОС
БОМБ
ВЫПУСКГ НА СЕБЯ I ДЕМПФЕР ОБОГРЕв'^д^*?ПРЬ1^К
ШАССН ФАРА ТРйМИЕЕыВДА"™ СТЕКЛА ££•«]<>-
ИСТИТе JJ ь
ПУСК I СКОР.
вд-юк
УС-450
0/ |о
сброс 2 ск
ЛЕВАЯ
СТОИКА
ВМВУЩЕПД-
0
ПЕРЕДНЯЯ
СТОЙКА
ВЫПУЩЕНА
0
Глодая
м стоика
| ВЫПУЩЕНА
ТАХОМЕТР
41 И'1Э~'2Г
ЦГ°|
Il_oj
ЛУКТ-2;
О
УКАЗАТЕЛЬ
КРЕНА
И ТАНГАЖА
УКТ-2
-I