/
Текст
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР
АВИАЦИЯ ВМФ
Для служебного пользования
ВЕРТОЛЕТ
Ка-27
Книга I
Утверждена командующим авиацией ВМФ
в качестве учебного пособия
МОСКВА
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
1983
1
В Учебном пособии изложены основные вопросы практической
аэродинамики, конструкции и эксплуатации планера, силовой установ-
ки и оборудования изделия.
Пособие предназначено для летного и инженерно-технического
состава, изучающего и эксплуатирующего вертолет Ка-2,7.
В составлении Учебного пособия принимали участие Б. Я. М а т-
в е е в, К. А. П а р х о м е н к о, М. Н. Подковщиков, Н. А. Бо-
лотов (разд. I); Б. Я- Матвеев, К. А. Пархоменко, М. Н,
Подковщиков (разд. II); М. Н. Подковщиков, Н. В. Без-
дело в, В. В. Гусаров (разд. III); С. В. П е ч е р к и н, В. В. Ман-
ка л и ii, Е. П. Л у к о ш и н, И. Г. Б о р г а н о в, П. В. М и р о л ю-
бов (разд. IV); О. С. Б ленч и к, В. П. Г о гул я, В. В. Довга-
л е п к о, А. П. К и я и о в, А. В. Пирожников (разд. V).
Общая редакция Б. Я- Матвеева.
2
РАЗДЕЛ I
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА
Глава 1
ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ
СООСНОЙ НЕСУЩЕЙ СИСТЕМЫ
Вертолет соосной схемы обладает рядом преимуществ
перед вертолетами других схем:
— наиболее экономичное использование мощности;
— минимальные габариты;
— компактность конструкции;
— высокая весовая отдача;
— отличные управляемость и маневренность.
При выборе схемы корабельного вертолета эти преиму-
щества имеют решающее значение.
§ 1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА НЕСУЩЕЙ
СИСТЕМЫ
Несущая система вертолета включает в себя два несу-
щих винта (НВ) и колонку, которые предназначены для со-
здания подъемной и движущей силы и для управления
вертолетом.
Несущие винты, расположенные соосно, вращаются в
противоположных направлениях: верхний несущий винт
(ВНВ) — по ходу часовой стрелки, нижний несущий винт
(ННВ) —против хода часовой стрелки, если смотреть на
mix сверху.
Каждый из винтов имеет по три лопасти (рис. 1.1), ко-
торые крепятся к втулке ВНВ и ННВ с помощью узлов,
образующих шарнирную подвеску лопастей, обеспечиваю-
щую им возможность совершать маховые движения в двух
плоскостях (вертикальной и горизонтальной) и поворачи-
ваться вокруг продольной оси на определенный угол при
изменении общего, дифференциального или циклического
шага. Горизонтальный шарнир (ГШ) и вертикальный
1+ Зак. 3154дсп
3
шарнир (ВШ) разгружают комлевую часть лопасти от зна-
копеременных нагрузок.
Рис. 1.1. Шарнирное крепление лопастей к втулке НВ
Ось вращения несущих винтов наклонена вперед относи-
тельно перпендикуляра к строительной горизонтали верто-
лета на угол 4°30'. Этот угол выбран из расчета обеспече-
ния наивыгоднейших условий обтекания фюзеляжа на крей-
серских скоростях полета.
§ 2. ПАРАМЕТРЫ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЩИХ ВИНТОВ
Диаметр несущего винта (0 = 15,9 м) —диаметр окруж-
ности, описываемой концами лопастей при их вращении.
FOI. = —— =
= 198 m2J . Для вертолетов соосной схемы с равными диа-
метрами несущих винтов за ометасмую площадь принима-
ется площадь, ометаемая одним несущим винтом.
Количество лопастей (k = 6). У соосных винтов в расче-
тах оперируют суммарным количеством лопастей обоих
винтов.
Коэффициент заполнения а — —- = 0,09 — отноше-
Д>м
ние суммарной площади лопастей к площади, омстаемой
несущим винтом. Величина этого коэффициента существен-
но влияет на тягу несущих винтов и прежде всего на срыв-
цые характеристики. Чем больше о, тем позже наступает
срыв потока, так как для создания той же подъемной силы
необходим меныпий угол установки лопасти.
Удельная нагрузка на ометаемую площадь определяет-
ся как отношение массы вертолета к площади, омстаемой
несущим винтом (р=------кгс/м2). Этот параметр влияет на
F ом
максимальную скорость горизонтального полета и на вер-
шкальную скорость снижения на режиме самовращения
несущих винтов.
Форма лопасти в плане (рис. 1.2) —прямоугольная. Та-
кая лопасть создает меньшую, чем трапециевидная лопасть,
подъемную систему, но она проще в изготовлении и имеет
хорошие характеристики перехода на режим самовраще-
ния при авторотации несущих винтов.
Геометрическая крутка лопасти — разность между уста-
новочными углами у корня и у конца лопасти. Эта разность
па любом шаге винта остается постоянной. Крутка необхо-
дима для выравнивания аэродинамических сил по размаху
лопасти, так как вследствие разности окружных скоростей
у корня и у конца лопасть по длине обдувается воздушным
потоком под разными углами атаки.
До участка с относительным радиусом г=0,31 угол
крутки постоянен и равен Зг207, а далее до конца лопасти
по линейному закону уменьшается до —2°30'. Таким
образом, Дф = <ркОрн — <рЕОНЦ — 5°50'.
Геометрическая крутка улучшает условия работы эле-
ментов лопасти, углы атаки приближаются к наивыгодней-
шим, что приводит к увеличению тяги несущих винтов
па 5—7% и увеличивает критическую скорость по срыву
потока, .....
5
Если несущий винт разрезать двумя цилиндрическими
поверхностями, радиусы которых отличаются один от дру-
гого на бесконечно малую величину Дг = г2 —п (рис. 1.3)',
Рис. 1.3. Элемент лопасти
то получим элемент лопасти с малой длиной Лг, такой, что
основные параметры, характеризующие условия работы
лопасти по длине этого элемента, можно считать постоян-
ными. Такими параметрами являются:
— форма профиля;
— установочный угол;
— угол атаки;
— скорость обтекания.
Профиль лопасти (рис. 1.4) —NACA-230, двояковыпук-
лый, несимметричный, с относительной толщиной в сече-
ниях:
|1
|i
I
(
f
I
6
от 7=0,13 до 7=0,3, с= 14,5%;
от 7=0,4 до г— 1,0, с= 12%.
Основные аэродинамические характеристики этого про-
филя:
— угол атаки нулевой подъемной силы (су = 0)’
<(|> = —1,3°;
— критический угол атаки (cv = 1,4) акр=18°;
— наивыгоднейший угол атаки (Лмакс=60) аНв = 4—7°.
Благодаря высокому аэродинамическому качеству про-
филя, которое незначительно изменяется в большом диапа-
зоне углов атаки, обеспечивается хороший переход лопасти
на режим самовращения при отказе двигателей.
Угол установки элемента лопасти <ре (рис. 1.5)'—угол,
заключенный между хордой профиля (Ь) и плоскостью
вращения.
Рис. 1.5. Треугольник скоростей элемента лопасти
Угол атаки элемента лопасти ае — угол, заключенный
между хордой профиля и вектором суммарной скорости по-
тока (И7е).
Угол притекания потока ре — угол, заключенный между
векторами суммарной и окружной скоростей набегающего
на элемент потока.
Поскольку все лопасти винтов имеют геометрическую
крутку, понятие «угол установки лопасти» становится не-
определенным. Поэтому условно углом установки лопасти,
а значит и винта, считают угол установки сечений на отно-
сительном радиусе 7=0,7.
Скорость обтекания We является векторной суммой ок-
—У-
ружной скорости (сот) и индуктивной скорости подсасыва-
—
ния (щ):
lFe = o>r 4-| щ.
При наборе высоты или снижении к указанным векто-
рам скоростей добавляется вектор вертикальной скорости
7
(Vy), а при поступательном полете еще и вектор скорости
взмаха лопасти (Кзм), что приводит к изменению угла
атаки сечения.
Угол азимутального положения лопасти -ф (рис. 1.6) —
угол, заключенный между продольной осью лопасти в дан-
ный момент и продольной осью лопасти, когда она нахо-
дится в нулевом положении. За нулевое принято считать
положение, когда продольная ось лопасти направлена в
сторону, противоположную полету. Отсчет угла произво-
дится в сторону вращения несущего винта.
Рис. 1.6. Азимутальное положение лопастей ВНВ и
ННВ
Угол азимутального положения служит для определе-
ния положения лопасти относительно направления полета
вертолета.
Угол атаки несущего винта А — угол, заключенный меж-
ду вектором скорости воздушного потока (Кп), набегаю-
щего на винт, и плоскостью вращения НВ (рис. 1.7).
Если воздушный поток набегает на плоскость вращения
НВ снизу, угол атаки винта положительный, если сверху —
отрицательный. В зависимости от направления полета вер-
толета угол атаки НВ может меняться от 0 до- ± 180°.
8
Рис. 1.7. Угол атаки НВ
§ 3. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ ВИНТОВ
СООСНОЙ СХЕМЫ
При вращении лопасти несущих винтов отбрасывают
воздух вниз. На место отброшенного воздуха поступает
новый. Поэтому сверху воздух движется к винтам с индук-
тивной скоростью подсасывания vt, а снизу — от винтов с
индуктивной скоростью отбрасывания v2. Исследования по-
казали, что V2=2V!.
Проходя через винты, масса воздуха изменяет свою
скорость от Vy до V2 (рис. 1.8). Следовательно, изменяет-
ся количество движения этой массы, которое согласно за-
кону механики равно импульсу приложенной к массе си-
лы. Воздействуя на воздух, несущие винты сами отталки-
ваются от него, т. е. создают тягу. Тогда для идеального
винта получим:
Ft = mV2 — mVy
или
Г = ^(И2-Иу),
т
где —— ~тс— секундный расход воздуха;
V2 — Vy— Vs — индуктивная скорость отбрасывания.
9
Рис. 1.8. Картина движения воздуха при работе соосных винтов
При работе винта на месте wc = p/7oH^1, где р — мас-
совая плотность воздуха.
Учитывая, что v2=2vl, формула тяги идеального винта
при работе его на месте будет иметь вид:
Т = 2pf0M-n?.
Из формулы видно, что при постоянной массовой плот-
ности воздуха тяга зависит от квадрата индуктивной скоро-
сти подсасывания, которая определяет секундный расход
10
воздуха через НВ и зависит от частоты вращения НВ (п)
и vr.ua установки лопастей НВ (<р).
При сравнении соосных несущих винтов и одного НВ
нно же диаметра с одинаковыми коэффициентами запол-
нения соосный винт имеет ряд преимуществ, основными из
которых являются:
— большой коэффициент использования мощности (за
счет особенностей совместной работы ВНВ и ННВ и отсут-
ствия хвостового винта);
— независимость управления (перемещение одного из
командных рычагов управления не вызывает необходимо-
сти перемещения других для балансировки вертолета);
— компактность конструкции, которая обеспечивается
отсутствием хвостового винта.
При совместной работе соосные винты оказывают взаим-
ное влияние. Так, ННВ создает дополнительное просасыва-
пис воздуха через ВНВ. В то же время индуктивная ско-
рость ННВ увеличивается на величину Ащв (рис. 1.8), так
как он находится в воздушном потоке от ВНВ. При этом
суммарные индуктивные скорости ВНВ и ННВ не равны,
что создает неравенство углов атаки лопастей на одинако-
вых сечениях. Воздушный поток, отбрасываемый ВНВ,
закручивается в сторону, противоположную вращению
ННВ, что увеличивает окружную скорость обтекания эле-
ментов лопасти ННВ на величину скорости закрутки (щ),
которая является переменой по радиусу. Этот фактор вы-
равнивает углы атаки сечений ВНВ и ННВ, но так как
ННВ работает в худших условиях, он создает больший
реактивный момент. Для выравнивания реактивных момен-
тов от ВНВ и ННВ установочные углы лопастей ННВ на
1°15' меньше установочных углов ВНВ. При этом соотно-
шение тяг, создаваемых ВНВ и ННВ:
«1,2.
Тн
Взаимное влияние винтов при работе определяет выбор
расстояния между ними. Увеличение расстояния h между
винтами ухудшает условия работы ННВ, усложняет конст-
рукцию системы, увеличивает тряску, а уменьшение вызы-
вает опасность недопустимого сближения концов лопастей
ВНВ и ННВ. Экспериментально установлено, что опти-
мальным является расстояние h = (0,08 — 0,1) D, при кото-
ром ННВ не влияет на работу ВНВ, а струя воздуха от
ВНВ, сужаясь в плоскости ННВ, составляет около 0,7/?.
11
Практически тяга соосных винтов больше тяги эквива-
лентного винта на 3—10%, следовательно, для создания
одной и той же тяги соосные винты требуют меньших зат-
рат мощности.
§ 4. РАБОТА НЕСУЩИХ ВИНТОВ ПРИ ОСЕВОМ
ОБТЕКАНИИ
При осевом обтекании воздушный поток проходит через
винты параллельно оси вращения (А—±90°). В таких
условиях винты могут работать на висении, вертикальном
подъеме или снижении при отсутствии ветра.
Особенностью осевого обтекания является то, что эле-
менты лопасти, лежащие на одном радиусе в любом азиму-
тальном положении, имеют постоянные параметры. Резуль-
тирующая скорость обтекания элемента лопасти We
(рис. 1.9) определяется из треугольника скоростей:
117е = К(<«>г)2 + (т>1 ± Ууу.
Рис. 1.9. Треугольники скоростей элемента лопасти при верти-
кальном подъеме и снижении
При вертикальном подъеме к индуктивной скорости
добавляется скорость подъема Vy, а при снижении она
вычитается. Поэтому при подъеме угол атаки элементов
уменьшается, а при снижении увеличивается.
Если каждый элемент лопасти рассматривать как бес-
конечно малый участок крыла, то при обтекании его сум-
марной скоростью We он создает элементарную аэродина-
мическую силу Re, составляющие которой — подъемная
сила Уе и лобовое сопротивление Хе — определяются по
формулам: . j
Ye = cb^r — - Xe = cxbkr^-,
e у 2 ’ ел 2
I nt' г„ и cx—коэффициенты подъемной силы и лобового
сопротивления;
ЬДг — площадь элемента лопасти;
pIFe
—------скоростной напор.
Зная Уе и Хе, можно найти элементарные силы тяги Те
и сопротивления Qe (рис. 1.10):
Те = Уе cos ре — Хе sin ₽е;
Qe = Хе COS Ре + Уе Sin ₽е.
Для всей лопасти Тл = ^Те-, — 2 Qe>
а для несущих винтов Т = ЬТЛ, Q — kQj,,
где k — количество лопастей.
Так как углы притекания на вертикальных режимах не-
значительны (ре~3°—8°), то можно считать, что
COSpe = 1, a sin ре = 0, Те = Уе и Т= У.
Учитывая это допущение, формула тяги примет вид,
подобный формуле подъемной силы крыла:
Т — с F р (ь>^)2
1 -- L-Tl ом ,
где ст = О,313<5Суо.7-—коэффициент тяги несущих винтов.
Из формулы видно, что тяга НВ зависит от угла уста-
новки лопастей (шага винтов) Ст=:/(<р), диаметра НВ
FoM=f(D), частоты вращения винтов (и) и массовой плот-
Р
ности воздуха р = 0,047 —, где Р~ давление, Г —темпе-
ратура воздуха. Диаметр винтов •— величина постоянная
для данного вертолета. Частота вращения НВ автомати-
чески поддерживается постоянной. Поэтому тяга НВ будет
зависеть от атмосферных условий и от шага винтов, кото-
рым летчик управляет через рычаг общего шага.
Кроме тяги при вращении НВ создают силы сопротив-
ления вращению Qbhb и Qhhb, которые образуют относи-
тельно оси вращения моменты сопротивления вращению
ДДопр (рис. 1.11):
Д^сопр == Ол ср f'b,
13
где
Г., г-
10 <£кр 20 Ткр е£ 'fouj
а '
Ус -
Хе
Рис. 1.10. Зависимость коэффициента тяги от шага лопастей
НВ (а), треугольник скоростей и аэродинамические силы на
элементе лопасти (б)
Q.i ср —среднее значение силы сопротивления вра-
щению;
г —расстояние точки приложения Q., ср от центра
вращения;
k — количество лопастей ВНВ и НЫВ.
14
Рис. 1.11. Момент сопротивления вращению
Момент сопротивления зависит от шага винтов, частоты
вращения, состояния поверхности и формы лопастей.
При необходимости увеличения тяги несущих винтов
летчик увеличивает их шаг, но с увеличением шага увели-
чится момент сопротивления, поэтому обороты НВ начнут
уменьшаться, если не прибавить мощность на преодоление
возросшего сопротивления. Чтобы сохранить обороты по-
стоянными как при увеличении, так и при уменьшении шага
НВ, управление общим шагом объединено с управлением
мощностью двигателей.
§ 5. РАБОТА НЕСУЩИХ ВИНТОВ ПРИ КОСОМ
ОБТЕКАНИИ
В зависимости от направления полета вертолета несущие
впиты могут работать на различных углах атаки, т. е. в
режиме косого обтекания (A# ±90°).
При косом обтекании лопасти несущих винтов враща-
ются с окружной скоростью со/? и перемещаются со ско-
ростью полета вертолета V, которую можно разложить на
составляющие (рис. 1.12, а): скорость I/1 = VcosA, век-
тор которой параллелен плоскости вращения, и скорость
1/аVsin А, вектор которой перпендикулярен плоскости
вращения несущих винтов. Влияние вертикальной состав-
ляющей скорости рассмотрено в § 4, поэтому для упроще-
15
ния рассмотрим частный случай косого обтекания — режим
плоского обтекания, при котором А=0.
Скорость обтекания произвольного элемента лопасти в
плоскости вращения в любом азимуте можно определить
по формуле
16
U7e = юг +1 Vcos A sin ф, а для А=01Ге = (or +| V sin ф.
В азимуте от ч|?=0 до ф= 180° лопасть движется про-
гни потока и окружная скорость складывается с составля-
ющей поступательной скоростью. При движении лопасти в
азимутах от ф = 180° до ф=0 лопасть идет по потоку и ско-
рость обтекания будет меньше окружной скорости на вели-
чину Vsinip (рис. 1.12,б). В связи с этим в поступатель-
ном полете в азимутах от ф=180° до ф = 0° часть лопасти
будет обтекаться воздушным потоком не с носка, а с хвос-
тика, т. е. на несущих винтах (у ВНВ — справа, а у
НИВ — слева по полету) будут образовываться зоны обрат-
ного обтекания. Характеристика всех режимов несущих
винтов при косом обтекании выражается коэффициентом
режима работы
V cos А *
р =--------.
<0«
С другой стороны, учитывая, что зона обратного обте-
кания имеет границу, на которой суммарная скорость
обтекания лопасти равна нулю (юг = 1Л sin ф), из подобия
АС _АО
треугольников АСО и ВДО (рис. 1.12, б) имеем
Где AC =V cos А, ВД = (оД, AO = d, BO = R,
V cos A d
р- —------= — ,
т. е. коэффициент р показывает, какая часть лопасти в
азимуте ф—270° при косой обдувке работает в зоне обрат-
ного обтекания. На максимальной скорости полета р = 0,36.
Допускать увеличение р выше предельных значений нельзя,
так как это резко уменьшит общую тягу несущих винтов и
повысит уровень вибрации вертолета.
Поскольку скорость встречного воздушного потока в
поступательном полете, складываясь с окружной скоростью
лопасти в ее концевом сечении, изменяется по синусоидаль-
ному закону , то по такому же закону будет изменяться
подъемная сила лопасти:
Л~Су0,7Рл
Р^л
2
где в общем случае
1У, = У(юА +l V cos A sin ф)2 ;+,(&! +1 V sin А)2.
2 Зак, 3154дсп 17
При этом своего максимального значения Ул достигает
в азимуте -ф = 90° и минимального — в азимуте •ф = 270°.
Такое изменение подъемной силы лопастей каждого из вин-
тов, если лопасти закреплены па втулке жестко, вызывает
нагружение корневых сечений лопастей знакопеременными
изгибпыми напряжениями. Кроме того, в этом случае на
втулки будут передаваться кренящие моменты Мкр
(рис. 1.13): у ВНВ—вправо, у НЫВ — влево. Для умень-
Рис. 1.13. Схема возникновения кренящих моментов
шения кренящих моментов и разгрузки лопастей от знако-
переменных нагрузок лопасти крепятся к втулкам с
помощью горизонтальных и вертикальных шарниров.
Исследования, проводимые Н. Е. Жуковским, показали,
что если несущий винт обдувается в плоскости вращения
со скоростью V или продвигается в плоскости вращения с
18
।ой же скоростью, то при одной и той же мощности, затра-
чиваемой на его вращение, тяга винта с увеличением ско-
рости растет.
Формула тяги идеального винта в поступательном поле-
!»• будет иметь вид
Т = 2pF0Mv’1V,
где v'i — средняя потребная индуктивная скорость в посту-
пательном полете.
Физическая сущность явления заключается в том, что с
увеличением поступательной скорости несущий винт взаи-
модействует с большей массой воздуха, т. е. увеличивается
секундный расход воздуха через несущие винты.
У реальных винтов тяга зависит от поступательной ско-
рости и угла атаки несущих винтов А за счет изменения
коэффициента Ст. При А=0, когда поток скользит вдоль
плоскости вращения, тяга возрастает с увеличением скоро-
Рис. 1.14. Зависимость тяги винтов от скорости поле-
та вертолета и угла атаки НВ
а*
19
сти полета за счет увеличения секундного расхода. Если
углы атаки несущих винтов уменьшать, то тяга будет
уменьшаться за счет уменьшения углов атаки лопастей
(рис. 1.14).
При увеличении скорости вертолета одновременно
уменьшаются углы атаки несущих винтов, так как чем
больше скорость, тем больший потребуется наклон несу-
щих винтов в сторону полета. Поэтому за счет увеличения
скорости тяга растет, а за счет уменьшения углов атаки
она одновременно уменьшается. До определенной скоро-
сти (Уэк) тяга будет возрастать, а при дальнейшем уве-
личении скорости она будет уменьшаться как за счет
уменьшения углов атаки, так и за счет расширения зон
обратного обтекания.
§ 6. МАХОВЫЕ ДВИЖЕНИЯ ЛОПАСТЕЙ
Шарнирное крепление лопасти к втулкам дает им воз-
можность под действием аэродинамических и массовых сил
совершать маховые движения. В плоскости взмаха на ло-
пасть действуют:
— подъемная сила Ул;
— сила тяжести Сл;
— центробежная сила Едб.
Под действием суммы этих сил (рис. 1.15) лопасть под-
нимается над плоскостью вращения, образуя угол взмаха
Рвзм- Наибольшее влияние па угол взмаха оказывают аэро-
динамический момент лопасти, частота вращения несущих
винтов и скорость полета.
Рис. 1.15. Силы, действующие на лопасть в плоскости взмаха
В режиме осевого обтекания несущих винтов мгновен-
ная тяга лопасти и ее аэродинамический момент относи-
20
только ГШ не зависят от азимутального положения, т. е.
при неизменных шаге и частоте вращения несущих винтов
угол взмаха лопасти остается постоянным. Все лопасти
образуют с плоскостью вращения постоянный во всех ази-
мутах угол ро, который в данном случае называется уг-
лом конусности несущего винта.
В режиме косого обтекания мгновенная тяга лопасти
н ее аэродинамический момент зависят от угла азимуталь-
ного положения. При движении лопасти к азимуту 4 = 90°
скорость обтекания в плоскости вращения и подъемная си-
ла увеличиваются, лопасть получает дополнительную ско-
рость взмаха (’УВЗм) вверх. Это приводит к уменьшению
угла атаки и подъемной силы. При движении лопасти к
азимуту if=270° скорость обтекания в плоскости вращения
и подъемная сила будут минимальными, поэтому лопасть
получит дополнительную скорость взмаха вниз. Это при-
ведет к увеличению угла атаки и подъемной силы. Ука-
занные обстоятельства ограничивают маховые движения
лопастей, являясь аэродинамической компенсацией
взмаха.
Учитывая, что при взмахе на лопасть действуют инер-
ционные силы, максимальный и минимальный углы взма-
ха не будут совпадать с максимумом и минимумом подъ-
емной силы, т. е. при прохождении азимута 4 = 90° ло-
пасть будет иметь максимальную скорость, но не макси-
мальный угол взмаха. Аналогично в азимуте 4 = 270° ло-
пасть имеет максимальную скорость взмаха вниз, но не
минимальный угол (рис. 1.16).
Маховые движения лопастей вызывают завалы конусов
вращения ВНВ и ННВ, что увеличивает расход органов
управления, а также может привести к опасному сближе-
нию лопастей верхнего и нижнего несущих винтов. В свя-
зи с этим, хотя маховые движения демпфируются за счет
аэродинамической компенсации, вводится механический
регулятор взмаха (рис. 1.17), который при взмахе лопасти
вверх уменьшает ее установочный угол (что приводит к
уменьшению подъемной силы и ограничению взмаха
вверх), а при взмахе вниз, наоборот, увеличивает его. Сте-
пень действия регулятора взмаха определяется его харак-
теристикой К, которая равна тангенсу угла регулятора
взмаха:
,, а ,
К = —= tga1(
Ъ
21
'V = 90°
Рис. 1.16. Изменение углов атаки элемента лопасти при маховых движениях лопасти
22
где а — вынос поводка ОШ от оси ГШ;
Ь — кинематический радиус поводка ОШ.
Рис. 1.17. Принцип действия регулятора взмаха
Величина характеристики регулятора взмаха (cri=36°,
К=0,726) оказывает непосредственное влияние на сближе-
ние лопастей ВНВ и ННВ в поступательном полете и вы-
бирается таким образом, чтобы обеспечить достаточное
расстояние при сближении лопастей на всех режимах по-
лета.
Продольное и поперечное управление вертолетом осу-
ществляется отклонением автоматов перекоса, что вызы-
вает циклическое изменение углов установки лопастей и
дополнительные маховые движения. Дополнительные ма-
ховые движения отстают от циклического изменения угла
установки лопастей и регулятора взмаха приблизительно
на 90°, а для винтов с регулятором взмаха — приблизи-
тельно на 90° — <ц. Поэтому управление на вертолете де-
лается с опережением на угол A'ipynP=61o и конструктив-
но достигается установкой двуплечих промежуточных ка-
чалок АВС (рис. 1.18) на ползушках ВНВ и ННВ.
При вращении и взмахе лопасть участвует в двух дви-
жениях: вращательном и поступательном. Это вызывает
возникновение дополнительной кариолисовой силы, кото-
рая увеличивает (при увеличении угла взмаха) или умень-
23
Рис. 1.18. Схема регулятора взма
ха и его параметры
Рис. 1.19. Изменение скорости вращения при
взмахе лопасти
24
шает (при уменьшении угла взмаха) скорость движения
лопасти в плоскости вращения (рис. 1.19). Описанное яв-
ление основывается на законе сохранения энергии.
р. __ т (<»ого)2 т (<Vi)2 т (^г)2 _ consf
2 2 2
поэтому, если г0<г2, то >о>0^>о>2-
Знакопеременное нагружение лопастей в плоскости
вращения вызывает необходимость установки вертикаль-
ных шарниров.
§ 7. СБЛИЖЕНИЕ ЛОПАСТЕЙ
Маховые движения лопастей и завалы конусов враще-
ния винтов определяются изменением угла взмаха лопасти
р за один оборот несущих винтов. На рис. 1.20 представ-
Рис. 1.20. Изменение углов взмаха ВНВ и ННВ
по азимуту
25
лены величины взмаха концов лопастей от плоскости от-
счета в функции азимута ННВ (фн) для минимальной и
максимальной скоростей установившегося горизонтального
полета. Из рисунка видно, что на малых скоростях полета
(ц=0,062) максимальный угол взмаха ВНВ находится в
азимуте ф~ 120°, а ННВ — в азимуте ф~210°, т. е. ко-
нус ВНВ завален назад и влево, а конус ННВ — назад и
вправо. На скоростях полета, близких к максимальным
(ц = 0,359), наибольший угол взмаха лопастей ВНВ имеет
место в азимуте ф~260°, а ННВ — в азимуте ф» 110°,
т. е. в этом случае конус ВНВ завален назад и вправо, а
ННВ — назад и влево.
Таким образом, на малых скоростях полета наиболь-
шее сближение лопастей ВНВ и ННВ имеет место слева
по полету. При увеличении скорости сближение смещается
по азимуту и на скоростях, близких к максимальным, име-
ет место справа по полету.
Конструкция соосных винтов имеет ту особенность, что
лопасти ВНВ могут проходить над лопастями ННВ лишь
в строго определенных шести точках азимутального поло-
жения. Азимуты встреч зависят от отсчитываемого по хо-
ду часовой стрелки угла сдвига фаз между несущими вин-
тами, т. е. от угла между осью лопасти одного из винтов,
Рис. 1.21. Азимуты встреч лопастей ВНВ и ННВ
26
находящейся в азимуте 0, и осью близлежащей лопа-
сти другого винта. Для угла сдвига фаз Дф=25° азимуты
встреч лопастей показаны на рис. 1.21. Следовательно, на
малых скоростях полета максимальное сближение будет в
азимутах 4=227,5° и ф = 287,5°, а на максимальной ско-
рости— в азимуте ф= 107,5° (отсчет по ННВ).
Опыт летных испытаний соосных вертолетов показыва-
ет, что основными факторами, влияющими на сближение
концов лопастей, являются скорость полета, режим полета
(торможение, разгон и т. п.), резкое перемещение (дача)
ручки ППУ, положение педалей. Сближение лопастей при
различных маневрах вертолета определяется соответству-
ющими сочетаниями перечисленных факторов, но действие
их не зависит одно от другого. Наиболее неблагоприятным
сочетанием оказалось следующее:
— энергичное торможение со скорости 130—140 км/ч;
— перемещение правой педали вперед до упора;
— взятие ручки ППУ на себя на 2/3 хода.
Расстояние между концами лопастей в этом случае в
азимутах 227,5 и 287,5° оказывается равным (440+
+240) мм, т. е. гарантированный запас по сближению со-
ставляет около 13% от расстояния между втулками несу-
щих винтов.
Для обеспечения полученных в испытаниях запасов по
сближению лопастей при регулировке управления (устра-
нении разворота на висении) необходимо следить, чтобы
балансировочное положение педалей на режиме висения в
штиль было равно 0+ +5 мм, т. е. не должно быть откло-
нения левой педали вперед.
§ 8. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ ВИНТОВ
Аэродинамические силы винтов складываются из сум-
мы аэродинамических сил лопастей, которые образуются
суммой аэродинамических сил элементов лопастей.
Аэродинамические силы элемента лопасти
При обтекании элемента лопасти потоком воздуха со
скоростью We на нем возникают:
— подъемная сила Уе, действующая перпендикулярно
набегающему потоку;
— сила лобового сопротивления Хе, действующая в
сторону, противоположную движению элемента лопасти по
направлению набегающего потока.
Эти элементарные силы являются составляющими пол-
ной аэродинамической силы элемента Проекция силы
27
Рис. 1.22. Силы, возникающие на элементе лопасти
/?е на ось вращения несущих винтов даст элементарную
тягу Те, а проекция на плоскость вращения — элементар-
ную силу сопротивления вращению Qe. Из рис. 1.22 видно,
что элементарная тяга Те меньше проекции Уе на ось вра-
щения на величину проекции Хе на эту же ось, а элемен-
тарная сила сопротивления состоит из проекций на пло-
скость вращения сил Уе и Хе, которые представляют собой
соответственно элементарные силы индуктивного и про-
фильного сопротивлений.
Следовательно, для того чтобы элемент лопасти про-
двигался в воздушном потоке и мог создавать силу тяги,
к нему необходимо приложить силу для преодоления мо-
мента сопротивления от силы
Qe == ^Qhhh "Ь AQnp-
Аэродинамические силы лопастей и винтов
На каждую из лопастей обоих несущих винтов, кроме
сил, указанных в § 6, действуют силы сопротивления вра-
щению, которые преодолеваются моментами на валах НВ,
создаваемыми силовой установкой (рис. 1.23). Сумма сил
Rn, действующих на лопасть в вертикальной плоскости,
приложена к ГШ и направлена вдоль лопасти. Поэтому
лопасть занимает определенное положение в этой плоско-
28
Рис. 1.23. Силы, возникающие на лопастях и на НВ •
сти. Сложив равнодействующие сил каждой лопасти несу-
щих винтов, получим общую тягу несущего винта Т. При
осевом обтекании несущих винтов их тяги направлены по
оси вращения. Момент от массовых сил (Сл, Ацб) в этом
случае отсутствует, центробежные силы во всех азиму-
тальных положениях лопастей лежат в плоскости, перпен-
дикулярной оси вращения (рис. 1.24,а). При косом обте-
кании несущих винтов с шарнирной подвеской лопастей
тяги совпадают с осями конусов вращения. Чтобы полу-
чить поступательный полет, конусы вращения обоих вин-
тов ручкой ППУ через автоматы перекоса отклоняются в
направлении полета. При этом тяга винтов отклоняется в
ту же сторону на определенный угол е (рис. 1.24, б). Изме-
нение положения оси конусов вращения относительно оси
вращения несущих винтов вызывает возникновение момен-
та от массовых сил лопастей. Центробежные силы уже
лежат в разных плоскостях, параллельных основанию ко-
нуса вращения винта, образуя пару сил. Направление дей-
ствия этой пары зависит от того, относительно какой оси
вертолета она рассматривается. Таким образом, центро-
бежные силы лопастей при изменении циклического шага
создают момент Afm, изменяющий угол тангажа или кре-
на вертолета.
Так как в полете тяги несущих винтов не совпадают с
осью их вращения, они раскладываются на составляющие
Рис. 1.24. Возникновение шарнирного момента
29
Тх, Ту и Tz по осям связанной или скоростной системы
координат (рис. 1.25). В связанной системе координат ось
У1 направлена по оси вращения несущих винтов, ось Xi
перпендикулярна оси вдоль строительной горизонтали
фюзеляжа, а ось Zj перпендикулярна осям и У1. Начало
координат — в центре тяжести вертолета. В скоростной си-
стеме ось X направлена по вектору скорости полета, ось
У перпендикулярна ей вверх, а ось Z перпендикулярна
осям X и У.
у
Рис. 1.25. Связанная и скоростная системы координат
Если перемещать вертолет с работающими несущими
винтами в воздушном пространстве, то вследствие косой
обдувки конусы вращения ВНВ и ННВ получат завалы
назад и в стороны, т. е. составляющая Тх будет направле-
на против полета. Но горизонтальный полет вертолета
осуществляется с помощью несущих винтов за счет со-
ставляющей Тх, -направленной в сторону полета. 11оэтому
продольно-поперечное управление должно обеспечивать
возможность не только компенсировать завалы конусов вра-
щения назад, но и создать такую составляющую Тх, кото-
рая позволяла бы достичь максимальной скорости полета.
Поэтому продольно-поперечное управление обеспечивает на-
клоны автоматов перекоса вперед на 4°30', а назад па 3°20',
т. е. завалы конусов вращения назад компенсируются до-
полнительным ходом продольного управления (рис. 1.26).
Боковые составляющие тяг TZB и TZH и их моменты от-
носительно продольной оси вертолета действуют в проти-
воположные стороны и частично компенсируются. Однако
30
вследствие большего плеча относительно центра тяжести
вертолета боковая сила ВНВ создает больший кренящий
момент, который должен быть компенсирован отклонением
ручки ПНУ вправо на малых и влево на больших скоро-
стях полета.
Рис. 1.26. Аэродинамические силы винтов в связанной системе коор-
динат
§ 9. АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ КОМПОНОВКА
ВЕРТОЛЕТА
Аэродинамические характеристики вертолета определя-
ются величиной, направлением аэродинамических сил, воз-
никающих на всех его элементах, и их зависимостями от
режима полета. Аэродинамическая компоновка вертолета
должна обеспечивать наивыгоднейшее соотношение этих
сил на крейсерских режимах полета и приемлемое их со-
отношение во всем диапазоне допустимых режимов с сох-
ранением необходимой устойчивости и управляемости. Вы-
сокие аэродинамические характеристики вертолета с уче-
том интерференции потоков от составляющих его частей
достигаются правильным .выбором формы фюзеляжа, фор-
мы и расположения оперения, количества и формы высту-
пающих элементов конструкции.
Вертолет имеет фюзеляж обтекаемой формы, на хво-
стовой части которого крепится горизонтальное и верти-
кальное оперения.
Горизонтальное оперение в виде стабилизатора с по-
стоянным углом установки, равным 0±15', обеспечивает
достаточную устойчивость вертолета по тангажу.
Вертикальное оперение представляет собой две киль-
шайбы с рулями направления. Для улучшения характери-
стик путевой устойчивости и управляемости каждая из
31
кильшайб снабжена неуправляемым предкрылком и раз-
вернута носком к оси фюзеляжа на угол 12°30'.
Из рис. 1.27 видно, что вертолет без несущих винтов
на углах атаки, близких к нулю, практически не создает
подъемной силы, но имеет значительное сопротивление. С
увеличением угла атаки вертолет создает положительную,
а с уменьшением—отрицательную подъемную силу. На-
клон оси несущих винтов вперед на 4°30' обеспечивает на
крейсерских режимах полета оптимальное соотношение
сопротивления и положительной подъемной силы верто-
лета.
Рис. 1.27. Аэродинамические харак-
теристики фюзеляжа
Суммарное лобовое сопротивление от обдувки фюзеля-
жа несущими винтами и встречным потоком воздуха при
поступательном движении вертолета называется вредным
сопротивлением, которое определяется по формуле
где сх Вр — коэффициент лобового сопротивления;
SM — площадь сечения фюзеляжа по миделю;
V — скорость встречного потока воздуха.
Для изучаемого вертолета величина crnpSu = 3,63,
что почти на 20% меньше, чем у вертолета Ка-25. Умень-
шение сопротивления достигнуто в основном за счет
уменьшения угла разворота кильшайб оперения.
32
§ 10. ПОТРЕБНАЯ И РАСПОЛАГАЕМАЯ
МОЩНОСТИ
В установившемся горизонтальном полете мощность,
подводимая к несущим винтам, расходуется на преодоле-
ние момента сопротивления вращению несущих винтов и
на преодоление сопротивления ненесущих частей вертолета
(вредного сопротивления). Поэтому суммарная потребная
мощность будет состоять из индуктивной, .профильной и
вредной мощностей:
А^ПОТр А^иид l+; А\,р "Н А^вр.
Индуктивная мощность (л. с.) затрачивается на пре-
одоление сопротивления, возникающего на каждой из ло-
пастей за счет отклонения назад суммарной подъемной
силы Ул:
Tv.
N =—-
инд 75
Из формулы тяги идеального винта в поступательном
полете (§ 5)
2PF0MV ’
Из формулы видно, что чем больше скорость полета,
тем меньше средняя потребная индуктивная скорость, а
следовательно, и мощность на преодоление индуктивного
сопротивления.
На режиме висения индуктивная мощность максималь-
ная, она составляет около 75% всей потребной мощности
на висении, так как в этом случае т/мии- С увеличением
скорости полета индуктивная мощность уменьшается и на
максимальной скорости составляет около 15% потребной
мощности. С увеличением высоты полета индуктивная
мощность возрастает, так как при уменьшении плотности
воздуха р увеличивается т/ .
Профильная мощность (л. с.) затрачивается на преодо-
ление профильного (лобового) сопротивления лопастей не-
сущих винтов:
где Qnp — среднее профильное сопротивление лопастей;
со — угловая скорость вращения несущих винтов;
3 Зак. 3154дсп
33
г — расстояние точки приложения равнодействую-
щей профильного сопротивления от оси враще-
ния.
На режиме висения профильная мощность составляет
около 25% всей потребной мощности. С увеличением ско-
рости полета профильная мощность возрастает, так как
среднее профильное сопротивление лопастей растет пропор-
ционально квадрату скорости обтекания, а также в связи
с увеличением угла установки лопастей. На максимальной
скорости полета профильная мощность составляет около
30% всей потребной мощности.
С увеличением высоты полета, несмотря на падение
плотности воздуха, профильное сопротивление, а следова-
тельно, и мощность возрастают. Это объясняется тем, что
с уменьшением плотности воздуха уменьшается его се-
кундный расход и тяга несущих винтов падает. Поэтому
летчик вынужден увеличивать угол установки лопастей,
что ведет к росту cxnp, °т которого зависит Q11V. Рост
сх пр сказывается существеннее, чем падение плотности воз-
духа.
Вредная мощность (мощность движения) (л. с.) затра-
чивается на создание поступательного движения вертоле-
та, т. е. на преодоление сопротивления его ненесущих ча-
стей:
На режиме висения вредное сопротивление практиче-
ски равно нулю, так как отсутствует перемещение верто-
лета. Фюзеляж и оперение на висении создают сопротив-
ление потоку воздуха, отбрасываемому несущими винта-
ми, но это сопротивление сравнительно мало и им можно
пренебречь. С ростом скорости полета вредная мощность
быстро растет (пропорционально V3) и па максимальной
скорости составляет около 55% всей потребной мощности.
С увеличением высоты полета при постоянной прибор-
ной скорости вредная мощность будет возрастать, так как
растет истинная скорость, влияние роста которой сказыва-
ется сильнее, чем падение плотности воздуха.
Сумма всех потребных мощностей дает общую, потреб-
ную для полета вертолета мощность (рис. 1.28). С увели-
чением скорости полета потребная мощность вначале
уменьшается за счет уменьшения МШд> а при дальнейшем
разгоне увеличивается в основном за счет увеличения
Д/вр. Наибольшая мощность требуется на максимальной
скорости.
34
Рис. 1.28. Кривые потребной и располагаемой мощно-
стей
Увеличение полетной массы вызывает увеличение удель-
ной нагрузки на ометаемую площадь и, следовательно,
увеличение погребной тяги, рост которой достигается уве-
личением общего шага и увеличением мощности, подво-
димой к несущим винтам. Изменение потребной мощности
от массы
з
С увеличением высоты полета потребная мощность из-
меняется по сложному закону. Грубо можно считать, что
мощность для горизонтального полета с увеличением вы-
соты увеличивается пропорционально росту истинной ско-
]/' IL
рости полета, т. е. в к рн раз. Поэтому кривые по-
требных мощностей с увеличением высоты сдвигаются
вверх и вправо, скользя по касательной, проведенной из
начала координат к кривой, соответствующей нулевой вы-
соте (рис. 1.29).
Располагаемая мощность — это мощность, которую
может развить силовая установка в условиях полета с
35
Рис. 1.29. Зависимость потребной и располагаемой мощно-
стей от массы вертолета и высоты полета
учетом потерь. Она определяется как разность между эф-
фективной мощностью двигателей и суммарной потерей
мощности: . __
36
Nрасп — (Npe/l + Л^вент ~E А/агр -| 2VBx Т"i обогр)>
где Л^ред — потери в редукторе (4—6%);
Адвент — мощность на привод вентилятора (1—2%);
Магр—мощность на привод агрегатов (0,7—2%);
Авх — потери мощности во входных устройствах дви-
гателей (1—2%);
Л^обогр — мощность на обогрев кабин и отсеков (1—3%).
Отношение располагаемой мощности к эффективной на-
зывается коэффициентом использования мощности, кото-
рый для соосных вертолетов с ГТД имеет величину
5=-^-^о,85—о.эз.
Зависимость располагаемой мощности от высоты поле-
та и температуры окружающего воздуха выражается вы-
сотными и климатическими характеристиками (рис. 1.30).
С изменением скорости полета располагаемая мощность
практически остается постоянной.
Глава 2
РЕЖИМЫ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА
§1. ВЕРТИКАЛЬНЫЕ РЕЖИМЫ
Вертикальные режимы являются основными расчетны-
ми режимами полета вертолета. Однако они являются тя-
желыми и неэкономичными, так как условия работы несу-
щих винтов на месте в прямой обдувке ухудшены, что тре-
бует большой мощности. Кроме того, на вертикальных ре-
37
жимах полета ухудшается устойчивость вертолета, огра-
ничивается запас управления в продольном отношении.
Поэтому техника пилотирования вертолета на указанных
режимах усложнена (особенно при отсутствии автоматиче-
ской стабилизации) и требует от летчика особого внимания.
Висение
Режимом висения называется полет вертолета при от-
сутствии перемещения относительно земной или водной
поверхности.
Висение выполняется перед каждым полетом для про-
верки работы силовой установки, управления, определе-
ния центровки и возможности взлета по-вертолетному в
данных атмосферных условиях. Режим висения часто ис-
пользуется при выполнении поисковых операций.
При висении на вертолет действуют (рис. 2.1):
— сила тяжести G;
— суммарная тяга ННВ и ВНВ Т;
— вредное сопротивление фюзеляжа QBP;
— подъемная сила стабилизатора УСт-
Рис. 2.1. Схема сил на висении
Если силами QBP и Уст пренебречь из-за их сравнитель-
но небольшой величины, то для установившегося висения
необходимо, чтобы суммарная тяга винтов уравновешива-
ла силу тяжести и сумма моментов относительно каждой
из осей вертолета была равна нулю:
7 = 0; 27И^ = 0; = 2Ж = 0.
38
Такого соотношения сил и моментов летчик добивает-
ся балансировочным отклонением органов управления.
Потребная и располагаемая мощности на висении
Потребная мощность для висения — мощность, необхо-
димая для создания винтами тяги, уравновешивающей си-
лу тяжести вертолета. Эта мощность состоит из индуктив-
ной и профильной мощностей:
Г Nn вис = Л^инд +' N„p.
Так как ’1УИНД=*—7-(гл. 1> § 10)> а
75
(гл. 1, § 3), то при Т = G
инд 75 |/ 2РД0М
, / Т
Т’1ВИС“1/
Таким образом, на висении индуктивная мощность за-
висит от массы вертолета и атмосферных условий. С уве-
личением высоты висения и массы вертолета возра-
стает, так как для создания тяги на большей высоте при
большей массе потребуется больший шаг несущих винтов.
По этой же причине возрастает N-пр, так как с увеличением
шага увеличивается профильное сопротивление.
Располагаемая мощность на висении —это мощность,
заданная двигателям и подводимая к несущим винтам с уче-
том потерь. Располагаемая мощность (рис. 2.2) с увеличе-
нием высоты уменьшается.
Рис. 2.2. Изменение потребной и располагаемой мощ-
ностей в зависимости от высоты висения
39
Так как потребная мощность с увеличением высоты
растет, а располагаемая уменьшается, то на некоторой вы-
соте эти мощности будут равны между собой на взлетном
режиме работы двигателей. Эта высота является потолком
висения или статическим потолком вертолета для данных
условий. От величины и соотношения потребной и распо-
лагаемой мощностей зависит избыток мощности ДА', сле-
довательно, и величина потолка висения, которая отража-
ет летные качества вертолета на вертикальных режимах
полета.
Существенное влияние на величину статического потол-
ка оказывает масса вертолета.
При висении вертолета вблизи земли винты создают
при той же подводимой к ним мощности большую тягу,
чем вдали от земли, за счет влияния эффекта воздушной
подушки, образующейся под винтами. Сущность явления
воздушной подушки заключается в том, что воздух, отбра-
сываемый винтами вниз, встречает экран — земную поверх-
ность и не может свободно рассеиваться в пространстве,
как при висении вдали от земли. Поток под винтами,
встречая экран, расширяется, статическое давление в нем
возрастает, разность давлений под винтами и над ними
становится больше и винты, опираясь на подушку уплот-
ненного воздуха, требуют на уравновешивание силы тяже-
Рис. 2.3. Изменение коэффициента тяги от отно-
сительной высоты висения
40
сти меньшую мощность. При постоянной мощности в зоне
влияния воздушной подушки винты будут создавать боль-
шую тягу, поэтому висение можно выполнять с повышен-
ной полетной массой вертолета (рис. 2.3). Влияние воз-
душной подушки уменьшается с подъемом вертолета и
практически исчезает на высоте, равной диаметру несущих
винтов. Наибольшего эффекта влияние воздушной подуш-
ки достигает на высоте 0,5—1 м от земли до колес шасси.
Прирост тяги в этом случае достигает 10—12,%. При ви-
сении в зоне влияния воздушной подушки вертолет более
устойчив в шродольно-поперечном отношении. Это объяс-
няется тем, что при возникновении наклона конуса враще-
ния у опускающейся его части эффект воздушной подуш-
ки больше.
Методика выполнения висения и летные ограничения
Перед выполнением висения вертолет рекомендуется
развернуть против ветра.
Плавным увеличением общего шага отделить вертолет
от земли, сбалансировать его и снять нагрузки с органов
управления. Набрать заданную высоту висения, которая
выдерживается движениями ручки общего шага. От сме-
щений над заданным местом вертолет удерживается пере-
мещениями ручки ППУ, а выдерживание направления осу-
ществляется педалями. Положение ручки ППУ зависит от
центровки вертолета и направления ветра. По запасам
управления боковая и попутная составляющие скорости
ветра (суммарного воздушного потока) при висении у зем-
ли (над палубой) не должны превышать 10 м/с.
Висение, как правило, выполняется против ветра, так
как в этом случае вертолет более устойчив в путевом отно-
шении, винты работают в режиме косой обдувки, потребля-
ется меньшая мощность. Развороты на висении, особенно
при сильном ветре, требуют повышенного внимания, так
как ветер влияет на скорость разворота, а это требует от
летчика необходимости поддерживать скорость разворота
соответствующим отклонением педалей. Для устранения
сноса ручка ППУ должна быть всегда отклонена в сторо-
ну, противоположную направлению ветра. Поэтому ею не-
обходимо производить круговое движение в сторону про-
тив разворота.
Контрольное висение выполняется на высоте 2—3 м.
При полетах с корабля масса вертолета должна быть та-
кой, чтобы зависание на этой высоте обеспечивалось ра-
ботой двигателей на режиме не выше номинального. Име-
41
ющийся при этом запас мощности необходим для компен-
сации тяги винтов при исчезновении эффекта воздушной
подушки после прохода борта корабля.
Рекомендуемые рабочие высоты висения: над сушей —
до 10 м, над водной поверхностью — не менее 15—20 м.
Выбор указанных высот обусловлен:
— над сушей — нахождением вертолета вне опасной
зоны «высота — скорость»;
— над водой — интенсивностью забрызгивания на мень-
ших высотах, необходимым запасом высоты для наполне-
ния аварийных баллонет в случае отказа силовой установ-
ки и характеристиками автопилота, которые на этой высоте
обеспечивают оптимальное качество стабилизации и безо-
пасность в случае отказа канала высоты.
Вертикальный набор высоты
Вертикальный набор высоты является более тяжелым,
чем висение, режимом полета, так как для его выполнения
требуется большая мощность. Вертикальная скорость на-
бора высоты мала по сравнению с набором высоты по на-
клонной траектории, поэтому этот режим полета является
практически невыгодным. Низкая устойчивость и мень-
ший, чем на висении, запас мощности усложняет технику
пилотирования. Но этим причинам вертикальный набор
высоты применяется только в тех случаях, когда набор с
поступательной скоростью невозможен. Вертикальный на-
бор высоты является составной частью взлета по-вертолет-
ному.
При установившемся вертикальном наборе высоты на
вертолет действуют (рис. 2.4):
— сила тяжести G;
— суммарная тяга ННВ и ВНВ Т;
— вредное сопротивление фюзеляжа QBP;
— • подъемная сила стабилизатора Уст.
При установившемся наборе высоты, так же как и на
висении, необходимо, чтобы силы и моменты были уравно-
вешены:
T—G+\QBp +УСТ; 2^ = 0; М = 0;
Тяга несущих винтов при наборе высоты требуется
большая, чем на висейии, так как вертолет необходимо
разогнать до скорости V,, и поддерживать ее постоянной с
набором высоты. Суммарная тяга несущих винтов с подъе-
мом на высоту будет уменьшаться, так как уменьшается
42
плотность воздуха. Поэтому для обеспечения постоянства
скорости набора высоты необходимо увеличивать тягу вин-
тов увеличением установочного угла лопастей (общего ша-
га) в пределах имеющегося избытка мощности двигателей.
ИННИН
Рис. 2.4. Схема сил при вертикальном снижении
Потребная и располагаемая мощности
При вертикальном наборе высоты потребная мощность
больше, чем на висении, так как требуется большая тяга:
j/Vn иаб == Nп вис +1 .
Избыток мощности используется для подъема вертоле-
та массой G с вертикальной скоростью Vv:
Располагаемая мощность силовой установки при рабо-
те на взлетном режиме с подъемом на высоту уменьшает-
ся, поэтому уменьшается избыток мощности (рис. 2.2). По-
скольку вертикальная скорость зависит от избытка мощно-
сти и массы вертолета, постольку с увеличением высоты
опа будет уменьшаться и станет равной нулю на статиче-
ском потолке:
43
т/ — 75длг
G •
С увеличением полетной массы скорость подъема
уменьшается.
Методика выполнения набора высоты и ограничения
Для вертикального подъема вертолета рычаг общего
шага плавно перемещают вверх, не допуская падения обо-
ротов несущих винтов менее 88+1%. Реактивные момен-
ты обоих винтов возрастают в одинаковой степени, но так
как вертолет при отсутствии встречного потока не облада-
ет путевой устойчивостью, то постоянное направление не-
обходимо выдерживать балансировочным отклонением пе-
далей. При переходе к вертикальному набору высоты
вследствие передней центровки вертолет стремится к пи-
кированию и, следовательно, к перемещению вперед. В свя-
зи с этим ручкой ППУ необходимо удерживать вертолет от
возможных кренов и перемещений.
Вертикальный набор высоты может осуществляться до
потолка висения, однако в практике могут быть случаи,
когда потолок висения окажется очень малым, поэтому
подъем до нужной высоты необходимо выполнять осторож-
но, с небольшой вертикальной скоростью. В практике вер-
тикальный подъем производится до высоты, обеспечиваю-
щей безопасный проход над препятствиями с превышением
5—10 м.
Вертикальное снижение
Вертикальное снижение требует повышенной мощности
по сравнению со снижением по наклонной траектории. При
вертикальном снижении несущие винты работают в усло-
виях осевого обтекания, поэтому располагаемая тяга наи-
меньшая. Низкая устойчивость вертолета усложняет тех-
нику пилотирования, а возможность появления режима
вихревого кольца делает вертикальное снижение небезо-
пасным. В связи с указанными причинами применение его
ограничено. Оно является составной частью — элементом
посадки вертолета. С большой высоты вертикальное сни-
жение применяется при невозможности выполнять сниже-
ние с поступательной скоростью.
При установившемся вертикальном снижении с малой
скоростью на вертолет действуют те же силы, моменты,
44
что на висении и вертикальном подъеме (рис. 2.4). Для
сохранения равномерности снижения суммарная тяга вин-
тов должна уравновешивать силу тяжести и вредное со-
противление:
7’ = G,+.QBp+,yCT; 2^=0; 2ЛГу = О; 2М, = 0.
По мере снижения вертолета располагаемая тяга винтов
будет возрастать вследствие увеличения плотности возду-
ха. Поэтому при выполнении снижения мощность, подводи-
мую к несущим винтам, необходимо постоянно уменьшать.
Режим вихревого кольца
Когда вертолет снижается вертикально или достаточно
круто (0сн^7О°) планирует с работающими двигателями,
то под несущими винтами и над ними образуются зоны
раздела воздушных потоков. Сверху в этой зоне происхо-
дит отрыв части воздуха, захватываемой винтами, от от-
носительно неподвижной части воздушного пространства,
а снизу — встреча двух потоков: отбрасываемого винтами
со скоростью 2Т\ и встречного, движущегося со скоростью
Vy (рис. 2.5, а). В момент встречи этих потоков скорости
их выравниваются и с поверхности раздела масса воздуха
вытесняется наружу радиально и вверх за пределы поверх-
ности, отметаемой несущими винтами. Частично воздух
перетекает из области повышенного давления под винтами
в область пониженного давления над винтами. Это пере-
текание незначительно и вредного влияния на работу вин-
тов не оказывает, лишь частично уменьшает тягу, что сос-
тавляет концевые потери несущих винтов.
При увеличении вертикальной скорости снижения более
2—3 м/с поверхности разделов сближаются. Струйки воз-
духа, отраженные от нижней поверхности раздела, идут
вверх и попадают в область над винтами, подсасываются
ими и проходят через них снова (рис. 2.5, б). Поверхности
раздела и вихревые потоки неустойчивы. Они колеблются
и непрерывно разрушаются основным потоком воздуха. Это
вызывает колебания вертолета, толчки на несущие винты,
ухудшение управляемости.
При еще большем увеличении скорости снижения
(рис. 2.5, в) поверхности раздела еще больше сближаются,
а вихревые потоки замыкаются вокруг плоскости вращения
винтов в виде тороидальной поверхности, которая с наруж-
ной стороны обтекается снизу вверх встречным потоком.
Таким образом, при вертикальном (или близком к нему)
45
К») V*.= 5т 7м/с
Рис. 2.5. Схема возникновения вихревого кольца
г) Vy > 10 м/с
снижении вертолета с работающими двигателями какой-то
объем воздуха может циркулировать через плоскости вра-
щения несущих винтов много раз, образуя при этом так
называемое вихревое кольцо, т. е. поток воздушных масс,
циркулирующий вокруг винтов. Такое течение неустойчиво,
46
так как при его возникновении резко уменьшается сила тя-
ги винтов, а с ее исчезновением исчезает и описанное явле-
ние. С исчезновением вихревого кольца сила тяги растет
и все повторяется снова. При этом возникают броски вер-
толета, исчезает управляемость.
При увеличении скорости вертикального снижения бо-
лее 10 м/с вихревое кольцо будет отставать от винтов,
смещаясь вверх за счет большого подпора воздуха снизу
(рис. 2.5, г). При этом управляемость начинает восстанав-
ливаться. По достижении скорости 1^=12—16 м/с винты
переходят на режим вертикальной авторотации.
В летной эксплуатации режим вихревого кольца может
возникнуть вследствие ошибок пилотирования, например,
при гашении поступательной скорости без добавления со-
ответствующей мощности или при превышении вертикаль-
ной скорости снижения на крутом планировании. Следова-
тельно, чтобы предотвратить попадание вертолета в режим
вихревого кольца, необходимо вертикальное снижение про-
изводить осторожно, не допуская превышения установлен-
ных вертикальных скоростей.
Нахождение вертолета в режиме вихревого кольца
опасно, поэтому при появлении первых признаков этого
режима (самопроизвольное увеличение оборотов несущих
винтов, тряска, броски вертолета, ухудшение управляемо-
сти) необходимо плавным увеличением общего шага несу-
щих винтов восстановить заданную скорость снижения. Ес-
сли запаса мощности нет или режим развился так, что до-
бавление мощности не дает результатов, необходимо руч-
кой ППУ перевести вертолет в поступательный полет.
Получив поступательную скорость, вертолет выходит из
режима вихревого кольца, так как винты получают косую
обдувку. При невозможности такого вывода вертолета
вследствие отсутствия управляемости, но при наличии за-
паса высоты необходимо, уменьшив общий шаг винтов,
перевести их на режим самовращения, при «котором верто-
лет обретает управляемость, и затем придать вертолету по-
ступательную скорость.
Методика выполнения вертикального снижения
Для выполнения вертикального снижения ручка общего
шага плавно, короткими движениями опускается вниз, руч-
кой ППУ предотвращаются перемещения в продольном от-
ношении, крены и перемещения в стороны. Педалями
47
предотвращаются развороты, так как вертолет не облада-
ет путевой устойчивостью.
Вертикальное снижение может осуществляться от потол-
ка висения до земли при невозможности планирования по
наклонной траектории из-за препятствий или по тактиче-
ским соображениям. До высот 150—200 м снижение вы-
полняется с поступательной скоростью. При снижении с
высоты 200 м до высоты 10 м скорость вертикального сни-
жения более 2 м/с не допускается. С высоты 10 м и менее
вертикальная скорость снижения не должна превышать
0,2 м/с.
Необходимо помнить, что вертикальное снижение с вы-
соты 150—200 м представляет собой полет в опасной зоне
«высота — скорость», определенной из условия безопасной
посадки при отказе силовой установки. Поэтому оно до-
пускается только для отработки и выполнения задач бое-
вого применения.
§ 2. НАБОР ВЫСОТЫ С ПОСТУПАТЕЛЬНОЙ
СКОРОСТЬЮ
По сравнению с вертикальным подъемом набор высоты
с поступательной скоростью является более выгодным. Он
требует меньшей мощности, а вертикальная скорость вер-
толета при этом в 2—3 раза больше. Это объясняется тем,
что винты работают в косой обдувке, увеличивается рас-
полагаемая тяга, а потребная для полета мощность умень-
шается. Улучшается устойчивость вертолета, больше запас
управления, поэтому вертолет легче пилотировать. В связи
с этим набор высоты под углом к горизонту с поступатель-
ной скоростью является основным видом подъема верто-
лета. 1
Установившимся набором высоты называется прямоли-
нейный и равномерный полет вертолета с постоянным углом
подъема (рис. 2.6).
При наборе высоты угол тангажа не зависит от угла
подъема, а зависит от скорости полета и центровки верто-
лета, т. е. от степени отклонения ручки ППУ.
Силы, действующие на вертолет, раскладываются в ско-
ростной системе координат. При этом составляющая тяги
Тх является тянущей силой и направлена по линии полета
вперед, а составляющая Ту — подъемной силой, направлен-
ной перпендикулярно линии полета. Сила тяжести G рас-
кладывается на составляющие Gi и G2. Так как вертолет
движется с поступательной скоростью, действует сила
48
Рис. 2.6. Схема сил при подъеме по наклонной траектории
вредного сопротивления QBp. Условие равномерности и
прямолинейности полета обеспечивается следующим соот-
ношением сил и моментов:
7\==Qbp+G2) G2= Gsin ©наб;
Ty = Gl, Gj — Gcos0Ha6;
= 2^ = 0; ЦЛ1г = 0.
Такого соотношения сил и моментов летчик добивается
координированным отклонением органов управления, руко-
водствуясь показаниями приборов и положением вертолета
относительно горизонта.
Вертикальная скорость подъема
Вектор скорости полета вертолета при наборе высоты
раскладывают на горизонтальную Vx и вертикальную Vv
составляющие. Вертикальная составляющая определяется
из треугольника скоростей
Уу — Инаб sitl ©наб-
Зная величину избытка мощности на том или ином ре-
жиме полета, можно определить вертикальную скорость:
}/ 75ДЛ'
'G ’
Избыток мощности и, следовательно, вертикальная ско-
рость зависят от режима работы двигателей, атмосферных
условий, скорости полета и полетной массы вертолета. По
4 Зак. 3154дсп
49
кривым потребных и располагаемых мощностей, получен-
ным при аэродинамических расчетах, можно определить Vy
для любой допустимой скорости на различных режимах
работы двигателей. Зависимость вертикальной скорости от
поступательной скорости полета называют полярной диаг-
раммой подъема (рис. 2.7). На ней можно выделить сле-
дующие характерные режимы:
— режим вертикального подъема вертолета (©Иаб = 90°);
— максимальный угол наклона траектории набора на
данном режиме (©Наб = @макс)J
— режим набора с максимальной вертикальной скоро-
стью И НаИВЫГОДНеЙШИМ УГЛОМ набора (Vy = Гамаке,
©наб = 0НВ). Скорость полета, соответствующая данному
режиму, является наивыгоднейшей скоростью набора вы-
соты, она близка к экономической скорости горизонтально-
го полета;
— режим, при котором 0наб = О. Скорость, соответству-
ющая данной точке, является максимальной скоростью
горизонтального полета.
Таким образом, максимальная вертикальная скорость
подъема по наклонной траектории достигается на экономи-
ческой скорости полета. Изменяя мощность двигателей на
любой скорости полета, можно изменить вертикальную
скорость, но при любой заданной мощности максимальная
вертикальная скорость может быть достигнута на экономи-
ческой скорости полета.
С подъемом на высоту вертикальная скорость уменьша-
ется, так как уменьшается располагаемая и растет потреб-
ная мощность, т. е. уменьшается избыток мощности ДЛ^
50
(рис. 2.8)'. Наивыгоднейшая приборная скорость набора с
ростом высоты увеличивается.
Рис. 2.8. Изменение параметров набора высоты
Методика набора высоты с поступательной
скоростью
После разгона вертолета до наивыгодпейшей скорости
набора выбором ручки ППУ на себя необходимо перевести
вертолет в набор высоты и затяжелить винты до номиналь-
ного режима. Набор высоты, как правило, производится на
поминальном режиме работы двигателей. При необходимо-
сти можно использовать взлетный режим и режим ниже
поминального, не превышая допустимого времени непре-
рывной работы на режимах. Если установившийся набор
высоты выполняется на взлетном режиме, то приборная
скорость набора должна быть не менее 70 км/ч, что обус-
ловлено малым запасом мощности. Для получения наиболь-
шей скороподъемности, а значит и минимального времени
для набора заданной высоты, необходимо на всем протя-
жении подъема поддерживать наивыгоднейшую скорость
•Г
51
набора по прибору— 100—120 км/ч. В процессе набора
высоты необходимо систематически проверять показания
приборов контроля работы силовой установки и не допу-
скать падения оборотов несущих винтов ниже 87%.
При переходе с режима набора высоты в горизонталь-
ный полет необходимо установить заданную скорость поле-
та ручкой ППУ, затем рычагом общего шага установить
режим работы двигателей, соответствующий данной скоро-
сти полета.
В полете с включенным автопилотом на переходных ре-
жимах полета могут ощущаться незначительные толчки на
органах управления, которые не будут затруднять пилоти-
рование вертолета. Они связаны с особенностями работы
механизма управления от автопилота в рулевой системе
вертолета.
§ 3. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ ВЕРТОЛЕТА
Установившимся горизонтальным полетом вертолета
называется прямолинейный полет с постоянной скоростью
без набора высоты и без снижения.
Рис. 2.9. Схема сил в горизонтальном полете
52
Режим горизонтального полета является одним из основ-
ных режимов, так как он обычно занимает наибольшую
часть времени полета (рис. 2.9).
Для выполнения горизонтального полета суммарная
тяга обоих винтов ручкой ППУ через автоматы перекоса
отклоняется вперед. Вслед за этим из-за увеличения пики-
рующего момента вертолет будет уменьшать угол тангажа,
который зависит от скорости полета и центровки. С нара-
станием скорости полета появляются завалы конусов
вращения несущих винтов назад и в стороны, а также
возрастает вредное сопротивление, поэтому горизонтальная
составляющая тяги несущих винтов должна увеличиваться
перемещением ручки ППУ вперед и увеличением общего
шага. В горизонтальном полете на вертолет действуют:
— сила тяжести G;
— суммарная тяга ННВ и ВНВ Т=ТН+ТВ;
— вредное сопротивление фюзеляжа QBP;
— подъемная сила стабилизатора Уст.
Если подъемной силой стабилизатора пренебречь, а сум-
марную тягу винтов разложить в скоростной системе коор-
динат на составляющие Тх и Ту, то для установившегося
горизонтального полета:
^ = QBP; Ty = G-
В полете летчик добивается соблюдения указанных ус-
ловий координированным отклонением органов управления,
руководствуясь показаниями приборов и положением вер-
толета относительно горизонта.
Тяга и мощность в горизонтальном полете
Из схемы сил, действующих на вертолет в горизонталь-
ном полете, потребная тяга несущих винтов определяется
по формуле
т=-Ут*+'т*.
Так как Ty — G, Tx = QBp, то]
7 = J/^G2QbP или T=:G |/" 1 + ^у.
Из формулы видно, что тяга несущих винтов в горизон-
тальном полете должна быть больше, чем тяга на висении, в
53
раз, так как несущие винты кроме подъемной
силы должны создавать силу, движущую вертолет в на-
правлении полета.
На основании расчета строятся графики потребных и
располагаемых тяг в зависимости от массы вертолета и
скорости полета на различных режимах (рис. 2.10). Из
графика видно, что полет возможен в том диапазоне ско-
ростей, в котором располагаемая тяга больше потребной.
Рис. 2.10. Изменение потребной и располагаемой тяг
НВ в зависимости от скорости полета
Потребная для горизонтального полета мощность скла-
дывается из индуктивной, профильной и вредной (мощно-
сти движения):
Л/п Г.П == инд -ф Nпр + 7Vдв.
По кривым потребных и располагаемых мощностей мож-
но определить характерные скорости полета, которые име-
ют практическое значение.
54
Характерные скорости
горизонтального полета (рис. 2.11)
Рис. 2.11. Характерные скорости горизонтального полета
Минимальная скорость вертолета на высотах от земли
до потолка висения равна нулю. За потолком висения она
постепенно увеличивается до экономической скорости, до-
стигая ее на динамическом потолке вертолета. Такое изме-
нение минимальной скорости происходит из-за роста
потребной и уменьшения располагаемой мощности. На
предельной высоте избыток мощности становится равным
нулю. Полет на динамическом потолке теоретически можно
выполнять только на одной скорости, равной экономиче-
ской, поэтому практически длительный полет на динами-
ческом потолке невозможен, так как незначительные
отклонения в скорости приведут к потере высоты. Динами-
ческий потолок поэтому ограничивается запасом мощности,
при котором Vy=0,5 м/с (рис. 2.12).
Изучаемый вертолет может сохранить минимальную
скорость, равную нулю, до значительных высот (конкретная
высота висения зависит от массы вертолета и атмосферных
условий).
Практически минимальная скорость горизонтального
полета ограничивается 50 км/ч, так как на меньших скоро-
стях полета не работает указатель скорости. Кроме того,
п.| меньших скоростях появляется тряска, обусловленная
переходом работы несущих винтов с режима косого обте-
кания на режим осевого обтекания.
55
Рис. 2.12. Диапазон допустимых высот и скоростей полета
Экономическая скорость V0K—скорость, для полета на
которой требуется минимальная мощность.
На этой скорости с данным запасом горючего достига-
ется наибольшая продолжительность полета, а для полета
на заданное время расходуется минимальное количество
горючего. С подъемом на высоту истинная экономическая
скорость несколько увеличивается (за счет сдвига кривой
потребной мощности по касательной к ней из начала коор-
динат), а приборная экономическая скорость уменьшается
(вследствие приборных поправок и влияния высотного ко-
, , Л Г Р°
эффициента А = |/ — .
Г Ри /
Экономическую скорость целесообразно использовать
при выполнении операций по поиску и слежению в режиме
барражирования, а также при передаче целеуказания, ког-
да необходима наибольшая продолжительность нахождения
вертолета в воздухе.
Наивыгоднейшая скорость VHB — скорость, при полете
на которой обеспечивается минимальный километровый
расход горючего.
56
На этой скорости с данным запасом горючего достига-
ется наибольшая дальность полета, а для прохождения
заданного расстояния расходуется минимальное количество
горючего. С подъемом на высоту до 1000 м истинная наи-
выгоднейшая скорость практически не меняется., С подъе-
мом на большие высоты наивыгоднейшая скорость уменьша-
ется пропорционально увеличению массы вертолета. При-
борная скорость с подъемом на высоту и с увеличением
массы уменьшается.
Наивыгоднейшую скорость целесообразно использовать
при поиске, когда необходимо обследовать наибольший
район, а также при маршрутных перелетах.
Максимальная скорость, которая может быть достигну-
та при имеющемся запасе мощности, ограничивается в
зависимости от высоты полета, полетной массы и атмосфер-
ных условий по флаттеру, сближению лопастей, прочности
и срыву потока с лопастей несущих винтов. В полете макси-
мально допустимая скорость в зависимости от высоты,
полетной массы вертолета и температуры наружного возду-
ха определяется специальным устройством определения
Удоп, установленным над приборной доской летчика у цен-
тральной стойки остекления кабины (рис. 2.13).
Рис. 2.13. Устройство для определения допустимой Умане
Вибрации типа флаттер. При больших скоростях обтека-
ния у земли лопасти несущих винтов могут получить изгиб-
но-крутильный флаттер. Для предотвращения возникнове-
ния этого явления в эксплуатации кроме конструктивных
мер (наличие противофлаттерных грузов в лопастях, подбор
оптимальных оборотов несущих винтов, характеристики
регулятора взмаха лопастей и т. д.) вводится ограничение
максимальной скорости с 10% запасом по флаттеру.
57
Признаками возникновения флаттера лопастей несущих
винтов являются:
— интенсивная тряска вертолета;
— ухудшение управляемости;
— выпадание лопастей из конусов вращения.
При появлении этих признаков необходимо энергично
перевести вертолет в режим набора высоты с одновремен-
ным гашением скорости. Произвести посадку на выбранную
площадку или на базу. После прекращения колебаний при
продолжении полета к району посадки нельзя увеличивать
скорость полета более 120 км/ч.
Сближение лопастей. В установившемся горизонтальном
полете на воздушной скорости 290 км/ч и комбинированной
даче ручки циклического шага и правой педали расстояние
между концами лопастей ННВ и ВНВ составляет (440±
±245)' мм, т. е. условие несхлестывания лопастей обеспе-
чивается. Однако при превышении максимально допустимых
скоростей могут возникнуть условия, при которых сближе-
ние лопастей становится недопустимым. Поэтому во всех
случаях горизонтального полета максимальная скорость
ограничивается 280 км/ч.
Срыв потока. Из аэродинамики крыла известно, что оно
обтекается плавно лишь на малых углах атаки — докрити-
ческих. При увеличении угла атаки сверх критического
наступает срыв потока, в результате которого уменьшается
су, увеличивается сх, уменьшается аэродинамическое каче-
ство, аэродинамические силы крыла становятся неустойчи-
выми. У самолета такое явление наблюдается на малых
скоростях полета, когда для сохранения необходимой
подъемной силы необходимо увеличивать угол атаки
крыла.
В таких же условиях обтекания могут оказаться лопасти
несущих винтов, но в отличие от самолета па больших
скоростях полета. Это происходит потому, что с увеличе-
нием скорости полета вертолета в азимуте ф = 270° из
окружных скоростей обтекания лопасти будет вычитаться
поступательная скорость полета вертолета. Поэтому
подъемная сила в этом азимуте минимальная, что ведет
к увеличению скорости взмаха лопасти вниз (рис. 2.14) и
увеличению углов атаки на концах лопастей больше крити-
ческих. Наступает срыв потока. Зона срыва появляется в
азимуте ф = 270° на концах лопастей, так как в этом районе
наибольшая скорость взмаха вниз.
С увеличением скорости полета и уменьшением частоты
вращения несущих винтов зоны срыва будут расширяться.
58
Рис. 2.14. Образование зон срыва и зон обратного обтекания лопастей на максимальных скоростях полета
59
увеличением скорости
60
Вместе с тем увеличение скорости ведет к расширению зон
обратного обтекания, расположенных на комлевых участ-
ках лопастей в тех же азимутах, что и зоны срыва. Зоны
срыва и обратного обтекания (рис. 2.15) расположены сим-
метрично: у ВНВ — справа, у ННВ — слева по полету, сле-
довательно, крена при этом не возникает, но уменьшается
тяга винтов, возникает кабрирующий момент за счет завала
конусов назад, возрастает вибрация, увеличивается напря-
жение в элементах конструкции. При глубоком срыве
может ухудшиться управляемость вертолета, а также про-
изойти опасное сближение лопастей. Для предотвращения
попадания вертолета на опасные режимы введены ограни-
чения максимально допустимой скорости по срыву. Для
сохранения постоянного значения подъемной силы лопа-
стей при увеличении высоты полета или при повышении
температуры окружающего воздуха необходимо увеличи-
вать шаг несущих винтов для соответствующего увеличения
су. Поэтому максимально допустимые скорости полета с
увеличением высоты и температуры уменьшаются, а кон-
кретные их значения определяются с помощью устройства
для определения УдОП или по таблицам РЛЭ.
При полете на скоростях, близких к предельным по
срыву, не следует допускать падения оборотов несущих
винтов менее 87 %.
Признаками срыва потока с лопастей несущих винтов
являются:
— тряска вертолета, постоянно нарастающая с ростом
скорости;
— энергичное снижение, обусловленное резким ростом
потребной мощности;
— повышенный расход ручки ППУ от себя, обусловлен-
ный возникновением дополнительного кабрирующего мо-
мента.
Для вывода вертолета из режима срыва потока необхо-
димо взятием ручки ППУ на себя уменьшить скорость и
плавно уменьшить общий шаг до допустимого предела в
зависимости от высоты полета вплоть до авторотации.
После прекращения срывных явлений перейти на обычный
полет с меньшей скоростью.
Методика выполнения горизонтального полета
Переход с режима висения к горизонтальному полету
осуществляется отклонением ручки ППУ вперед с одновре
менным удержанием вертолета на заданной высоте ручко!
6
общего шага. При полете с малой скоростью йа йебольшой
высоте необходимо учитывать, что он осуществляется под
влиянием воздушной подушки, т. е. с пониженной потреб-
ной мощностью.
Подлеты на высотах до 10 м производятся на скорости
не более 20 км/ч, перемещения в стороны и назад — на
скорости не более 5—10 км/ч с ориентированием по
земле.
Полеты над пересеченной местностью при отсутствии
препятствий следует выполнять на высотах не менее 20 м
над рельефом на скоростях по прибору не менее 50 км/ч.
Тогда отсутствует влияние воздушной подушки и показания
УС-350 устойчивы. На малых высотах летчик не должен
допускать потери воздушной скорости и снижения вертоле-
та. Наличие достаточного запаса мощности на вертолете
позволяет хорошо маневрировать по вертикали и пред-
отвращать снижение.
При выполнении поисковых операций перелеты из одной
точки висения в другую при хорошей видимости осущест-
вляются на высотах 70—100 м, а при отсутствии видимо-
сти — на высотах 200—280 м.
Все полеты выполняются с включенным пилотажно-
навигационным комплексом (ПКВ), при этом после набора
заданной высоты горизонтального полета включается ав-
томатическая стабилизация высоты.
§ 4. СНИЖЕНИЕ С ПОСТУПАТЕЛЬНОЙ скоростью
Снижение с поступательной скоростью является основ-
ным видом снижения. По сравнению с вертикальным сни-
жением оно более экономично, так как требует меньших
затрат мощности, и более безопасно, так как отсутствуют
условия возникновения вихревого кольца. Вертолет в этом
режиме полета имеет относительно хорошие устойчивость
и управляемость, поэтому легче его пилотирование.
Установившимся снижением (планированием) вертоле-
та называется прямолинейный и равномерный полет с по-
стоянным углом снижения (рис. 2.16).
При планировании угол атаки несущих винтов может
быть отрицательным, положительным или равным нулю.
Его величина зависит от скорости и угла снижения. Угол
тангажа зависит не от угла снижения, а от скорости полета
и центровки вертолета.
Условие равномерности и прямолинейности полета обе-
спечивается следующим соотношением сил и моментов:
62
|7\ = o2 — QBp, G2 = G sin 0CH;
Ty = Gi, Gi = Gcos0CH;
= 2}Afy = 0; 2Я = 0.
В полете летчик соблюдает указанные условия коорди-
нированным отклонением органов управления.
Рис. 2.16, Схема сил при снижении по наклонной траектории
Вертикальная скорость снижения
Вектор скорости полета при снижении раскладывается
на горизонтальную Vx и вертикальную Vy составляющие.
Составляющая Vy = УСн sin 0СН является вертикальной ско-.
ростью снижения.
Моторное снижение — это режим полета, при котором
двигателям задается мощность, меньшая потребной, для
горизонтального полета. При постоянной массе вертолета
вертикальная скорость зависит от степени дросселирования
двигателей и от скорости снижения. При любой заданной
двигателям мощности минимальная вертикальная скорость
будет на экономичной скорости полета, так как на этой
скорости винты развивают максимальную тягу. На любой
скорости полета вертикальную скорость можно менять из-
менением мощности двигателей от ручки общего шага
(рис. 2.17).
Имея кривые потребных и располагаемых мощностей, в
зависимости от скорости и степени дросселирования двига-
телей строят кривые зависимости вертикальной скорости
снижения от скорости полета. Эти зависимости, постоянные
в масштабе, носят название полярных диаграмм сниже-
ния. Они имеют ряд характерных точек:
1 — режим вертикального снижения (0Сп=9О°);
63
Рис. 2.17. Полярная диаграмма снижения
2 — режим минимально допустимой скорости планиро-
вания;
3 — режим минимальной вертикальной скорости;
4 — режим наибольшей дальности планирования.
Поступательная скорость при моторном снижении
ограничивается диапазоном допустимых скоростей гори-
зонтального полета по высотам.
Методика снижения с поступательной скоростью
Для перевода вертолета из режима горизонтального
полета в режим моторного планирования необходимо руч-
кой ППУ установить рекомендуемую скорость, а рычагом
общего шага винтов — рекомендуемую вертикальную ско-
рость. Планирование производится на скорости 120—
140 км/ч по прибору с вертикальной скоростью 3—5 м/с.
При использовании режима минимальной мощности двига-
телей допускается планирование с большими вертикальны-
ми скоростями. Минимальная скорость планирования
ограничивается 65—70 км/ч. На меньших скоростях верто-
лет входит в режим тряски. Кроме того, возникает опас-
ность попадания в вихревое кольцо. При гашении скорости
и достижении К^50 км/ч вертикальная скорость
Vy s£Z2 м/с.
64
При планировании на скоростях более 200 км/ч верти-
кальная скорость У^8 м/с, так как в процессе снижения
на больших вертикальных скоростях не обеспечивается
переход на авторотацию в допустимом диапазоне прибор-
ных скоростей.
Развороты на планировании выполнять с креном не
более 20°, так как при больших кренах может произойти
«проваливание» вертолета.
Глава 3
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
§ 1. РУЛЕНИЕ ВЕРТОЛЕТА
Рудение разрешается производить по ровной и твердой
поверхности со скоростью до 15 км/ч. Движение вертоле-
та осуществляется за счет наклона тяги несущих винтов
вперед через автоматы перекоса ручкой ПНУ (рис. 3.1).
Наклон тяги образует горизонтальную составляющую Тх,
которая при рулении вертолета преодолевает лобовое со-
противление фюзеляжа и силы трения колес шасси. Для
устойчивого движения необходимо, чтобы вертикальная
составляющая тяги Ту была меньше массы вертолета. Та-
ким образом, при прямолинейном, равномерном и устой-
чивом рулении необходимо, чтобы:
Рис. 3.1. Схема сил при рулении вертолета
5 Зак. 3154дсп
65
тх — Q 4 Лтр ь ^гтр!
7\«G;
7Ирв = 7ИрнЛ
Страгивание вертолета и руление осуществляются от-
клонением рычага общего шага вверх и плавным откло-
нением вперед ручки ППУ. Общий шаг при рулении ре-
комендуется держать постоянным в пределах 3—5°. Ско-
рость руления определяется командиром экипажа в зави-
симости от условий.
Развороты на рулении выполняются плавным отклоне-
нием педалей, при этом не допускаются развороты на по-
вышенной скорости радиусом менее 10 м, так как вертолет
может опрокинуться. Кроме того, недопустимы руление
назад и развороты на месте относительно одного колеса,
так как в первом случае возможен удар лопастями ННВ
об элементы хвостовой части фюзеляжа и оперения, а
во втором — повреждение элементов конструкции стоек
шасси.
Руление может выполняться при скорости ветра не бо-
лее 20 м/с, при большей скорости ветра производится
буксировка вертолета. Во всех случаях, когда из-за со-
стояния грунта невозможно выполнять руление (потреб-
ный шаг более 8°), производится подлет.
Рис. 3.2. Условия опрокидывания вертолета на рулении
66
Руление на вертолете имеет ряд особенностей. При не-
ровностях грунта могут возникнуть боковые толчки, кото-
рые вызовут накренение вертолета, при этом сила тяги не-
сущих винтов создаст момент в сторону увеличения крена,
а сила тяжести — в сторону уменьшения крена (рис. 3.2).
При достижении критического угла крена (уКр) кренящий
момент от тяги винтов будет равен моменту от массы вер-
толета 7/2=G/i. В этом случае вертолет будет находиться
в состоянии безразличного равновесия и при небольшом
превышении кренящего момента от тяги будет продолжать
увеличивать крен и опрокинется на бок, если не принять
срочных мер. Поэтому при появлении даже незначитель-
ного крена необходимо отклонить ручку ППУ против кре-
на и уменьшить общий шаг несущих винтов до минималь-
ного. При этом момент силы тяги станет меньше момента
силы тяжести и вертолет восстановит нарушенное равно-
весие.
Земной резонанс
При допущении ошибок при рулении, взлете, посадке и
опробовании двигателей могут создаться условия для воз-
никновения поперечных колебаний вертолета типа «зем-
ной резонанс».
Земной резонанс — это взаимодействие двух колеблю-
щихся систем: несущей системы и вертолета на шасси.
Причинами земного резонанса (рис. 3.3) могут явить-
ся неправильная посадка, руление на большом шаге, чрез-
мерное увеличение шага при опробовании двигателей,
дисбаланс лопастей НВ и др. В таких ситуациях лопасти
НВ могут оказаться в положении, при котором угол между
ними будет отличен от 120°. Поэтому общий центр тяжести
лопастей смещается от оси вращения винта и на втулке
винта появляется неуравновешенная центробежная сила,
которая вызывает колебания несущей системы при враще-
нии лопастей (рис. 3.3). Частота этих колебаний может
совпасть с частотой собственных колебаний вертолета на
шасси, что приведет к раскачке. Раскачка вертолета спо-
собствует еще большему движению лопастей относительно
вертикальных шарниров, росту неуравновешенной центро-
бежной силы, прогрессированию колебаний, что в конеч-
ном счете ведет к разрушению втулок несущих винтов,
разрушению лопастей и опрокидыванию вертолета.
Когда обороты несущих винтов небольшие, то колеба-
ния от несущей системы демпфируются амортстойками,
5*
67
Рис. 3.3. Схема развития земного резонанса
пневматиками, вертикальными шарнирами. При увеличе-
нии оборотов энергия, вызывающая колебания, возрастает,
а энергия демпфирующих сил уменьшается вследствие
роста тяги винтов и уменьшения в связи с этим обжатия
амортстоек и пневматиков колес. Начиная с некоторых
оборотов, приток энергии от двигателей, раскачивающей
несущую систему, будет больше энергии ее рассеивания
во всех амортизаторах и демпферах, поэтому колебания
будут возрастать и, если не принять срочных мер, воз-
можно разрушение вертолета.
Если такие колебания начинают развиваться (приз-
нак-— быстронарастающие колебания вертолета), необхо-
димо немедленно выключить двигатели, вслед за этим
энергично увеличить шаг несущих винтов до максималь-
ного, что приведет к уменьшению частоты их вращения и,
следовательно, к различию частот собственных и вынуж-
денных 'колебаний. При возникновении признаков земного
резонанса на пробеге или рулении после описанных выше
действий необходимо отклонением ручки ППУ на себя и
торможением колес погасить поступательную скорость и
затормозить несущие винты. Оторвать вертолет от земли
после обнаружения признаков земного резонанса или взле-
теть после его прекращения пытаться не следует, так как
земной резонанс очень быстро (3—4 качка) приведет к
68
разрушению узлов втулок несущих винтов и повреждению
лопастей.
Чтобы исключить случаи попадания вертолета в зем-
ной резонанс, рекомендуется следить за чистотой поверх-
ности лопастей несущих винтов, правильно заряжать аморт-
стойки и пневматики шасси, не превышать скорость руле-
ния, не раскручивать и не останавливать несущие винты
при глухой швартовке, не пытаться парировать попереч-
ные колебания вертолета отклонением ручки ППУ, не
увеличивать шаг несущих винтов при опробовании двига-
телей, соблюдать ограничения по ветру.
При соблюдении условий эксплуатации вертолета зем-
ной резонанс не возникает.
§ 2. ВЗЛЕТ ВЕРТОЛЕТА
В зависимости от запаса мощности на вертолете воз-
можны следующие виды взлета:
— по-вертолетному, т. е. с отрывом по вертикали и по-
следующим разгоном. Этот вид взлета может произво-
диться с зависанием вне зоны воздушной подушки или в
зоне ее влияния;
— по-самолетному, т. е. с разбегом до скорости, необ-
ходимой для отрыва.
Способ взлета выбирается в зависимости от характера
площадки и загрузки вертолета. Взлет производится, как
правило, против ветра.
Взлет по-вертолетному
(вертикальный взлет)
Вертикальный взлет состоит из отрыва вертолета и на-
бора высоты по вертикали для преодоления препятствий
с последующим разгоном. Выполняется он за счет избыт-
ка мощности AM при работе несущих винтов в режиме
осевой обдувки. Максимальная взлетная масса опреде-
ляется по номограмме зависимости располагаемой тяги от
атмосферных условий без учета влияния воздушной по-
душки. Это особенно важно при взлете с корабля, когда
эффект воздушной подушки исчезает сразу после прохода
борта корабля. Поэтому при пробном зависании на высо-
те 2—3 м необходимо убедиться, что вертолет нормально
висит на режиме работы двигателей не выше номиналь-
ного.
При взлете с ограниченных площадок вертикальный
набор производится до высоты 5—10 м, превышающей вы-
69
соту препятствий. Затем плавным отклонением ручки ППУ
от себя и увеличением шага винтов вертолет переводится
в разгон по горизонтали до скорости 50—60 км/ч с после-
дующим переходом в набор высоты с одновременным уве-
личением скорости до наивыгоднейшей скорости набора.
Переход вертолета с режима висения на разгон осуществ-
ляется наклоном тяги несущих винтов в сторону полета.
Просадка вертолета на разгоне предотвращается увеличе-
нием шага винтов и мощности силовой установки. Для
разгона вертолета по восходящей траектории (рис. 3.4)
необходимо, чтобы составляющая Тх была больше суммы
сил С?вр и G2 (T’x>QEp+ G2), а составляющая Ty>G\.
Таким образом, в процессе разгона вертолета от ви-
сения до установившегося набора высоты силы, действую-
щие на него, не уравновешены. В процессе разгона верто-
лета тяга несущих винтов увеличивается вследствие косой
обдувки, в связи с чем вертолет стремится уйти по верти-
кали, поэтому с увеличением скорости необходимо ручку
ППУ плавно отдавать от себя для сохранения постоянного
угла траектории.
При взлете с зависанием вне зоны воздушной подушки
вертолет, как правило, некоторое время находится в зоне
опасных скоростей и высот, определенной из условия обес-
печения безопасной посадки в случае отказа одного из
двигателей. Верхняя граница опасной зоны определяется
запасом высоты, необходимым для вывода вертолета на
полет с одним работающим двигателем, а нижняя грани-
ца обусловлена способностью шасси воспринять ударную
нагрузку. При отказе одного из двигателей в зоне опас-
ных высот и скоростей нс гарантируется безопасная по-
садка вертолета, поэтому в тех случаях, когда это не обу-
словлено выполнением конкретного задания, следует избе-
гать длительного пребывания в опасных зонах (рис. 3.5).
Наименьшая безопасная взлетная дистанция обеспечи-
вается при выполнении взлета следующим образом: после
зависания на высоте нижней границы опасной зоны
(77=54-10 м), не превышая ее и используя максимально
возможную мощность двигателей, производится энергич-
ный разгон вертолета до скорости 30—35 км/ч. На этой
скорости необходимо набрать высоту 15 м, после чего пе-
ревести двигатели на номинальный режим работы и про-
должать набор высоты с одновременным разгоном до
наивыгоднейшей скорости набора.
При взлете с корабля после контрольного зависания
на высоте 1—1,5 м необходимо переходить в разгон. Про-
70
Рис. 3.4. Схема сил и траекторий взлета по-вертолетном'
71
ход борта корабля рекомендуется выполнять с превышени-
ем на 3—5 м. Просадку вертолета при сходе с ВППл пред-
отвращать плавным увеличением общего шага, не допуская
падения оборотов винтов менее 87%.
Для взлета по-вертолетному с разгоном в зоне влияния
воздушной подушки (рис. 3.6) необходимо плавным уве-
личением общего шага отделить вертолет от земли и вы-
полнить контрольное висение на 77=2-4-3 м. Плавным от-
клонением ручки ППУ от себя перевести вертолет в раз-
гон с одновременным плавным увеличением общего шага.
Разгон в зоне воздушной подушки с постепенным набором
высоты необходимо выполнять с таким расчетом, чтобы
на /7=15 м скорость по прибору составляла 90—100 км/ч.
Дальнейший разгон до наивыгоднейшей скорости набора
рекомендуется выполнять с небольшим набором высоты.
Взлет по-самолетному (рис. 3.7)
Взлет по-самолетному производится в том случае, ког-
да контрольное висение показало, что при работе двига-
телей на взлетном режиме вертолет не может висеть на
высоте более 2 м над землей. Этот вид взлета выполняет-
ся с площадок, обеспечивающих безопасный разбег длиной
50—100 м. Взлет вертолета по-самолетному состоит из
следующих элементов: разбега, отрыва от земли, выдер-
живания в зоне воздушной подушки и набора высоты.
72
Рис. 3.6. Схема сил и траектории взлета с разгоном вертолета в зоне влияния воздушной подушки
73
Рис. 3.7. Схема сил и траектории взлета по-самолетному
74
Для взлета по-самолетному необходимо обеспечить сле-
дующее взаимодействие сил.
На разбеге:
Ty<G.
Первое условие достигается плавным увеличением об-
щего шага и отклонением ручки ППУ вперед, что вызы-
вает наклон силы тяги несущих винтов и обеспечивает
разбег вертолета. Сила тяжести при разбеге уравновеши-
вается подъемной силой и силой реакции земли. В про-
цессе разбега подъемная сила увеличивается вследствие
роста эффекта косой обдувки несущих винтов, а сила
реакции земли уменьшается. Приь достижении скорости
разбега 30—40 км/ч, когда подъемная сила становится
равной массе вертолета, необходимо дальнейшим увеличе-
нием общего шага (при необходимости до взлетного ре-
жима) отделить вертолет от земли и с плавным уходом
от нее довести скорость до 100—120 км/ч. На этих ско-
ростях достигается максимальный избыток тяги несущих
винтов, поэтому возможен переход на режим установив-
шегося набора высоты.
В случае когда взлетная площадка окружена препят-
ствиями, длина ее ограничена и имеется достаточный за-
пас мощности, набор высоты можно производить со ско-
рости 50—60 км/ч, т. е. после небольшого выдерживания
за отрывом.
На выдерживании после отрыва:
Тх QBp;
Ty = G.
При переходе на подъем с разгоном:
rx>QBP + G2;
Ty>Gx.
Первое неравенство обеспечивает рост поступательной
скорости, второе — рост вертикальной скорости за счет
избытка подъемной силы над составляющей массы.
Взлет вертолета по-самолетному считается закончен-
ным при достижении экономической скорости полета.
75
§ 3. ПОСАДКА ВЕРТОЛЕТА
Посадка вертолета производится одним из следующих
способов:
— по-вертолетному, с предварительным зависанием и
последующим вертикальным снижением до приземления;
— по-самолетному, с приземлением на установленной
поступательной скорости и с пробегом.
Способ приземления выбирается в зависимости от ха-
рактера площадки и загрузки вертолета.
Посадка по-вертолетному
Посадка по-вертолетному является основным видом по-
садки вертолета (рис. 3.8). Она состоит из следующих
элементов: снижения, зависания, вертикального снижения
и приземления. Траекторию посадки целесообразно строить
так, чтобы исключить пребывание вертолета в области
опасных зон «высота — скорость». Планирование перед
посадкой производится на скорости 120—140 км/ч по при-
бору.
С высоты 60 м плавным отклонением ручки ППУ на
себя начинается уменьшение .поступательной скорости с
таким расчетом, чтобы на высоте 20—30 м скорость по
прибору составляла 40—50 км/ч. Снижение производится
на режиме работы двигателей ниже номинального.
С высоты 5—8 м плавным перемещением ручки ППУ
на себя и одновременным увеличением общего шага га-
сится поступательная и вертикальная скорости с таким
расчетом, чтобы на высоте 2—3 м произвести зависание.
Вертикальное снижение вертолета обеспечивается плав- .
ным уменьшением общего шага, чтобы скорость снижения
не превышала 0,2 м/с. Ручкой ППУ необходимо предот-
вращать боковые перемещения вертолета.
При посадке с боковым ветром вертолет удерживается
от смещений отклонением ручки ППУ в сторону, противо-
положную направлению ветра, до момента приземления.
После касания земли всеми колесами общий шаг необхо-
димо уменьшить до минимального и перейти на руление.
Снижение для посадки на площадку, ограниченную вы-
сокими препятствиями, строится так, чтобы зависание про-
извести на высоте, превышающей препятствия на 3—5 м.
76
J
ю
Рис. 3.8. Схема сил и траектории посадки по-вертолетному
77
При посадке на корабль проход борта корабля выпол-
няется с превышением 3—5 м относительно палубы с за-
висанием над центром ВППл на высоте 1—1,5 м. При за-
висании на высоте более 5 м ВППл уходит из поля зре-
ния летчика. Посадка на палубу выполняется с затормо-
женными колесами.
Посадка по-самолетному (рис. 3.9)
Посадка с поступательной скоростью (по-самолетному)
производится в случае, если невозможно зависнуть из-за
недостатка мощности, а также в учебных целях. Она со-
стоит из снижения с высоты 20—30 м, выравнивания, вы-
держивания, приземления и пробега. Для посадки по-са-
молетному требуется ровная площадка с открытыми под-
ходами длиной не менее 50 м.
Планирование перед посадкой производится на скоро-
сти 120—140 км/ч по прибору. С высоты 60 м плавным
отклонением ручки ППУ на себя начинается уменьшение
скорости с таким расчетом, чтобы на высоте 20—30 м при-
борная скорость составляла 60—70 км/ч. С этой высоты
начинается этап выравнивания — процесс плавного вывода
вертолета из снижения на выдерживание. Гашение посту-
пательной скорости полета и вертикальной скорости сни-
жения производится так, чтобы на высоте 0,5—1 м ско-
рость полета была 30—40 км/ч.
Выдерживание вертолета при посадке представляет со-
бой замедленное движение вертолета над землей в зоне
влияния воздушной подушки на высоте 0,5—1 м, в процес-
се которого поступательная скорость уменьшается до по-
садочной, а вертикальная скорость составляет 0,1—0,2 м/с.
Приземление производится на основные колеса со ско-
ростью 20—30 км/ч. Перед самым приземлением реко-
мендуется ручку ППУ слегка подобрать на себя. Это поз-
воляет очень мягко выполнить приземление на основные
колеса. После опускания вертолета на передние колеса
общий шаг необходимо уменьшить до минимума.
Для уменьшения длины пробега торможение вертолета
производится несущими винтами, т. е. плавным отклоне-
нием ручки ППУ на себя. Тормоз колес используется со
скорости не более 40 км/ч.
Пробег вертолета при использовании всех средств тор-
можения составляет 10—30 м.
78
Рис. 3.9. Схема сил и траектории посадки по-самолетному
79
Глава 4
МАНЕВРЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА
На вертолете выполняются фигуры пилотажа в гори-
зонтальной и вертикальной плоскостях. К основным ма-
неврам и фигурам, выполняемым на вертолете, относятся
развороты на висении, разгон и торможение, виражи, спи-
рали, горки.
Вертолеты с несущими винтами соосной схемы имеют
лучшие маневренные характеристики, чем вертолеты с хво-
стовым винтом.
§ 1. МАНЕВРЫ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ
ПЛОСКОСТИ
В горизонтальной плоскости выполняются развороты
на висении, разгон и торможение, виражи и развороты.
Развороты на висении
Развороты на висении выполняются отклонением педа-
лей. При этом высота выдерживается ручкой общего шага,
а стремление к перемещению парируется ручкой ППУ. Для
прекращения разворота необходимо за 10—15° до выбран-
ного направления отклонить противоположную педаль и,
когда разворот прекратится, поставить педали нейтрально.
Висение обычно выполняется против ветра, так как при
этом вертолет обладает путевой устойчивостью.
Разгон и торможение
Условиями выполнения разгона и торможения являют-
ся постоянство высоты, курса и отсутствие боковых сме-
щений. Увеличение и уменьшение скорости при маневре
должны быть равномерными. Взаимодействие сил на раз-
гоне показано на рис. 4.1. Основные управления движения
при разгоне:
Т =G (условие И — const);
— j? + QBp (условие разгона);
7Ирв = Л4рн (условие путевой балансировки).
Из уравнений видно, что интенсивность разгона и тор-
можения в основном зависит от тяги несущих винтов.
80
Рис. 4.1. Разгон вертолета в горизонтальном полете
При разгоне вертолета с режима висения необходимо
одновременно с отклонением ручки ППУ вперед увеличи-
вать шаг несущих винтов для сохранения равенства TV=G.
Увеличение скорости до Уэк сопровождается тенденцией к
набору высоты, так как ЛУ увеличивается, поэтому для
сохранения высоты требуется увеличивать отклонение
ручки ППУ вперед или несколько уменьшать шаг несущих
винтов. Дальнейший разгон вертолета от Узк до Умакс тре-
бует увеличения тяги и доведения ее до максимального
значения. Необходимо учитывать, что при разгоне на ма-
лой высоте при имеющейся тяговооруженности можно пре-
высить ограничение максимальной скорости по флаттеру,
а на. высоте'—скорость по указателю предельных скоро-
стей.
Вираж (рис. 4.2)
Правильным виражом называется полет вертолета по
окружности в горизонтальной плоскости с постоянной ско-
ростью без скольжения. При наличии скольжения и при
изменениях скорости полета получается неправильный
6 Зак. 3154дсп
81
V6
Рис. 4.2. Схема сил при выполнении виража
вираж. Условиями выполнения правильного виража будут
следующие уравнения движений:
— G (условие Н= const); (I)
Тх — QBp (условие V -- const); (2)
G 1/2
Т2 — mja6 =------- (условие /?в = const), (3)
g Rb
где Ti — вертикальная составляющая суммарной тяги не-
сущих винтов в связанной системе координат;
Т2— горизонтальная составляющая суммарной боко-
вой силы Тг в связанной системе координат.
Из уравнения (3) видно, что при выполнении виража
на вертолет и экипаж действует центростремительная си-
ла, которая является причиной соответствующего ускоре-
ния, а следовательно, и перегрузки. Учитывая условие (1),
можно определить перегрузку:
82
* ‘z у J 1 • V.- • ' ‘' V •
О COS ’(G COS 1
Следовательно, перегрузка на вираже зависит только
от угла крена.
Из уравнения (3) находим радиус виража и время его
выполнения:
с V2 V2
/?в =----Д, r2 = Gtgi, поэтому 7?в = ——.
g Т2 g\gi
Радиус виража зависит от скорости на вираже и угла
крена. Так как вираж есть полет по замкнутой окруж-
ности, то
, ___ 2itR„
L R ’
Тв
==0,64——.
g tg 7 tgy
При выполнении виража без скольжения необходимо
давать ногу для создания угловой скорости о»у, равной
угловой скорости движения по окружности. На вертолете
с несущими винтами соосной схемы потребная угловая ско-
рость создается вследствие дифференциального изменения
шага и отклонения рулей, причем доля изменения диффе-
ренциального шага тем больше, чем меньше скорость по-
лета. Известно (гл. 1, § 7), что на малых скоростях поле-
та (Р=50—60 км/ч) несущие винты имеют слева по по-
лету максимальное сближение. При выполнении маневров
на малых скоростях, когда мал запас по сближению лопа-
стей, при изменении дифференциального шага (особенно при
даче правой педали) происходит еще большее сближение.
Выполнение правого разворота или резкое устранение пра-
вого скольжения (дача правой ноги) увеличивает шаг
ННВ, следовательно, увеличивается угол взмаха Рннв и
уменьшается шаг ВНВ, т. е. уменьшается Рвнв, что при-
водит к увеличению сближения лопастей
др = РвНВ--рннв-
Следовательно, на малых скоростях полета маневры с
большим и резким отклонением правой педали нежела-
тельны, так как при этом уменьшается запас по сближе-
нию лопастей и увеличивается опасность их схлестывания.
При выполнении виражей и разворотов для сохранения
высоты и создания перегрузки требуется значительное уве-
личение общего шага. Для обеспечения достаточного запа-
са по шагу и мощности, а следовательно, и повышения
6*
83
безопасности полёта виражи и развороты выполняются с
кренами не более 35°, а ночью и в СМУ — не более 20°.
§ 2. МАНЕВРЫ В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
В вертикальной плоскости выполняются такие фигуры,
как спираль и горка.
Спираль
Спираль — это фигура, сочетающая вираж с подъемом
или снижением (рис. 4.3).
Условия выполнения спирали можно выразить уравне-
ниями:
T\ — Gcos© (условие 0под(0СН) = const); (1)
Тх = G sin 0 + QBp (условие V = const); (2)
с Е2
Т2~-------— (условие Я — const). (3)
g Ren
Из приведенных уравнений можно определить:
т
перегрузку пу = ; G cos 0 = Ту cos у,
„ G cos О cos 0
откуда Ту=-------, пу—--------;
cos 7 cos 7
радиус спирали 7?сп=^всоз 0;
время спирали = --=0,64-^ .
Потребный шаг при выполнении восходящей спирали
больше, чем на вираже, а при нисходящей — меньше.
Некоторыми особенностями отличается спираль на ре-
жиме самовращения несущих винтов. При вводе в спираль
подъемная сила несущих винтов Ту уменьшается за счет
создания крена, а вертикальная скорость возрастает. По-
этому угол крена вертолета на спирали не должен быть
более 15—20°. При вводе в спираль происходит увеличе-
ние угла атаки несущих винтов и, как следствие, увеличе-
ние запаса самовращения.
84
3Z
Рис. 4.3. Схема сил при выполнении спирали
85
Горка
Горкой называется набор высоты с углом, превращаю-
щим угол установившегося набора высоты. При выполне-
нии горки набор высоты осуществляется за счет исполь-
зования избыточной мощности и уменьшения скорости по-
лета, т. е. за счет преобразования кинетической энергии
в потенциальную.
Горку можно выполнять увеличением угла атаки несу-
щих винтов (взятием ручки ППУ на себя) как без уве-
личения общего шага несущих винтов, так и с одновремен-
ным увеличением общего шага. Наибольшая высота при
выполнении горки достигается при одновременном увели-
чении общего шага и взятии ручки ППУ на себя. Пере-
мещение органов управления должно быть плавным, с та-
ким расчетом, чтобы изменение тангажа ДО на 30° проис-
ходило за время не менее 5 с. Резкое увеличение угла
тангажа, возникающее при резком взятии ручки ППУ,
приводит к выводу несущих винтов на углы атаки, приво-
дящие к значительному срыву потока с концов лопастей
в азимутах 270° ВНВ и ННВ, что неизбежно вызывает
уменьшение общей тяги несущих винтов и ухудшение
управляемости. Резкое увеличение общего шага также
сопровождается увеличением тангажа, при этом несущие
винты стремятся увеличить обороты. Автоматика двигате-
лей, стремясь сохранить обороты в рабочих пределах,
уменьшает подачу топлива, снижая обороты турбокомпрес-
сора. Все это резко ухудшает вывод вертолета из горки.
Ввод вертолета в горку необходимо выполнять на ско-
ростях, близких к максимальным^ вывод — па скоростях,
близких к минимальным на данной высоте полета
(рис. 4.4).
Вывод из горки также должен выполняться плавно,
примерно с тем же темпом, что и ввод. При этом необхо-
димо помнить, что при резком уменьшении угла тангажа
из-за наличия определенной приемистости двигателей мо-
жет образоваться дефицит мощности, что приведет к
уменьшению оборотов несущих винтов. Это способствует
расширению зон срыва потока и уменьшению тяги несу-
щих винтов, следовательно, уменьшению скорости меньше
минимальной и переходу вертолета на снижение.
На рис. 4.5 показаны изменения основных параметров
при выполнении горки с увеличением угла тангажа и одно-
временным взятием общего шага.
86
Рис. 4.4. Схема сил и траектории при выполнении горки
87
s.
-4--------"fee.
25
«'км/ч >
4—-------1-------1-------1-------1----*• tc
5 10 15 20 25
Рис. 4.5. Изменение основных параметров полета при вы-
полнении горки
88
Глава 5
БАЛАНСИРОВКА, УСТОЙЧИВОСТЬ И
УПРАВЛЯЕМОСТЬ ВЕРТОЛЕТА
В установившемся прямолинейном полете вертолет на-
ходится в равновесии. Полным равновесием вертолета на-
зывается такое его состояние, когда суммы действующих
внешних сил и их моментов относительно центра тяжести
равны нулю.
Балансировкой вертолета называется процесс управле-
ния, в ходе которого летчик добивается полного равнове-
сия, т. е. выполнения условий:
I —п -> п
i = 1 i = 1
где Ft — вектор аэродинамической силы;
Mi —вектор момента силы относительно центра тя-
жести.
Условия равновесия сил обычно рассматриваются в
скоростных или в связанных системах координат (рис.
1.25).
В соответствии с принятыми наименованиями движения
различают условия продольной (относительно оси Zi), по-
перечной (относительно оси Xt) и путевой (относительно
оси У1) балансировок.
§ 1. ПРОДОЛЬНАЯ БАЛАНСИРОВКА
Продольной балансировкой (равновесием) называется
такое состояние вертолета, когда моменты относительно
оси Z равны нулю, т. е. 2jMz = 0, и сумма проекций всех
сил на оси X и У равна нулю (в скоростной системе ко-
ординат) :
^Fx = 0, J]Fr = 0.
Условие равенства проекций всех сил на продольную
ось разбиралось при рассмотрении установившихся режи-
мов, здесь же будут рассмотрены условия равенства про-
дольных моментов.
На вертолет в любом режиме полета относительно по-
перечной оси действуют следующие моменты (рис. 5.1):
89
Рис. 5.1. Силы п моменты, действующие
в продольной плоскости вертолета
— продольный
щих винтов Т а\
— продольный
Л4ггш;
— продольный
ТОрй Уг. о ^т. oj
— продольный
зеляжа QBp b.
момент от суммарной силы тяги несу-
момент несущих винтов от разноса ГШ
момент от подъемной силы стабилиза-
момент от вредного сопротивления фю-
Горизонт. полет
Рис. 5.2. Величина продольного отклонения ручки ППУ в зависи-
мости от скорости и центровки вертолета
90.
Условием продольной балансировки вертолета являет-
ся равенство нулю суммы перечисленных моментов:
Та 4~Alzrni -ЬК-. оТр.о 4" Сврй = 0.
В полете летчик добивается продольной балансировки
вертолета соответствующим отклонением ручки ППУ в
продольном отношении. Каждой скорости полета соответ-
ствует строго определенное, нужное для этой скорости от-
клонение автоматов перекоса и хода ручки в продольном
отношении. Эти отклонения зависят от скорости, режима
работы двигателей (режима полета), центровки и полет-
ной массы вертолета (рис. 5.2). Из рисунка видно, что на
всех режимах полета в диапазоне эксплуатационных цент-
ровок и скоростей полета отклонение ручки позволяет осу-
ществлять управление вертолетом, причем минимальный
запас хода ручки ППУ составляет 27,4%, что соответству-
ет нормам.
Центровка вертолета
Центровка вертолета определяется местоположением
центра тяжести относительно продольной и вертикальной
осей в связанной системе координат. За начало координат
для отсчета центровки принимается точка пересечения оси
вала несущих винтов с плоскостью вращения ННВ. Цент-
ровка определяется расстоянием в миллиметрах от осей
координат до центра тяжести (рис. 5.3).
91
В зависимости от загрузки вертолета его центр тяже-
сти может значительно перемещаться вдоль оси X, что
существенно будет влиять на устойчивость и управля-
емость. По вертикальной оси Y перемещения центра тя-
жести незначительны, и они в меньшей степени влияют на
устойчивость и управляемость. Поэтому практически учи-
тывается перемещение центра тяжести только по оси X.
Центровка вертолета (мм) в зависимости от вариантов
загрузки рассчитывается по формуле
I =п
2 GtXi
где GiXi — момент i-ro груза относительно системы от-
счета;
Gi — сила тяжести i-ro груза.
Предельные центровки выбираются в эксплуатации из
расчета 20% запаса управления от полного хода ручки на
всех режимах полета, в том числе и на висении с допусти-
мым ветром. Предельно допустимые центровки вертолета:
передняя +280 мм; задняя +85 мм.
Допускается задняя центровка +40 мм при VIip^
+ 120 км/ч и VJ/ = 5 м/с.
§ 2. ПОПЕРЕЧНАЯ БАЛАНСИРОВКА
Поперечной балансировкой (равновесием) называется
такое состояние вертолета, когда моменты относительно
оси X равны нулю, т. е. = и суммы проекций
всех сил на осях У и Z равны нулю; S Fy = 0, S Fz — 0.
Относительно продольной оси на вертолет действуют
моменты (рис. 5.4):
— поперечный момент верхнего винта Tz в йв;
— поперечный момент нижнего винта ТzahB.
В поступательном полете с нулевым скольжением сум-
ма поперечных моментов равна нулю:
Tz*hB + TzKhH — 0.
Поперечная балансировка достигается необходимым
отклонением ручки ППУ в поперечном отношении. Балан-
сировка поперечных сил достигается в полете созданием
необходимого крена, который не превышает 2° и образу-
92
Те Tye
Рис. 5.4. Силы и моменты, действующие в
поперечной плоскости вертолета
ется за счет больших тяги и расстояния ВНВ от центра
тяжести вертолета. Изменение режима полета мало влияет
на поперечную балансировку (рис. 5.5). Расход попереч-
Рис. 5.5. Поперечное отклонение ручки ППУ в зависимости
от скорости и режима полета
93
Кого управления для балансировки невелик, поэтому его
запас составляет около 40% полного хода.
§ 3. ПУТЕВАЯ БАЛАНСИРОВКА
Путевой балансировкой (равновесием) называется та-
кое состояние вертолета, когда моменты относительно оси
У равны нулю, т. е. ^Му — 0, и суммы проекций всех
сил на осях X и Z равны нулю:
На вертолет вокруг вертикальной оси действуют следу-
ющие моменты (рис. 5.6):
— реактивный момент ВНВ Л1рВв;
— реактивный момент ННВ А1Рн„;
— путевой момент от вертикального оперения ZK LB0-
Рис. 5.6. Силы и моменты, действующие в гори-
зонтальной плоскости вертолета
94
Для достижения путевого равновесия сумма этих мо-
ментов должна быть равна нулю:
4ИР вв Л1Р нв-]-ZKLSO = 0.
Так как во всем диапазоне скоростей полета трудно
достичь равенства реактивных моментов ВНВ и ННВ, то
рули поворота при регулировке ставят в такое положение,
чтобы на крейсерских скоростях полета педали занимали
положение, близкое к нейтральному (рис. 5.7). На всех
режимах полета, кроме планирования на минимальной
мощности, запас путевого управления более 20%. Запас
управления при планировании на минимальной мощности
и УПр=60 км/ч составляет 17,2%.
“—планирование (Hmin)
Рис. 5.7. Отклонение педалей в зависимости от скорости и
режима полета
§ 4. устойчивость и управляемость
ВЕРТОЛЕТА
Устойчивостью вертолета называется его способность
самостоятельно восстанавливать нарушенное равновесие
после прекращения действия силы, вызвавшей нарушение
равновесия.
Различают устойчивость статическую и динамическую.
Под статической устойчивостью понимают способность
вертолета стремиться вернуться к первоначальному поло-
95
жению, т. е. после прекращения действия сил, вызвавших
нарушение равновесия, на вертолет действуют такие силы
и моменты, которые стремятся вернуть вертолет к исход-
ному положению, но это еще не значит, что вертолет к
этому положению вернется.
Понятие динамической устойчивости включает весь
переходный период после прекращения действия сил, на-
рушивших равновесие, т. е. характер колебаний вертолета
вокруг трех осей. Соответственно трем осям вращения су-
ществуют и три вида устойчивости: продольная, попереч-
ная и путевая.
Продольная устойчивость и управляемость
Продольной устойчивостью называется способность
вертолета самостоятельно восстанавливать нарушенное
продольное равновесие после прекращения действия воз-
мущающей силы.
Основное влияние на продольную устойчивость оказы-
вают моменты несущих винтов и стабилизатора. Продоль-
ную устойчивость вертолета подразделяют на устойчивость
по скорости и углу атаки.
Несущие винты дают устойчивость вертолету по скоро-
сти; при увеличении скорости увеличивается завал кону-
сов вращения и аэродинамической силы назад, что приво-
дит к возникновению кабрирующего момента, а при каб-
рировании скорость уменьшается. При уменьшении скоро-
Рис. 5.8. Устойчивость по скорости
96
сти появляется пикирующий момент, вертолет стремится
перейти на пикирование с увеличением скорости (рис.
5.8).
Вертолет во всем диапазоне допустимых скоростей и
эксплуатационных центровок обладает достаточной устой-
чивостью по скорости. Продольная статическая устойчи-
вость по скорости с уменьшением общего шага уменьшит-
ся и при планировании на режиме минимальной мощности
появится продольная статическая неустойчивость по ско-
рости (рис. 5.9), которая не будет влиять на технику пи-
лотирования. Расбалансировка вертолета в процессе на-
полнения баллонет на И= 120—140 км/ч незначительна и
легко парируется.
на^ор Бысоть| (Nbj/i)
= п/I <з нироБс* н ue ( 11 min)
Рис. 5.9. Продольное отклонение ручки ППУ в зави-
симости от скорости и режима полета
По углу атаки несущие винты дают неустойчивость, по-
тому что увеличение угла атаки приводит к росту аэро-
динамических сил, при этом увеличиваются маховые дви-
жения лопастей, которые увеличивают завалы конусов
вращения назад, что приводит к еще большему увеличе-
нию угла атаки (рис. 5.10). При уменьшении угла атаки
происходит обратное явление.
7 Зак. 3154дсп
97
Рис. 5.10. Устойчивость по углу атаки
Наличие стабилизатора обеспечивает статическую про-
дольную устойчивость вертолета по углу атаки, особенно в
поступательном полете. Уменьшение скорости приводит к
уменьшению эффективности стабилизатора, поэтому устой-
чивость по углу атаки уменьшается и на минимальных ско-
ростях вертолет практически нейтрален по углу атаки.
Kb
М КЛ 5
100 -
—i—
-го
ПО
Рис. 5.11. Поперечное отклонение ручки ППУ в зависимости
от скорости ветра и центровки вертолета на висении
98
Продольная управляемость вертолета обеспечивается
во всем диапазоне скоростей, на всех режимах полета.
Минимальный запас продольного управления получается
при предельно передней центровке +285 мм на висении
с попутным ветром 10 м/с и равен 10,6%. Смещение
центровки назад увеличивает запас управления. При
средних центровках около +180 мм и попутном ветре
10 м/с запас продольного управления составляет 20,4%
(рис. 5.11).
Поперечная устойчивость и управляемость
Поперечной устойчивостью называется способность
вертолета самостоятельно восстанавливать нарушенное по-
перечное равновесие после прекращения действия возму-
щающей силы.
Поперечная статическая устойчивость вертолета обес-
печивается следующим. При нарушении поперечного рав-
новесия вертолет получает скольжение в сторону крена
(за счет составляющей веса), которое приводит к завалу
конусов вращения и аэродинамической силы в сторону,
обратную скольжению. Отклонение аэродинамической си-
7*
99
ЛЫ создаёт момент, который стремится вывести вертолет
из крена (рис. 5.12).
Вертолет устойчив в поперечном отношении во всем
диапазоне скоростей полета. С увеличением скорости по-
лета степень поперечной устойчивости возрастает.
На висении против ветра и по ветру запасы попереч-
ного управления велики —около 34%. Минимальные за-
пасы поперечного управления обеспечиваются при висе-
нии с боковым ветром и составляют: при ветре 10 м/с
26%, при ветре 15 м/с 16,6%. Поэтому предельный боко-
вой ветер ограничен 10 м/с.
Путевая устойчивость и управляемость
Путевой устойчивостью называется способность верто-
лета самостоятельно восстанавливать нарушенное путевое
равновесие после прекращения действия возмущающей
силы.
У вертолета соосной схемы путевая устойчивость обес-
печивается в основном вертикальным оперением. Для по-
вышения эффективности вертикального оперения при воз-
никновении скольжения, а следовательно и повышения пу-
тевой устойчивости, оперение выполнено двухкилевым.
Кили развернуты внутрь на 12,5° и снабжены неуправля-
емыми предкрылками (рис. 5.13).
На режимах набора высоты, горизонтального полета и
планирования на режиме минимальной мощности на ско-
ростях КПр = 230—250 км/ч вертолет обладает путевой ста-
тической устойчивостью при скольжении. С уменьшением
скорости путевая статическая устойчивость по углу сколь-
жения уменьшается и на Кпр=140 км/ч при правых сколь-
жениях с р = 4—5° вертолет становится нейтральным, а
при углах р>10° появляется статическая путевая неустой-
чивость (рис. 5.14). Указанная особенность существенного
влияния на пилотирование вертолета не оказывает. Путе-
вая управляемость во всем диапазоне приемлема.
На режиме самовращения при скорости 1/пр<70—
80 км/ч эффективность путевого управления заметно сни-
жается из-за уменьшения эффективности вертикального
оперения и обратного действия реактивных моментов.
Выполнять довороты необходимо координированно, а по-
садку— против ветра. На режиме висения минимальный
запас путевого управления появляется при предельно до-
пустимом боковом ветре 10 м/с слева и равен 18,3%.
100
Z zi — Znp Z/l z,z- ?npJ
Рис. 5.13. Путевая устойчивость вертолета
Изменение высоты полета от 0 до практического по-
толка не вызывает заметного изменения в характеристиках
устойчивости вертолета. При полете на высотах, близких
к практическому потолку, отмечается свойственное всем
вертолетам увеличение инертности вертолета при реаги-
ровании на отклонение рычагов управления.
По характеристике динамической устойчивости мате-
риалы испытаний показывают, что 'в полете без автопило-
та вертолет в возмущенном движении с освобожденным
управлением имеет в продольном отношении слабовыра-
женную (близкую к нейтральности) колебательно-апери-
одическую неустойчивость, в боковом — колебательную не-
101
устойчивость, которая с увеличением скорости уменьшает-
ся и на VDp=250 км/ч близка к нейтральности.
Рис. 5.14. Отклонение педалей в зависимости от скорости по-
лета и угла скольжения
Глава 6
ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
§ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Дальностью полета называется расстояние, пройденное
вертолетом от точки взлета до точки посадки. Затрачен-
ное при этом время является продолжительностью полета.
Различают понятия дальности (продолжительности)
технической, практической и тактической.
Технической дальностью (продолжительностью) назы-
вается дальность (продолжительность) полета одиночного
вертолета в штиль, в стандартных атмосферных условиях
до полной выработки топлива.
Практической дальностью (продолжительностью) на-
зывается максимальная дальность (продолжительность)
102
полета с учетом резервирования топлива на случай изме-
нения метеорологической обстановки.
Тактической дальностью (продолжительностью) назы-
вается максимальная дальность (продолжительность) по-
лета с учетом резервирования 'запаса топлива на случай
изменения тактической обстановки, метеоусловий, постав-
ленной задачи, а также для полета в группе (строем).
Дальность (продолжительность) полета слагается из
пути (времени), проходимого вертолетом при наборе вы-
соты (LHa6, Тнаб) в ГОрИЗОНТаЛЫЮМ ПОЛвТе (Д. п, Тг. п) и
при снижении (LCH, тсн):
7. — 7.наб Ч- . п '4 ^-*сн,
Т — ТнабЧ- Тг. п 4“ Тен-
Путь, время и расход топлива при наборе высоты и при
снижении практически определяются из графиков, приве-
денных в РЛЭ.
Для расчета Lr. п и тг. п необходимо определить распо-
лагаемый запас топлива для выполнения горизонтального
полета:
Gt г.п — GT запр " (GT.3 -р Gt наб Ч Gtch Ч- Gt а из Ч- Gt невыр)»
где GTзапр •—заправка вертолета топливом согласно зада-
нию;
GT.s — расход топлива на запуск двигателей и руле-
ние (7 кге/мин);
GT наб —расход топлива на разгон вертолета до эконо-
мической скорости и набор заданной высоты
(определяется по графикам РЛЭ);
GTch — расход топлива на снижение, торможение,
зависание и посадку (определяется по графи-
кам РЛЭ);
GT анз — аэронавигационный запас топлива (10—15%
от заправки);
GTневыр — невырабатываемый остаток топлива (25 л).
Дальность и продолжительность горизонтального поле-
та определяются по формулам:
т ___ ^ТГ.П ф __^ТГ.П
-^Г.П - » ^Г.п ------ _ >
q Q
где q — километровый расход топлива, кге/км;
Q — часовой расход топлива, кпе/ч.
103-
Максимальная дальность и продолжительность полета
достигаются соответственно на наивыгоднейшей и эконо-
мической скоростях (рис. 6.1).
Рис. 6.1. Экономическая и наивыгоднейшая
скорости полета
§ 2. ЧАСОВОЙ РАСХОД ТОПЛИВА
Часовой расход (кгс/ч) топлива определяется по фор-
муле
Q •— CeNе с у —
с^г.:
^м^в
о кгс
где се — удельный расход топлива,л с /ч' ,
Асс. у — мощность силовой установки на данном режиме
полета, л. с.;
—коэффициент использования мощности;
т)в—коэффициент полезного действия несущих винтов.
В установившемся полете располагаемая мощность
(кгс/ч) равна потребной: NP—ND, следовательно, в гори-
зонтальном полете
Из формулы видно, что при — — const минимальный
Чв
часовой расход топлива достигается при минимальном зна-
чении потребной мощности Л/Пг. пмип, которое имеет место
при полете на экономической скорости ИЭк „(рис. 6.2).
104
Таким образом, для достижения максимальной про-
должительности необходимо осуществлять полет на эконо-
мической скорости Уэк. пр=118 км/ч.
С увеличением высоты полета экономическая скорость
по прибору уменьшается в среднем на 2 км/ч на каждую
1000 м.
При увеличении массы вертолета увеличивается потреб-,
ная мощность, что приводит к увеличению часового рас-
хода топлива (рис. 6.3). В среднем при изменении массы
Дб=±1 тс часовой расход топлива изменяется на AQ=-
= ±100 кгс/ч.
При увеличении высоты полета уменьшается удельный
расход топлива. В то же время потребная мощность Яиг.п
увеличивается, т. е. влияние этих двух факторов на часо-
вой расход топлива происходит одновременно. Так, при
GB^10 тс определяющим с увеличением высоты полета
является уменьшение удельного расхода топлива, поэтому
часовой расход топлива вплоть до Я=3000 м уменьшает-
ся. При GB>10 тс до Я=1000 м часовой расход топлива
уменьшается, так как удельный расход топлива уменьша-
ется в большей степени, чем увеличивается потребная мощ-
ность. На высотах более 1000 м часовой расход топлива
увеличивается, так как более интенсивно растет потребная
мощность.
105
лета
§ 3. КИЛОМЕТРОВЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА (рис. 6.4)
Рис. 6.4. Километровый расход топлива
106
Километровый расход топлива (кгс/км) определяется
по формуле
__ Q __ г. п
q~ V- 3,6ЕЛЕ ’
Из формулы видно, что минимальный километровый
расход топлива достигается на наивыгоднейшей скорости
полета, при которой минимально отношение —^-г—.
Наивыгоднейшая скорость по прибору с увеличением
высоты уменьшается в среднем на 10 км/ч на каждую
1000 м.
При увеличении массы вертолета увеличивается пот-
ребная мощность Лпг.п и, следовательно, километровый
расход топлива. При массе GB=C9,8 тс километровый рас-
ход топлива уменьшается до Я=1000 м, а затем увеличи-
вается за счет более интенсивного увеличения отношения
~ (рис. 6.5).
Рис. 6.5. Зависимость километрового расхода
топлива от массы вертолета и высоты полета
Практически расчет дальности и продолжительности
полета выполняется в соответствии с данными, имеющи-
107
мися в РЛЭ. При расчетах необходимо учитывать расход
топлива на маневрирование (разгон, торможение, полет
по кругу), а также на полет в строю.
Так как скорости полета вертолета сравнительно неве-
лики, то на дальность полета большое влияние оказывают
скорость и направление ветра, которые учитываются при
расчете. В этом случае
г Г)
где и —скорость ветра (« + » попутного, «—» встречного).
; 'л; Г л а в а 7
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ
С точки зрения особенностей техники пилотирования
вертолета к особым случаям в полете относятся полет и
посадка вертолета с одним работающим двигателем, а так-
же планирование и посадка вертолета на режиме самовра-
щения несущих винтов.
Эти полеты могут выполняться как в аварийной ситуа-
ции, при отказе одного или обоих двигателей, так и в учеб-
ных целях.
§ 1. ПОЛЕТ С ОДНИМ РАБОТАЮЩИМ
ДВИГАТЕЛЕМ
Выключение (отказ) в полете одного двигателя связа-
но с уменьшением располагаемой мощности. В связи с тем
что при уменьшении мощности одного двигателя другой
автоматически стремится поддержать обороты несущих
винтов, выключение (отказ) одного из двигателей при ра-
боте их на II крейсерском режиме и ниже не приводит к
заметной разбалансировке вертолета, снижению оборотов
несущих винтов и уменьшению высоты полета. Однако при
работе двигателей на режимах выше II крейсерского не-
достаток мощности не может быть компенсирован рабо-
тающим двигателем и продолжение полета зависит от гра-
мотных действий летчика.
Рассматривая кривые потребных и располагаемых мощ-
ностей для конкретных массы вертолета и высоты полета,
можно сделать следующие выводы (рис. 7.1):
— в диапазоне скоростей, где NV<.NU, горизонтальный
полет невозможен, вертолет будет лететь со снижением;
108
— на скоростях, где Np=Nn, возможен горизонтальный
полет;
— в диапазоне скоростей, где NP>N„, возможен не
только горизонтальный полет, но и набор высоты с опреде-
ленной Vy.
Рис. 7.1. Изменение диапазона скоростей горизонтального по-
лета при отказе одного двигателя
Таким образом, чтобы обеспечить возможность манев-
рирования, полет с одним работающим двигателем целе-
сообразно выполнять на скоростях, близких к экономи-
ческой.
Диапазон высот и скоростей полета при одном рабо-
тающем двигателе зависит от режима полета, полетной
массы вертолета и атмосферных условий. Практически наи-
большая избыточная мощность двигателя обеспечивается
на приборных скоростях 110—120 км/ч, а наименьший ки-
лометровый расход топлива на взлетном режиме работы
двигателя — на скорости 180 км/ч. Минимально допусти-
мая скорость горизонтального полета с одним работающим
двигателем ограничена приборной скоростью 70 км/ч, что
связано с обеспечением безопасности по режиму вихревого
кольца, а также возможностью перехода на режим авторо-
тации в случае отказа второго двигателя.
Полет с одним работающим двигателем, а также выклю-
109
чение двигателя в полете в учебных целях рекомендуется
производить на высотах //<1000 м (больше AN).
Практически отказ одного двигателя на моторном пла-
нировании и в горизонтальном полете на Vni,= 140 км/ч
без последующего вмешательства летчика в управление не
приводит к заметной разбалансировке вертолета. Обороты
несущих винтов уменьшаются примерно на 1,5% при пла-
нировании и на 3%; в горизонтальном полете. Ухудшения
управляемости не отмечается.
В наборе высоты на I крейсерском режиме с УПр=120—
130 км/ч разбалансировка также незначительна, а умень-
шение оборотов несущих винтов через 3—4 с может до-
стичь 6—7%, поэтому требуется вмешательство летчика
для восстановления оборотов.
В наборе высоты на номинальном режиме с Впр=
= 130 км/ч при времени невмешательства летчика в уп-
равление 1,2—1,3 с обороты несущих винтов падают на 9—
10%. Для восстановления оборотов несущих винтов необ-
ходимо уменьшать ОШ на 4—4,5°.
В наборе высоты на взлетном режиме с Vnp=120 км/ч
падение оборотов несуших винтов до 80—81% происходит
за 0,7 с, при этом для восстановления пнв кроме уменьше-
ния ОШ на 5—6° требуется увеличение тангажа на 7—8°.
Это требует повышенного внимания летчика при использо-
вании номинальной и взлетной мощности двигателей.
В горизонтальном полете с V'np=250 км/ч при практи-
чески мгновенном вмешательстве летчика в управление
(0,1—0,15 с) обороты несущих винтов падают до 78—81%.
Сброс ОШ до 0° замедляет темп падения оборотов, однако
для их восстановления требуется немедленное энергичное
увеличение тангажа до 15°.
Таким образом, при отказе одного двигателя в полете
необходимо:
— уменьшить общий шаг так, чтобы обороты несущих
винтов были не ниже допустимых;
— установить скорость полета не менее 70 км/ч при
оборотах несущих винтов (90+2) %;
— при полете на большой высоте снизиться до //<
<1000 м;
— рычагом ОШ установить необходимый режим рабо-
тающему двигателю (вплоть до взлетного) и на этом ре-
жиме в зависимости от обстановки или продолжить полет,
или подобрать площадку и произвести посадку. При от-
казе двигателя на скорости полета, близкой к нулевой, воз-
можно резкое увеличение вертикальной скорости, для
ПО
уменьшения ее следует увеличить поступательную ско-
рость, учитывая, что разгон вертолета при этом сопровож-
дается значительной потерей высоты.
§ 2. ПОСАДКА ВЕРТОЛЕТА С ОДНИМ
РАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ
Основным видом посадки вертолета с одним работаю-
щим двигателем является посадка по-вертолетному, одна-
ко, если позволяют размеры посадочной площадки, реко-
мендуется производить посадку с поступательной скоростью
(по-самолетному).
При посадке на площадку ограниченных размеров не-
достаток мощности двигателя при большой посадочной
массе восполняется использованием энергии вращения не-
сущих винтов за счет подрыва рычага общего шага. Пла-
нирование на посадку выполняется на скорости 120—
140 км/ч. Торможение вертолета производится с таким
расчетом, чтобы на высоте 20—25 м поступательная ско-
рость по прибору была равна 50—60 км/ч. При этом за
счет взятия ручки ППУ на себя подъемная сила несущих
винтов будет увеличиваться, а поступательная и вертикаль-
ная скорости — уменьшаться.
На высоте 15—20 м рычагом ОШ двигатель выводится
на взлетный режим и снижение продолжается на скорости
по прибору, равной 40—50 км/ч.
На высоте 8—10 м производится энергичное торможе-
ние поступательной скорости увеличением угла тангажа до
10—12°, а увеличением ОШ на 2—3° вертикальная скорость
снижения доводится до 0,5—2 м/с.
На высоте 1—3 м выполнить «подрыв» энергичным уве-
личением ОШ до максимального значения для гашения
вертикальной скорости снижения к моменту приземления.
Одновременно отдачей ручки ППУ придать вертолету по-
садочный угол тангажа 8—10°.
Приземление производится на основные колеса, после
чего уменьшением ОШ до минимального и установкой руч-
ки ППУ в нейтральное положение вертолет опускается на
передние колеса.
При посадке вертолета с посадочной массой, близкой
к максимальной, возможно уменьшение оборотов несущих
винтов к моменту приземления до величины менее 75%.
Посадка вертолета на корабль осуществляется по бо-
лее крутой траектории. При этом посадочная масса верто-
лета не должна превышать 9 тс. Заход на посадку осу-
ществляется с таким расчетом, чтобы на высоте 50 м уда-
111
Рис. 7.2. Траектория посадки вертолета на площадку ограниченных размеров
112
Леино от площадки составляло 50—60 м, а скорость была
нс менее 70 км/ч.
11а удалении 20—25 м от центра ВППл на высоте 15—
20 м и скорости около 60 км/ч энергичным взятием ручки
ППУ на себя необходимо установить угол тангажа, рав-
ный 10—15°, погасить скорость и придать вертолету нор-
мальный посадочный угол, т. е. уменьшить угол тангажа до
8—10°. Уточнив расчет точки приземления, произвести
плавное уменьшение вертикальной скорости с таким рас-
четом, чтобы она на высоте 0,5 м не превышала 0,2 м/с.
Посадка производится без выдерживания с заторможенны-
ми колесами (рис. 7.2).
Испытания подтверждают возможность и безопасность
выполнения посадок с одним работающим двигателем на
ВППл движущегося корабля проекта 1143 при бортовой
качке 3—5°. Оценка материалов испытания показывает,
что при бортовой качке более 5° (8—10°) посадка также
возможна, но не исключена поломка вертолета.
При отказе двигателя на рабочих высотах висения
(Н 25 м) запаса высоты недостаточно, чтобы перейти на
полет с одним работающим двигателем. В связи с умень-
шением мощности, подводимой к несущим винтам, верто-
лет начнет снижаться. Работающий двигатель автомати-
чески начнет входить на повышенный режим работы, но
для этого необходимо время, равное времени приемистости.
Из-за недостатка мощности обороты несущих винтов нач-
нут уменьшаться и, если при этом увеличить шаг винтов,
обороты могут снизиться до недопустимо малой величины,
что приведет к увеличению вертикальной скорости непо-
Рис. 7.3. Действия при отказе двигателя на висении
8 Зак. 3154дсп
113
средственно перед посадкой. Уменьшение шага для вос-
становления оборотов винтов не даст желаемого эффекта,
так как недостаточно времени. Поэтому до высоты 3—5 м
пользоваться рычагом общего шага не рекомендуется. На
высоте 3—5 м необходимо энергичным увеличением шага
винтов выполнить «подрыв» и плавно приводнить вертолет
(рис. 7.3).
Посадка вертолета с одним работающим двигателем
по-самолетному практически не отличается от посадки с ра-
ботающими двигателями.
§ 3. ПЛАНИРОВАНИЕ И ПОСАДКА ПРИ
НЕРАБОТАЮЩИХ ДВИГАТЕЛЯХ
Исследованиями установлено, что аварийная ситуация,
возникающая при одновременном отказе двух двигателей
на изучаемом вертолете, является событием практически
невероятным (его вероятность составляет 10 12—10 13). Но
и при отказе силовой установки безопасность приземления
обеспечивается.
Работа несущих винтов в режиме самовращения
Режимом самовращения (авторотации) называется ре-
жим работы несущих винтов, когда для их вращения ис-
пользуется энергия воздушного потока. Следовательно, на
этом режиме эквивалентная индуктивная мощность и
мощность, потребная для преодоления профильного сопро-
тивления лопастей Апр, сообщаются несущим винтам из-
вне, т. е. набегающим потоком.
Условием самовращения несущих винтов является об-
текание их воздушным потоком снизу, поэтому этот режим
возможен при снижении вертолета и аналогичен планиро-
ванию с задросселированными двигателями.
Для выяснения возможности самовращения несущих
винтов рассмотрим силы, действующие на элемент лопасти
при различных углах установки.
В моторном полете воздушный поток подходит к эле-
менту лопасти сверху, захватывается им и отбрасывается
вниз. При этом (рис. 7.4, а) углы атаки элемента аР срав-
нительно невелики даже при большом угле установки <рош.
Полная аэродинамическая сила элемента отклонена назад,
образуя момент сопротивления (QHHW+Qnp)r, который пре-
114
л
Рис. 7.4. Схема сил, действующих на элемент лспасти при переходе на режим самовращения
Hh
115
Одолевается крутящим моментом на валах несущих вин-
тов.
При отказе (выключении) двигателей силы сопротивле-
ния приведут к торможению лопастей, уменьшению часто-
ты вращения несущих винтов и к снижению вертолета.
Воздушный поток в этом случае будет обтекать элемент
лопасти снизу (рис. 7.4, б). При неизменном угле установ-
ки (<Р1=<р) угол атаки элемента становится большим,
подъемная сила элемента падает, его сопротивление рас-
тет, общая аэродинамическая сила Rel еще больше от-
клоняется назад, частота вращения несущих винтов падает,
наступает режим замедленного самовращения. Соотноше-
ние между основными углами при этом будет следую-
щим:
а —
где а— угол атаки;
8— угол качества;
<р— угол установки элемента лопасти.
Если шаг винтов значительно уменьшить (<р2<Ф1), угол
атаки элемента также уменьшится и за счет уменьшения
сопротивления общая аэродинамическая сила Rez
(рис. 7.4, в) получит наклон в сторону движения элемента,
а ее горизонтальная составляющая явится силой, увеличи-
вающей частоту вращения. Элемент лопасти будет рабо-
тать в режиме ускоренного самовращения. Соотношение
между углами при этом должно быть:
а—8><р.
Для того чтобы обороты не превзошли допустимых зна-
чений, необходимо несколько увеличить угол установки
(шаг) до исчезновения ускоряющей силы, т. е. создать ус-
ловия, при которых
а—8=<р.
В этом случае (рис. 7.5) сила ДУ? перпендикулярна
плоскости вращения и элемент лопасти будет иметь посто-
янную скорость, т. е. работать в режиме установившегося
самовращения.
При выключении двигателей в полете для перевода
винтов в режим самовращения необходимо без промедле-
ния энергично уменьшить общий шаг до минимума, чтобы
не допустить падения оборотов. Необходимость сохранения
высоких оборотов диктуется тем, что при уменьшении обо-
ротов уменьшается центробежная сила лопастей, что при-
116
«le-бе> 'fe
c(t- Gt p«
Рис. 7.5. Условия ускоренного, установившегося и замедлен-
ного самовращения
водит к увеличению угла конусности, уменьшению эффек-
тивной поверхности вращения и увеличению вертикальной
скорости, а увеличение вертикальной скорости совместно с
уменьшением оборотов ведет к увеличению углов атаки ло-
пастей и срыву потока. Поэтому на режиме установивше-
гося самовращения обороты несущих винтов поддержива-
ют по верхнему пределу допустимых рабочих оборотов
(рис. 7.6).
Рис. 7.6. Работа элементов по размаху
лопасти на самовращении
Вследствие того что лопасть имеет геометрическую
крутку, элементы ее по размаху будут иметь различные
углы атаки и, следовательно, различные режимы самовра-
щения. Так, комлевые сечения работают в режиме уско-
117
ренного самовращения (а—0><р), а концевые—в режиме
замедленного самовращения (а—0<<р).
В поступательном полете углы атаки за счет косой об-
дувки и маховых движений лопастей в азимутах г|; = 270°
больше, чем в азимуте гр = 90°. Поэтому в азимуте гр = 270°
а—0>(р, следовательно, лопасть ускоряет вращение не-
сущего винта, а в азимуте гр = 90° а—0<?ср — тормозит.
Таким образом, лопасть азимута 270° как бы протаскива-
ет лопасть азимута 90°. Суммарный момент всех лопас-
тей, действующих на втулку, должен быть равен нулю; в
этом случае обороты будут постоянными.
На вертолете соосной схемы в поступательном полете
на режиме самовращения скошенный ННВ поток умень-
шает угол атаки ВНВ, поэтому при одинаковых углах уста-
новки лопастей (tpB=<Pn) ВНВ работал бы в режиме за-
медленного самовращения, ННВ — ускоренного.
На изучаемом вертолете фв><Рн, этот факт несколько
выравнивает углы атаки ВНВ и ННВ, поэтому несущие
винты работают на режиме самовращения примерно в оди-
наковых условиях.
Планирование и посадка на режиме
самовращения
Планирование на режиме самовращения несущих вин-
тов аналогично установившемуся снижению по наклонной
траектории. Траектория планирования выбирается в зави-
симости от расстояния до выбранной посадочной площадки.
Каждому наклону траектории соответствует своя скорость
планирования, которая может меняться в больших преде-
лах, при условии сохранения оборотов несущих винтов. В со-
ответствии со схемой сил, действующих на вертолет,
установившееся планирование на режиме самовращения
несущих винтов достигается при:
Rx—Gz— QBP (условие Кпл —const);
Ry=Gi (уловие 0ПЛ = const);
= = 2Х=о.
Из треугольника скоростей на планировании (рис. 2.17)
Vy~ Кпл sin 0ПЛ, т. е. чем больше угол планирования, тем
больше вертикальная скорость. Известно, что при верти-
кальном планировании на самовращении несущих вин-
тов
Уу = 3,бУр.
118
где р — удельная нагрузка на сметаемую площадь, а при
планировании на скорости, близкой к экономической:
/ = 1,5/7.
Таким образом, при планировании на экономической
скорости вертикальная скорость снижения в 2—2,5 раза
меньше, чем при парашютировании. Поэтому планирова-
ние па Уэк считается самым выгодным режимом для полу-
чения Ущмин.
Если еще учесть влияние воздушной подушки на Vy во
время посадки и кратковременное использование макси-
мального шага несущих винтов при приземлении, то поса-
дочная Vy в этом случае не превысит 0,2—0,3 м/с.
При планировании вертолета с неработающими двига-
телями вращение винта происходит вследствие взаимодей-
ствия его с встречным потоком, который возникает при сни-
жении вертолета под действием силы тяжести G. Сила G
при планировании вертолета со скоростью Упл совершает
секундную работу GVy. Эта работа эквивалентна мощности
двигателя, потребной для горизонтального полета вертоле-
та со скоростью V = Упл, т. е. — G Уг/=75Л/потр.
На основании этого соотношения графоаналитическим
методом в полярной системе координат строится зависи-
мость между вертикальной скоростью снижения и ско-
ростью планирования при различных углах 0 (рис. 7.7).
На этой кривой, называемой полярной диаграммой сниже-
ния на самовращении, отмечаются характерные точки:
1 — режим парашютирования, 0СН=9О° (практически не
применяется из-за больших Vy и низкой путевой устойчи-
вости вертолета);
2—минимально допустимая скорость планирования, на
которой обеспечиваются приемлемые вертикальные ско-
рости. На изучаемом вертолете введено дополнительное ог-
раничение Уплмин= ЮО км/ч, так как на меньших ско-
ростях планирования не обеспечивается необходимая эф-
фективность путевого управления;
3— режим планирования с /мин(Упл~ Уэк) достигает-
ся на скоростях 120—140 км/ч;
4 — режим наибольшей дальности планирования
0пл мин достигается на скорости, близкой к Унв;
5—режим максимально допустимой скорости планиро-
вания, которая ограничивается по срыву потока с корневых
сечений отступающих лопастей из-за увеличения углов ата-
ки. Зоны срыва (у ВНВ справа, у ННВ слева по полету)
становятся тем больше, чем больше скорость планирования
и меньше обороты несущих винтов. В связи с этим при
119
Рис. 7.7. Полярная диаграмма снижения на самовращении
120
выполнении планирования на режиме самовращения нель-
зя допускать уменьшения оборотов несущих винтов ниже
80% и увеличения приборной скорости планирования бо-
лее 200 км/ч (на 7У>2500 м Упл^^О км/ч).
Установившееся снижение на режиме самовращения
рекомендуется выполнять при оборотах несущих винтов,
равных 90—92%, при этом значение общего шага будет
тем больше, чем больше полетная масса вертолета. При
неизменном положении рычага общего шага обороты не-
сущих винтов уменьшаются с уменьшением барометриче-
ской высоты, так как увеличивается плотность воздуха и
растет профильное сопротивление лопастей. Поэтому по
мере снижения необходимо уменьшать общий шаг. При ми-
нимальной полетной массе на малых высотах число оборо-
тов винтов (при положении рычага общего шага на ниж-
нем упоре) может достигать минимально допустимого зна-
чения, а при массе менее допустимого минимального зна-
чения шага может не хватить для поддержания оборотов
несущих винтов даже по нижнему пределу.
Таким образом, при отказе двигателей для перевода
вертолета на установившееся планирование необходимо
энергично уменьшить общий шаг до минимального значе-
ния, а при падении оборотов несущих винтов менее 80%
и Упр^ЮО км/ч, энергично взяв ручку ППУ на себя, уве-
личить тангаж до 20—25° для восстановления оборотов не-
сущих винтов. После восстановления оборотов уменьшить
тангаж до значения, при котором достигается Упр=120—
140 км/ч. Рычагом общего шага поддерживать обороты
несущих винтов в рабочих пределах (рис. 7.8).
Посадку необходимо выполнять с возможно минималь-
ной скоростью приземления. Выравнивание вертолета с од-
новременным гашением скорости начинается с высоты 50 м
по РВ. С высоты 15 м увеличением общего шага произво-
дится «подрыв» с таким расчетом, чтобы приземление про-
изошло на колеса основных стоек шасси, а вертикальная
скорость была не более 0,2 м/с.
При отказе двигателей на рабочих высотах висения над
морем действия практически не отличаются от действий
при отказе одного двигателя.
121
Рис. 7.8. Схема сил и траектории посадки вертолета при отказе силовой установки
122
РАЗДЕЛ II
КОНСТРУКЦИЯ ВЕРТОЛЕТА
Глава 8
ФЮЗЕЛЯЖ
Фюзеляж служит для размещения экипажа, грузов, обо-
рудования, агрегатов и систем вертолета и является свя-
зывающим звеном всей конструкции, воспринимающим как
распределенные, так и сосредоточенные нагрузки.
Фюзеляж представляет собой цельнометаллический по-
лумонокок балочно-стрингерного типа. Он состоит из пе-
редней и хвостовой частей, хвостового оперения и гондолы
двигателей.
§ 1. ПЕРЕДНЯЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА
Передняя часть фюзеляжа конструктивно состоит из
каркаса, обшивки, остекления, дверных проемов и люков.
Силовой каркас включает в себя:
— поперечный набор;
— продольный набор;
— окантовки люков, дверных и оконных проемов;
— полы кабины экипажа и грузовой кабины.
Поперечный набор состоит из двадцати шпангоутов,
пять из них (4, 7, 9, 10а и 16)—силовые, имеющие узлы
для восприятия сосредоточенных нагрузок.
Продольный набор состоит (рис. 8.1) из двух лонжеро-
нов 1, двух верхних силовых балок 2, двух нижних про-
дольных балок 5, набора стрингеров 3 и местных продоль-
ных профилей и балочек. Лонжероны и балки связывают
между собой шпангоуты каркаса в единую систему. Стрин-
геры служат для подкрепления обшивки.
Верхние силовые балки воспринимают нагрузку от си-
ловой установки. Они имеют узлы крепления двигателей,
площадки узлов крепления редуктора, кронштейны креп-
ления прибора 10. Нижние продольные балки несут узлы
крепления балочных и кассетных держателей, а также на-
правляющие для загрузки бомбоотсека.
Окантовки дверных проемов и люков компенсируют
вырезы в фюзеляже.
12а
124
Пол кабины экипажа 7 выполнен из дюралюминиевых
листов и трехслойных панелей с сотовым заполнителем. На
нем крепятся кресла летчика и штурмана, каркас цент-
рального пульта, площадки под педали и ручки управле-
ния.
Пол грузовой кабины 6 от бортов фюзеляжа до про-
дольных балок выполнен из восьми отдельных трехслойных
панелей, а между продольными балками — из листового
дюралюминия с четырьмя люками доступа в бомбоотсек.
На полу крепятся кресло штурмана-оператора, узлы креп-
ления оборудования, лебедки БЛ-47, приспособления для
подъема в бомбоотсек средств поиска и поражения.
Передняя часть фюзеляжа по целевому признаку разде-
ляется на следующие отсеки: кабину экипажа, грузовую
кабину, контейнеры топливных баков и бомбоотсек.
Кабина экипажа расположена между шп. 1—4а, она
имеет левую и правую (более широкую) сдвижные назад
двери, фиксируемые в различных положениях. Левая дверь
может быть заперта снаружи ключом, правая — с помощью
флажка только изнутри. Для аварийного сброса левой две-
ри имеется ручка, расположенная в передней части проема,
а для сброса правой двери — две ручки в передней и задней
частях дверного проема. Ручки аварийного сброса дверей
окрашены в красный цвет Герметизация дверей осущест-
вляется резиновым уплотнением.
Пилотажно-навигационные приборы, приборы контроля
работы силовой установки и систем вертолета расположены
на приборной доске летчика (рис. 8.2*)- Там же располо-
жены табло аварийной и предупреждающей сигнализации.
На правой части приборной доски размещены приборы и
оборудование для работы штурмана.
На потолке кабины экипажа расположен верхний пульт
управления (рис. 8.3), в состав которого также входят ле-
вая, правая боковые панели и блок светосигнализации,
включающий в себя табло уведомляющей сигнализации
(рис. 8.4*).
Центральный пульт (рис. 8.5) размещен между сиденья-
ми летчика и штурмана. С левой стороны центрального
пульта закреплен пульт управления двигателями и тормо-
зом несущих винтов.
Пульт проверки работы регулятора предельных режимов
(РПР) расположен слева под приборной доской летчика
(рис. 8.6).
* Рис. 8.2 и 8.4 помещены вклейкой в конце книги.
125
1 — табло-кнопка ЦСО; 2 —'табло сигнальные ТС-2к; 3 — индикатор дальности н скорости ИДС-1; 4— ком-
бинированный прибор ДА-30; 5 — табло сигнальное ТС-2ж; 6 — авиагоризонт АГР-74В-10; 7 — указатель
оборотов винтов ИТЭ-1Т; 8 сдвоенный указатель оборотов двигателей ИТЭ-2Т; 9 — часы АЧС-1МК; 10 —
кнопка-табло; 11—указатель режимов работы двигателей; 12 — термометр масла редуктора ТУЭ-48; 13 —
светильник; 14 — манометр (масла редуктора УИ1-8; 15 — табло сигнальное ТС-2ж; 16 — блоки УС и ПС из
комплекта ДИСС; 17 — индикаторы температуры гид росмеси; 18 — прибор навигационный плановый
""""2 4::; 19 — сдвоенный указатель температуры газов 2УТ-6к; 20— указатель топливомера УТО-2к; 21 —
- — -индикаторы давления гидросистем и насосной станции; 23— вольтметр В-1; 24 —
1""; 26— амперметр АФ1-150; 27 — высотомер барометрический ВМ-15;
:а 2КНР контроля сигнализации; 30 — переключение посадочных фар—юснов-
. навигационный плановый ПНП-72-4м; 32—блок 6 ДИСС; 33 —табло сигналь-
|ясотомера А-031-4-2; 35 —прибор командный пилотажный ПКП-77; 36 — указатель
сигнальные ТС-2к; 38 — термометр ТСТ-282С выходящих газов АИ-9; 39 т- ука-
Изд. № 9/9053дсп
Зак. 3154дсп
ПНП-72-4м;
табло сигнальное ТС-Бж; 22 (—
амперметр А-2; 25 — вольтметр ВФО,4-150;
28 — кнопка-табло; 29 — кнопк
иой н резервной; 31 — прибо;
ные; 34 — указатель радиов
скорости УС-350; 37 — табло
затель манометра тормозов УЙ|1-40; 40 — указатель положения шага винтов
стекпооч штурм
ЬодЬ ЩВТКи
Рис. 8.4. Боковые панели и блок светосигнализации
I
iqirXn иинхёэд ‘g’S 'эи^
О
H
а
h
си
I/
м
1
о
Рис. 8.5. Центральный
i'ywdAim
128
РЕГУЛИРОВКА ЯРКОСТИ
пульт
9 Зак. 3154дсп
129
Рис. 8.6. Пульт проверки РПР Й
Управление сбросом оружия производится с пульта
(рис. 8.7), расположенного справа от штурмана под при-
борной доской.
Распределительное устройство РУ-10 (рис. 8.8) располо-
жено на потолке проема, соединяющего кабину экипажа с
грузовой кабиной. На панели устройства размещены авто-
маты защиты цепей питания шин и цепей питания потре-
бителей.
Пульт оператора (рис. 8.9*) расположен в грузовой ка-
бине рядом с креслом штурмана-оператора так, что, когда
штурман-оператор разворачивается спиной к правому бор-
ту вертолета, пульт находится перед ним.
Кресла экипажа не катапультируемые, обеспечивают
удобное размещение в полете и обслуживание на земле. В
чашках кресел размещаются парашюты с носимым аварий-
ным запасом.
Кресло летчика (рис. 8.10), регулируемое по высоте и на-
клону спинки. Высота сиденья изменяется в пределах 160 мм
с фиксацией в пяти промежуточных положениях с помощью
ручки 1, расположенной справа в нижней части кресла. На-
клон спинки назад изменяется от 14 до 25° относительно
вертикали с фиксацией в трех положениях от ручки 2, рас-
положенной справа от чашки сиденья. С помощью ручки 3,
расположенной на сиденье слева, спинка может укладыва-
ться вперед до упора в чашку, что облегчает доступ к ап-
паратуре, расположенной за сиденьем.
Кресло штурмана (рис. 8.11), не регулируемое по высо-
те, имеет устройство наклона спинки назад и складывается
вперед до упора в чашку. Фиксация наклона спинки назад
осуществляется от ручки, расположенной справа от чашки
сиденья, а складывание спинки вперед — от рукоятки на
задней стороне спинки. Складывание спинки сиденья впе-
* Рис. 8.9 помещен вклейкой в конце книги.
130
Рис. 8.7. Пульт управления сбросом
оружия
131
9*
ПЕРЕД ВЫЛЕТОМ ВКЛЮЧИ
ПИТАНИЕ
УСТ.ГЛУБ. У У С
СИГМ.
ОБШ,.
Рис. 8.8. Пульт РУЛО
П О Д ГО Т О В к А
ЕП.БДТДР. ДМП. ВН.ИСТ.
ПОДГОТОВКА
АВТ. РУЧН. ИЗД-29^
ТАКТ. СБРОС ПРЕДО-
ПОДГ. СПЕД. ИЗД ХРАМ.
ТАКТИЧ. СБРОС
СБРОС ОМАБ
АВАР. СБРОС
СБРОС ВЗРЫВ СТВОР
Автомат
защиты
типа
АЗРГк
Светильник
алм по деве:*
та надписей
красным
светом
132
Рис. 8.10. Сиденье летчика
133
3
Рис. 8.9. Пульт штурмана-оператора
Изд. № 9/9053дсп
Зак. 3154ДСП
ред обеспечивает проход па рабочее место штурмана-опера-
тора и аварийное покидание им вертолета.
Кресло оператора (рис. 8.12), не регулируемое по высо-
те, имеет механизм изменения наклона спинки назад в пре-
делах от 14 до 20° с фиксацией только в крайних положени-
ях. Кресло разворачивается на 105° влево от продольной
134
оси фюзеляжа с фиксацией в восьми положениях от ручки,
расположенной слева чашки сиденья.
Рис. 8.12. Сиденье штурмана-оператора
Сиденья членов экипажа оборудованы привязными рем-
нями: одним плечевым и двумя поясными.
В грузовой кабине размещаются рабочее место штурма-
на-оператора, специальное оборудование, оборудование си-
стем вертолета и топливные баки № 5, которые расположе-
ны по левому и правому бортам. По левому борту кабина
имеет сдвижную назад дверь с окнами из оргстекла. Над
проемом двери расположена ручка аварийного сброса двери.
Пол грузовой кабины, нижние продольные балки, ниж-
ние стенки шпангоутов, обшивка и нижние панели (рис. 8.1)'
образуют отсеки (контейнеры) топливных баков № 1—4 (4).
Между нижними продольными баками и шп. 4—14 рас-
положен бомбоотсек, ограниченный сверху полом грузовой
кабины и закрываемый снизу двумя складывающимися при
открытии створками. Створки (рис. 8.13) открываются дву-
135
Рис. 8.13. Механизм открытия створок бомболюка
мя механизмами. На механизмах управления установлены
блоки концевых выключателей, которые служат для сигна-
лизации положения створок и подключения вспомогатель-
ной гидросистемы в случае отказа основной.
Отсек прибора 10 изделия «Рось-В» расположен между
шп. 14—16. Снизу он закрывается двумя створками, имею-
щими механизм открытия, аналогичный механизму откры-
тия створок бомбоотсека.
Управление открытием и закрытием створок бомбоотсе-
ка осуществляется переключателем Б/Л1ОК ОТКР. —
Б/ЛЮК ЗАКРБ1Т, расположенным на центральном пуль-
те. Положение створок контролируется по сигнальному
табло на блоке светосигнализации.
Управление створками прибора 10 осуществляется с
пульта оператора переключателем ВЫПУСК — УБОРКА
с предварительной установкой переключателей ГАС —
АПМ в положение ГАС, КОНТРОЛЬ УПР. ЛЕБЕД. в по-
ложение СТВОРКИ. При открытом положении люка на
пульте оператора горит табло ЛЮК ГАС ОТКР.
136
§ 2. ХВОСТОВАЯ ЧАСТЬ ФЮЗЕЛЯЖА
Хвостовая часть фюзеляжа предназначена для крепле-
ния хвостового оперения и размещения оборудования. Она
состоит (рис. 8.14) из силового каркаса, окантовок люков,
обшивки и хвостового кока. Силовой каркас включает про-
дольный и поперечный наборы.
Шп. IE Шп. _ /7 Шп. 18 Шп. /9 Шп. 20 Шп. 21 Шп. 22
Рис. 8.14. Силовой набор хвостовой части фюзеляжа
Поперечный набор состоит из семи кольцеобразных шп.
16—22 (за исключением шп. 18 из-за наличия люка на ле-
вом борту). Шп. 16 усилен, так как по нему производится
стыковка носовой и хвостовой частей фюзеляжа.
Продольный набор состоит из четырех лонжеронов, двух
нижних балок, входящих в окантовку люка под раму ан-
тенны ДИСС, и стрингеров, подкрепляющих обшивку.
Обшивка и съемный хвостовой кок дюралюминиевые.
Сверху хвостовая часть фюзеляжа имеет закрытый орг-
стеклом вырез под рамочную антенну изделия «Огонек»,
строевой огонь и узлы крепления стабилизатора 1. По обе-
им сторонам хвостовой части имеются лючки для установ-
ки кассет сигнальных ракет 7, отверстия с утапливаемыми
заглушками 4 для крепления жесткой швартовки сложен-
ных лопастей несущих винтов, а на левом борту, кроме то-
го, — люк для доступа к радиоаппаратуре 5.
Снизу хвостовой части фюзеляжа расположены:
— технологический люк ДИСС 6, который с внутренней
стороны закрыт герметичным кожухом, а с внешней сторо-
ны — влагонепроницаемым обтекателем из стеклопластика;
137
— кронштейн крепления изделия «Бор» 3;
— лкж для радиобуя «Призыв-М» 8.
Внутри хвостовой части фюзеляжа к силовому набору
крепятся узлы этажерок аппаратуры, узлы управления
рулями направления и другого оборудования.
§ 3. ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ
Хвостовое оперение служит для обеспечения продольной
и путевой устойчивости вертолета. Оно состоит из стаби-
Рис. 8.15. Хвостовое оперение
138
лизатора и двух килей с рулями направления и неуправляе-
мыми предкрылками (рис. 8.15).
Стабилизатор состоит из двух лонжеронов 11, нервюр
10, носка 9, хвостовой части 7, верхних и нижних панелей 8.
Киль состоит из двух лонжеронов 3, семи нервюр 4,
стрингеров 5, накладки и дюралюминиевой обшивки. Свер-
ху и снизу килей имеются обтекатели 2, выполненные из
стеклоткани. Для повышения эффективности каждый киль
в средней части снабжен неуправляемым предкрылком 1,
который представляет собой профиль обтекаемой формы.
Рули направления 6 включают в себя каркас, состоящий
из лонжерона, балки, восьми нервюр и хвостового стринге-
ра, а также комбинированную обшивку, выполненную из
стеклоткани, дюралюминия и полотна.
Стабилизатор крепится к хвостовой части фюзеляжа в
четырех точках с углом установки 0°+15' относительно
строительной горизонтали фюзеляжа. Каждый киль кре-
пится к стабилизатору с углом установки 12°30'+15' (нос-
ками к оси фюзеляжа). Каждый руль крепится на шарни-
рах к килю четырьмя болтами и отклоняется на 22° вле-
во и вправо.
§ 4. ГОНДОЛА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Гондола силовой установки (рис. 8.16) имеет обтекае-
мую форму и служит для размещения:
Рис. 8.16, Гондола силовой установки
139
— двух двигателей ТВЗ-117КМ;
— редуктора ВР-252;
— вспомогательной силовой установки АИ-9;
— вентилятора и маслорадиаторов;
— рулевой системы РС-60;
— блоков и агрегатов систем вертолета.
Силовой набор гондолы состоит из пяти шпангоутов, за-
крепленных на фюзеляже, двух съемных стрингеров и от-
кидываемых панелей. Конструкция гондолы обеспечивает
свободный доступ ко всем агрегатам силовой установки.
§ 5. крепление силовой установки
Передняя часть двигателей крепится к фюзеляжу через
узлы на верхних силовых балках с помощью четырех регу-
Крепление передней
части двигателя
Рис. 8.17. Крепление силовой установки
140
лируемых тяг (рис. 8.17). Задняя часть двигателей соеди-
няется с редуктором через узел, являющийся элементом
конструкции редуктора. В этом узле соединение корпусов
двигателей и редуктора осуществляется на сферических
поверхностях, а соединение валов — сферическими шлица-
ми, что компенсирует допустимую несоосность валов дви-
гателей и редуктора.
Редуктор ВР-252 крепится четырьмя подкосами к двум
передним узлам на шп. 7 фюзеляжа и шестью подкосами
к двум задним узлам (площадкам) па подредукторных бал-
ках.
Двигатель АИ-9 крепится к фюзеляжу через раму и
два подкоса. Рама закреплена па цапфах с резиновыми
втулками.
Глава 9 »
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
Взлетно-посадочные устройства вертолета включают
шасси и надувные баллонеты.
Четырехколесное не убирающееся в полете шасси обес-
печивает буксировку, руление, взлет и посадку вертолета.
Переднее и основное шасси включают в себя по две неза-
висимых стойки (правую и левую). Стойки шасси представ-
ляют собой автономные амортизационные агрегаты, кото-
рые в совокупности с колесами предназначены для погло-
щения энергии удара при посадке вертолета, для гашения
колебаний типа «земной резонанс», а также для подъема
носовой и хвостовой частей фюзеляжа (НЧФ и ХЧФ).
Надувные баллонеты представляют собой мягкие емко-
сти, наполняемые воздухом. Они предназначены для уве-
личения плавучести и остойчивости вертолета при аварий-
ной посадке на воду.
§ 1. ПЕРЕДНЕЕ ШАССИ
Каждая стойка переднего шасси крепится к фитингу пе-
редней части фюзеляжа (шп. 4). Стойка шасси (рис. 9.1)
состоит из амортизатора 1, шлиц-шарнира 5 и оси коле-
са 6.
На амортизаторе крепятся: ограничитель разворота ко-
леса 3, фиксатор 4, стопорящий на земле колесо по линии
полета, и демпфер «шимми» 2. Устройство амортизатора
обеспечивает самоориентацию колеса в линию полета при
отрыве вертолета от земли.
141
Рис. 9.1. Передняя стойка
шасси
Амортизатор — жидкостно-газового типа, однокамерный,
с торможением штока на прямом и обратном ходах. Основ-
ными элементами амортизатора (рис. 9.2) являются: ци-
линдр 3, шток 2, плунжер 1 с клапаном гашения колебаний
типа «земйой резонанс» 4. Амортизатор в собранном виде
представляет собой герметически закрытый сосуд, который
условно делится на три полости:
142
Рис. 9.2. Схема амортизатора передней стойки шасси
— А (внутренняя часть плунжера и верхняя часть по-
лости цилиндра), заполнена азотом;
— Б (внутри штока, ниже плунжера);
— В (между штоком и цилиндром), заполнена гидро-
маслом.
При взлете, посадке и передвижении вертолета по земле
па колесе шасси возникают нагрузки, которые передаются
па шток амортизатора. Работа амортизатора состоит из
двух циклов — прямого и обратного хода штока.
143
Прямой ход штока начинается при нагрузке на него,
равной силе предварительной зарядки амортизатора. При
перемещении штока внутрь цилиндра объем полости Б
уменьшается, в полостях А и Б возникает разность давле-
ний, поэтому масло из полости Б через отверстия в кор-
пусе клапана 4 и через зазор между стаканом и корпусом
открытого клапана вытесняется в полость А. Из полости
А через зазор между гайкой 5 и цилиндром и отверстия в
буксе 7 масло вытесняется в увеличивающуюся по объему
полость В. Уровень масла в полости А повышается, сжи-
мая азот, давление увеличивается, нагрузка от колеса по-
глощается сжатым азотом, рассеивается при перетекании
масла и затрачивается на преодоление сил трения в бук-
сах. Движение штока внутрь цилиндра продолжается до
наступления равновесия между нагрузкой на колесо и ре-
акцией сжатого азота. Если нагрузка на колесо превыша-
ет реакцию сжатого азота, то при конечном обжатии амор-
тизатора буртик штока упирается в упорную гайку цилин-
дра.
Обратный ход начинается при уменьшении нагрузки на
колесо, когда под действием сжатого азота шток возвра-
щается в исходное положение. При этом объем полости Б
увеличивается и заполняется маслом из полости А через
отверстия в корпусе закрытого клапана и через зазор меж-
ду стаканом и корпусом клапана.
Кольцо торможения жидкости на обратном ходе 6 под
действием сил трения и разности давлений в полостях В и
А перекрывает кольцевой зазор между гайкой и цилиндром
и масло из полости В вытесняется через меньшую проход-
ную площадь.
Таким образом, усилия от внешних сил, воздействующих
на колесо, поглощаются амортизатором вследствие реакции
сжатого азота на прямом ходе, рассеивания энергии при
перетекании масла через каналы малого сечения и затрат
на трение как на прямом, так и на обратном ходе.
При колебаниях типа «земной резонанс» шток амортиза-
тора обжимается со скоростью 0,01—0,02 м/с. При посадке,
взлете и передвижении по земле скорость обжатия штока
составляет 1,5—2 м/с. Пружина клапана подобрана таким
образом, что при усилиях перепада давлений в полостях А
и Б, соответствующих скорости перемещения штока при
земном резонансе, клапан закрыт, т. е. при скорости об-
жатия штока 0,01—0,02 м/с энергия не аккумулируется
сжатым азотом, а поглощается при прохождении масла че-
рез малые отверстия в корпусе клапана, которые по пло-
щади рассчитаны на гашение таких колебаний.
144
Подъем НЧФ вертолета осуществляется подачей гидро-
масла под давлением 80 кгс/см2 из вспомогательной гидро-
системы в шток амортизатора через штуцер в его нижней
части. Под давлением поступающего в шток масла передви-
гается поршень 8, увеличивая в полости А давление азо-
та, шток выходит из цилиндра, длина амортизатора увели-
чивается, НЧФ поднимается.
Амортизатор заряжается гидромаслом АМГ-10 в объ-
еме 1800 см3 и техническим азотом с начальным давлением
12+1 кгс/см2.
Нетормозное колесо типа 44-1 (модель 7) имеет пнев-
матик размером 400X1500 мм с зарядным давлением воз-
духа 8—0,5 кгс/см2.
§ 2. ОСНОВНОЕ ШАССИ
Основное шасси является главной опорой вертолета по
’’пузоподъемности. Крепление стоек шасси к фюзеляжу осу-
ществляется через кардан в верхней части амортизатора
(шп. 9) и через два двухзвенных подкоса в нижней части
(шп. 9, 10а). Каждая стойка состоит из амортизатора, под-
косов, вилки и колеса.
Амортизатор жидкостно-газового типа, двухкамерный, с
торможением на прямом и обратном ходах штока. Основ-
ными элементами амортизатора (рис. 9.3) являются: ци-
линдр 1 с зарядными клапанами первой и второй камер,
плунжер 2 с клапаном гашения колебаний типа «земной
резонанс» 3, шток 5 с буксой и кольцом торможения об-
ратного хода, поршень 4, надетый на шток и разделяющий
полость между штоком и цилиндром на две рабочие каме-
ры. Амортизатор условно делится на четыре полости: А, Б,
В и Г. Полость А (в цилиндре и плунжере) и полость Г
(между штоком и цилиндром ниже поршня) заполнены
гидромаслом и азотом. В полости Г азот находится под
большим давлением, чем в полости А.
Полость Б (в штоке) и полость В (между штоком и ци-
линдром выше поршня) заполнены гидромаслом.
При возникновении на штоке амортизатора усилия, рав-
ного усилию страгивания, шток начинает перемещаться
внутрь цилиндра. Так как в полости А давление азота
меньше, чем в полости Г, то поршень на малом ходе (до
73 мм) следует за буксой, как бы помогая штоку двигать-
ся вверх, чем обеспечивается страгивание штока при не-
больших нагрузках. С изменением объемов полостей А и Б
гидромасло через отверстия в корпусе открытого канала и
10 Зак. 3154дсп
145
Прямой ход
Обратный
ход
с/'о 73 мм
более 73 мм
Рис. 9.3. Схема амортизатора основной стойки шасси
зазор в донышке клапана перетекает из полости Б в по-
лость А.
При обжатии амортизатора на ходе штока, равном
73 мм, поршень останавливается, так как давление в поло-
стях Ли Г выравнивается.
На ходе штока более 73 мм давление в полости А будет
повышаться, масло через отжатое кольцо обратного хода
146
й отверстия в буксе штока Станет перетекать из полости А
в полость В и поршень пойдет вниз, пока не упрется распор-
ной втулкой в буксу цилиндра.
При прямом ходе штока уровень масла в полости А по-
вышается, давление азота увеличивается, аккумулируя
часть энергии удара.
На обратном ходе под действием сжатого азота шток
возвращается в исходное положение. Объем полости Б уве-
личивается, масло из полости Л перетекает в полость Б че-
рез отверстия в донышке клапана. Объем полости В умень-
шается, масло из нее перетекает в полость А только через
калиброванные отверстия в торце гайки буксы, так как
кольцо обратного хода под действием перетекающей жид-
кости прижимается к торцу гайки, перекрывая кольцевой
зазор между гайкой и цилиндром. Шток движется вниз, по-
ка через поршень и распорную втулку не упрется в ниж-
нюю буксу.
Таким образом, принцип восприятия и рассеивания
энергии удара аналогичен принципу передней стойки, с
той разницей, что основная стойка воспринимает более ши-
рокий диапазон нагрузок благодаря применению двухка-
мерного амортизатора.
Работа амортизатора при колебаниях типа «земной резо-
нанс» аналогична работе амортизатора передней стойки.
Подъем ХЧФ осуществляется подачей гидромасла под
давлением 150 кгс/см2 из вспомогательной гидросистемы
под поршень 6 в штоке амортизатора через штуцер, распо-
ложенный в нижней его части.
Управление подъемом носовой и хвостовой частей фю-
зеляжа осуществляется переключателями ПОДЪЕМ ХВ.
БАЛКИ — ОПУСКАНИЕ ХВ. БАЛКИ, ПОДЪЕМ ФЮЗЕ-
ЛЯЖА — ОПУСК. ФЮЗЕЛЯЖА, расположенными на ле-
вой боковой панели верхнего пульта кабины экипажа, а так-
же на бортовом пульте зарядки гидросистемы.
Амортизатор стойки заряжается гидромаслом АМГ-10 в
объеме 2150 см3 в первой камере и 90 см3 во второй камере
н техническим азотом с начальным давлением 33 кгс/см2
в первой камере и 72 кгс/см2 во второй камере.
Тормозное колесо КТ-96А имеет пневматик размером
600 X 180 мм с зарядным давлением воздуха 10—0,5 кгс/см2.
В состав колеса (рис. 9.4) входит камерный тормоз, кото-
рый состоит из барабана 1 с тормозной рубашкой 2, корпу-
са /, двенадцати колодок 7, тормозной камеры 6, возврат-
ных пружин 3, штуцера с фланцем 5 и крепежных деталей.
Id
147
Рис. 9.4. Схема колеса КТ-96А
При нажатии на рычаг, расположенный на ручке ППУ,
или вытягивании рукоятки стояночного тормоза, располо-
женной слева у нижнего проема двери летчика, усилие пе-
редается на редукционный гидравлический клапан, кото-
рый открывает доступ рабочей жидкости в тормозную ка-
меру с давлением, зависящим от степени перемещения ры-
чага или рукоятки.
148
Давление рабочей жидкости в тормозной системе конт-
ролируется по указателю УИ1-40, расположенному в ниж-
ней части приборной доски.
При полностью нажатом рычаге рулежного тормоза
давление по манометру должно быть (12+1) кгс/см2, а при
полностью вытянутой рукоятке стояночного тормоза —
(24+1) кгс/см2. Максимальное давление в тормозной каме-
ре допускается в течение не более 5 мин. При длительной
стоянке вертолета давление в тормозах не должно превы-
шать 16 кгс/см2.
Рукоятка стояночного тормоза при вытягивании фикси-
руется в промежуточных положениях. Для снятия с фикса-
тора ее необходимо повернуть вокруг продольной оси вле-
во и отпустить. При полностью расторможенных колесах
допускается остаточное давление в тормозных камерах не
более 0,5 кгс/см2 по манометру.
Для проверки работоспособности манометра ДИМ-40Т
тормозной системы необходимо на верхнем пульте вклю-
чить АЗС ПРИБОРЫ ВМГ, ПРАВ. ДВИГ.
§ 3. ПНЕВМОСИСТЕМА
И АВАРИЙНЫЕ БАЛЛОНЕТЫ
Надувные съемные баллонеты, изготовленные из водо-
непроницаемой ткани, расположены на правом и левом бор-
тах фюзеляжа и крепятся к ним на специальных рамах.
В нерабочем положении баллонеты свернуты и закрыты
створками.
Для наполнения баллонет сжатым воздухом на вертоле-
те имеются две автономные съемные пневмосистемы, рас-
положенные по левому и правому бортам фюзеляжа. Каж-
дая система включает следующие основные агрегаты
(рис. 9.5): баллон 4 с пироголовкой ПГКц 3, пневмоци-
линдр 2, четыре эжектора 5 и баллонет с рамой крепле-
ния 1.
Универсальный баллон УБЦ-20-1 цилиндрической фор-
мы, емкостью 20 л, заряжается воздухом до давления
145^10 кгс/см2 от наземного источника. В горловину бал-
лона 4 ввернут переходник 3 с манометром и пироголовкой,
которая для надежности срабатывания снабжена двумя пи-
ропатронами.
Пироголовка имеет клапанное устройство, предохраня-
ющее баллон от повышения давления воздуха выше (200+
I 20) кгс/см2. Баллон крепится к ложементам на борту
фюзеляжа в зоне шп. 10 и закрывается обтекателем.
14$
Рис. 9.5. Схема системы наполнения баллонет
150
Пневмоцилиндр служит для открытия фиксаторов креп-
ления створки с последующей подачей сжатого воздуха в
эжекторы.
Эжекторы (рис. 9.6) предназначены для наполнения
баллонет эжектируемым и сжатым воздухом от пневмоси-
стемы. Соотношение сжатого и эжектируемого забортного
воздуха — 1:2. Все четыре эжектора установлены на раме
баллонета.
Рис. 9.6. Эжектор
Баллонет из водонепроницаемой ткани марки 23М раз-
делен перегородкой на два отсека, каждый из которых име-
ет по два армированных патрубка для соединения с эжек-
торами.
Работа системы наполнения аварийных баллонет. При
нажатии на кнопку БАЛЛОНЕТЫ — ТРОСОРУБ, распо-
ложенную на ручке общего шага (снизу), питание от ши-
ны 27 В через АЗС БАЛЛОНЕТЫ и реле поступает на пи-
ропатроны пироголовок, обеспечивая выход сжатого возду-
ха из баллона в пневмоцилиндр и перемещение штырей
фиксаторов крепления створки. Одновременно шток пнев-
моцилиндра открывает доступ сжатого воздуха к эжекто-
рам. После наполнения баллонет и падения давления в
ипевмосистеме воздушный канал эжектора закрывается
клапаном 1.
151
Рис. 9.7. Управление системой аварийных баллонет и ее контроль
Суммарный объем наполненных баллонет — 10,8 м3при
избыточном давлении в них 0,03—0,05 кгс/см2.
Время наполнения баллонет — 4—6 с.
В электросистеме управления наполнением баллонет
предусмотрена возможность проверки наличия и исправно-
сти пиропатронов. При установке галетного переключателя
(рис. 9.7), расположенного на верхнем пульте, в положение
БАЛЛОНЕТЫ ЛЕВ. 1, II — ПРАВ. I, II и нажатии на
кнопку КОНТРОЛЬ ПИРОПАТРОНОВ горящая вполна-
кала сигнальная лампа указывает на исправность пиропат-
ронов.
Глава 10
НЕСУЩАЯ СИСТЕМА ВЕРТОЛЕТА
Несущая система вертолета состоит из двух соосных
несущих винтов, вращающихся в противоположных направ-
лениях, и агрегатов управления винтами, объединенных в
колонку.
152
§ 1. КОЛОНКА НЕСУЩИХ ВИНТОВ
Колонка (рис. 10.1) состоит из следующих основных уз-
лов:
— втулок верхнего и нижнего винтов I, VI;
— верхнего и нижнего автоматов перекоса III, VII;
— верхней и нижней ползушек II, V;
— верхнего IV и нижнего токосъемников;
— механизма общего и дифференциального шага
(МОДШ) VIII.
Z
Втулки верхнего и нижнего винтов
Втулки установлены на валах верхнего и нижнего вин-
тов. Они предназначены для передачи крутящего момента
на несущие винты от валов редуктора и для передачи че-
рез редуктор на фюзеляж аэродинамических сил, возника-
ющих на лопастях.
Втулки верхнего и нижнего несущих винтов — трехшар-
нирного типа с разнесенными горизонтальными шарнира-
ми. По конструкции они аналогичны и отличаются следую-
щим:
— противоположным смещением ушей горизонтальных
шарниров на корпусах в соответствии с различным направ-
лением вращения винтов;
— втулка верхнего несущего винта (ВНВ) имеет цент-
робежные ограничители свеса, а втулка нижнего несущего
винта (ННВ) — центробежные ограничители взмаха лопа-
стей 6;
— на корпусе втулки ННВ установлен шлиц-шарнир
нижнего автомата перекоса.
Втулка несущего винта состоит из следующих основных
элементов (рис. 10.1):
— корпуса 1 с тремя парами ушей;
— трех вертикальных ограничителей 2;
— трех механизмов складывания лопастей 3;
— трех осевых шарниров 4\
— трех центробежных ограничителей свеса (взмаха)
лопастей 6.
Сочленение ушей корпуса втулки с головкой корпуса
вертикального ограничителя образует горизонтальный шар-
нир (ГШ), который обеспечивает возможность маховых
движений лопасти в вертикальной плоскости.
Сочленение корпуса вертикального ограничителя с паль-
цем осевого шарнира образует вертикальный шарнир
153
Рис. 10.1. Кинематическая схема колонки
151
(ВШ), который обеспечивает отклонения лопасти в плос-
кости вращения.
Осевой шарнир (ОШ) образуется сочленением пальца и
корпуса ОШ через три подшипника и обеспечивает воз-
можность поворота лопасти вокруг продольной оси, т. е. из-
менение угла установки лопасти.
Лопасть соединяется с корпусом ОШ через гребенку с
четырьмя парами ушей с помощью двух цилиндрических
болтов.
Для изменения угла установки лопасти поводок 5 кор-
пуса ОШ соединен тягой с качалкой ползушки.
Механизмы складывания лопастей установлены на всех
рукавах втулок й управляются от рукояток, имеющих два
положения — СКЛАД.— РАСКЛ. После установки руко-
ятки в соответствующее положение поворот лопасти произ-
водится вручную с помощью штанги с захватом.
Основные данные втулок
Расстояние от оси вращения до ГШ 150 мм
Расстояние от оси вращения до ВШ 565 мм
Расстояние от оси вращения до бол-
тов крепления лопасти.......... 970 мм
Кинематический радиус поводка . . 200 мм
Угол регулятора взмаха........... 36°
Угол опережения управления . . . 61°
Углы свеса лопастей:
нижней втулки................... 3°30'
верхней втулки:
на центробежном упоре . . . 0°30'
при выведенном упоре .... 3°30'
Углы взмаха лопастей:
нижней втулки:
на центробежном упоре . . . 2°30'
при выведенном упоре .... Не менее 15°
верхней втулки................ Не менее 15°
Углы отклонения лопастей относи-
тельно ВШ от оси вертикального
ограничителя:
вперед (по вращению) .... 7°
назад (против вращения) . . 12°
Обороты выхода центробежного ог-
раничителя взмаха нижней втулки
и центробежного ограничителя
свеса верхней втулки (при рас-
крутке винтов)................... 14O±fo об/мин
155
Обороты захода центробежного ог-
раничителя взмаха нижней втулки
и центробежного ограничителя
свеса верхней втулки (при тормо-
жении винтов)................... 120 _50 об/мин
Автоматы перекоса
Автомат перекоса представляет собой механизм, позво-
ляющий путем его наклона (от ручки ППУ) изменять угол
установки лопастей при вращающихся несущих винтах.
Изменение угла установки лопастей происходит цикличес-
ки в зависимости от их азимутального положения в плос-
кости вращения. При этом циклически изменяется значе-
ние аэродинамических сил лопастей, что вызывает измене-
ние наклона конуса вращения и общей аэродинамической
силы винта в сторону наклона автомата перекоса.
Нижний автомат перекоса VII (рис. 10.1) закреплен на
двух цапфах носка редуктора и состоит из внутреннего
кольца 15, наружного кольца 14 и кардана 16. Наружное и
внутреннее кольца сочленяются через два шарикоподшип-
ника, обеспечивающих вращение наружного кольца относи-
тельно неподвижного внутреннего.
Карданное кольцо одной парой цапф соединяется с внут-
ренним кольцом, а другой парой цапф устанавливается в
гнезде редуктора, обеспечивая внутреннему кольцу две сте-
пени свободы.
К внутреннему кольцу спереди и справа по полету под-
соединяются тяги продольного и поперечного управления.
Наружное кольцо тремя тягами (по окружности через
120°) соединяется с наружным кольцом верхнего автомата
перекоса (тяги статической регулировки параллельности
автоматов перекоса) и тремя тягами — с качалками ниж-
ней ползушки.
Верхний автомат перекоса III (рис. 10.1) закреплен с
помощью карданной подвески на валу ВНВ. Внутреннее и
наружное кольца соединены через двухрядный подшипник,
обеспечивающий возможность их встречного вращения.
Наружное кольцо 9 тремя тягами соединено с нижним ав-
томатом перекоса, а внутреннее кольцо 10 тремя тягами—
с качалками верхней ползушки. Вращение наружного
кольца обеспечивается через двухзвенный шлиц-шарнир от
корпуса токосъемника ННВ.
156
Ползушки
Верхняя и нижняя ползушки служат для одновременно-
го изменения углов установки лопастей верхнего и нижне-
го несущих винтов.
Верхняя ползушка II состоит из корпуса 8 и трех дву-
плечих качалок 7. К качалкам подсоединяются три тяги
(крайние) динамической регулировки (управления углом
установки лопастей) и три тяги статической регулировки,
идущие от верхнего автомата перекоса.
Нижняя ползушка V состоит из корпуса 12, трех дву-
плечих качалок 13, шлиц-шарнира привода токосъемника
ННВ и внутреннего стакана 11. Стакан и корпус вращают-
ся во взаимно противоположных направлениях. Качалки
тягами соединяются с поводками ОШ лопастей ННВ и ниж-
ним автоматом перекоса.
Через внутреннюю полость валов редуктора верхняя и
нижняя ползушки соединены тягами с МОДШ. Обе пол-
зушки могут перемещаться по шлицам валов одновременно
в одну сторону при управлении ручкой общего шага или
одновременно в разные стороны при управлении педалями.
Механизм общего
и дифференциального шага (МОДШ)
МОДШ VIII (рис. 10.1) предназначен для управления
общим шагом, т. е. для изменения угла установки лопастей
у обоих винтов на увеличение или уменьшение и для уп-
равления дифференциальным шагом, т. е. для увеличения
углов установки лопастей одного несущего винта при одно-
временном уменьшении угла установки другого на то же
значение.
МОДШ состоит из следующих основных узлов
(рис. 10.2): корпуса 8, резьбового стакана дифференциаль-
ного шага 5, нижнего резьбового стакана 4, верхнего резь-
бового стакана 3, тяг верхней 2 и нижней 1 ползушек, ры-
чага общего шага МОДШ 7 и тяги дифференциального ша-
га МОДШ 6.
При изменении общего шага рычаг ОШ перемещает
резьбовой стакан вместе с верхним и нижним стаканами.
Вертикальное перемещение от стаканов через тяги переда-
ется на верхнюю и нижнюю ползушки, передвигая их в Од-
ном направлении на одинаковое значение, изменяя устано-
вочный угол лопастей ВНВ и ННВ.
157
Рис. 10.2. Механизм общего и дифференциального шага (МОДШ)
При изменении дифференциального шага тяга повора-
чивает резьбовой стакан. Поскольку верхний и нижний ста-
каны связаны с резьбовым стаканом через многозаходные
трапецеидальные резьбы различного направления (левую и
правую), постольку верхний и нижний стаканы получают
вертикальное перемещение в противоположные стороны.
Перемещение от стаканов через тяги передается на верх-
нюю и нижнюю ползушки, увеличивая угол установки лопа-
стей одного несущего винта и одновременно уменьшая угол
у'становки лопастей другого винта на то же значение.
’ МОДШ установлен на фланце в нижней части редуктора
ВР-252.
165
§ 2. НЕСУЩИЕ ВИНТЫ
Два соосных несущих винта служат для создания тяги,
обеспечивающей полет вертолета.
Каждый винт состоит из трех лопастей, закрепленных
на втулках. При виде сверху ВНВ имеет правое вращение,
ННВ — левое. Впервые в эксплуатации на вертолете при-
менены лопасти, изготовленные из стеклопластика. По
сравнению с цельнометаллическими лопастями они имеют
следующие преимущества:
— высокая динамическая (усталостная) прочность и
малая чувствительность к концентраторам напряжений, что
позволяет получить неограниченный по условиям прочнос-
ти ресурс;
— стойкость к воздействию внешних эксплуатационных
условий (коррозия, абразивный износ);
— возможность изготовления лопастей наивыгодней-
шей с точки зрения аэродинамики формы;
— высокая технологичность, простота оснастки для из-
готовления, относительно низкая стоимость изготовления и
эксплуатации.
Основные данные лопасти
Тип..............................Д2-6
Длина (от оси проушин комля) . . . 6980 мм <
Форма в плане.....................Прямоугольная
Длина хорды...................... 480 мм
Средняя..........................Около 70 кгс
Положение оси (от носка по хорде) 120 мм
Лопасть состоит из следующих основных частей
(рис. 10.3): лонжерона 1, комплекта хвостовых секций 2,
узла крепления лопасти к втулке 3.
Лонжерон изготовлен из стеклопластика, в состав кото-
рого входит высокопрочная стеклоткань АСТТ(б)-С и
эпоксидно-феномальное связующее ЭФ32-301. Он выполнен
полым и является основным силовым элементом лопасти,
образуя ее носовую часть на ширине 200 м (42% хорды).
Носок лонжерона защищен от абразивного износа резиной,
под которой расположены ленты нагревательных элементов
противообледенительной системы. Конец лонжерона (с се-
чения г=0,76) защищен стальными оковками, приклеенны-
ми к резине. В носок лонжерона (7=0,64-1,0) вклеены
центровочные грузы (стальные, залитые свинцом стержни,
покрытые резиной). Они обеспечивают необходимую попе-
159
Рис. 10.3. Лопасть НВ
речную центровку лопасти (запас по флаттеру). Торец лон-
жерона со стороны комлевой части герметично закрыт
крышкой, на которой установлен штепсельный разъем для
подключения противообледенительной системы лопасти и
лампы контурного огня (для ВНВ).
На нижней поверхности лонжерона (г=0,7) имеется
швартовочный узел. Торец концевой части лопасти закрыт
концевым обтекателем, изготовленным из нержавеющей
стали, который образует балансировочную камеру. Под об-
текателем имеются узлы крепления грузов весовой балан-
сировки, а на лопастях ВНВ — патрон контурного огня.
На лонжеронах лопастей ННВ (7=0,31) установлены
физические маятники, служащие для снижения вибраций
вертолета. Маятники представляют собой два шарообраз-
ных груза, закрепленных на концах рычагов, которые кре-
пятся к кронштейну, установленному на лонжероне.
Хвостовые секции приклеиваются к лонжерону и обра-
зуют заднюю часть лопасти. Обшивка хвостовой секции вы-
полнена из органопластика, заполнитель — соты из алюми-
ниевой фольги. Хвостовая кромка секции усилена органо-
пластиковым стрингером. Две секции (7=0,84-0,9) имеют
на хвостовой кромке триммеры для аэродинамической ре-
гулировки лопастей. Стыки секций заполнены вкладышами
из губчатой резины, препятствующими перетеканию возду-
ха с нижней поверхности лопасти па верхнюю через щели
в стыках.
Узел крепления лопасти к корпусу осевого шарнира из-
готовлен из титанового сплава ВТЗ-1. Крепление узла к
втулке осуществляется двумя цилиндрическими болтами
через три пары проушин, а к лонжерону — шестнадцатью
болтами с самоконтрящимися гайками. На всю поверх-
ность узла нанесено специальное антифрикционное покры-
тие, которое предохраняет контактные поверхности от фре-
тингкоррозни.
Глава 11
УПРАВЛЕНИЕ ВЕРТОЛЕТОМ И ДВИГАТЕЛЯМИ
Система управления вертолетом включает:
— продольно-поперечное управление от ручки ППУ,
связанной с автоматом перекоса ННВ;
— путевое управление от педалей, связанных через
МОДШ с ползушками ВНВ и ННВ и рулями направления;
— управление общим шагом от ручки общего шага,
11 Зак. 3154дсп
161
связанной через МОДШ с ползушками ВНВ и ННВ и ры-
чагами изменения мощности двигателей.
Перечисленные системы независимы, т. е. при отклоне-
нии командного органа одной из систем не требуется от-
клонения командного органа другой.
Для уменьшения усилий на командные органы систем
от больших нагрузок, передаваемых с исполнительных ор-
ганов (лопастей НВ и рулей направления), в кинематиче-
ские цепи управления введены необратимые гидроусилите-
ли, снабженные электрическим автопилотным входом. Ги-
дроусилители объединены в единый блок рулевой системы
РС-60.
В системах продольно-поперечного и путевого управле-
ния установлены триммерные механизмы.
Все командные органы размещены в кабине летчика.
При необходимости вертолет может быть оборудован спа-
ренным управлением.
Проводка управления, за исключением системы управ-
ления двигателями и тормозом НВ,— жесткая.
Во всех каналах системы управления установлены дат-
чики 90Д-20-1 для выдачи сигналов в «Тестер-УЗ», пропор-
циональных отклонениям как командных органов, так и
суммарных сигналов отклонения органов управления от
ручки ППУ и от автопилота (на выходе из РС-60).
§ 1. СИСТЕМА ПРОДОЛЬНО-ПОПЕРЕЧНОГО
УПРАВЛЕНИЯ
Система (рис. 11.1) состоит из следующих узлов:
— ручки ППУ 2;
— гермоузла <?;
— системы тяг и качалок, образующих линии проводки
управления;
— триммерных механизмов продольного и поперечного
управления /;
— гидроусилителей рулевой системы РС-60 4.
Ручка ППУ (рис. 11.2) состоит из трубы с рукояткой и
хвостовиком. На рукоятке ручки смонтированы:
— двухпозиционная гашетка (переключатель) РА-
ДИО—ВС 4\
— кнопка аварийного отключения автопилота ОТКЛ.
АП 2;
— кнопка триммерных механизмов 6;
— кнопка включения режима «Висение» 5;
— гашетка ОГОНЬ /;
— кнопка управления фарой внешней подвески 3.
162
If*
163
К трубе на уровне рукоятки прикреплен рычаг управ-
ления рулежным тормозом, который тросом соединен с ре-
дукционным гидравлическим клапаном УГ-87/1-2.
Отклонение ручки (по кнопке АВАР. ОТК.Л. АП): на
себя—130 мм; от себя—177 мм; влево и вправо — по
154 мм.
Гермоузел предназначен для герметизации проводки уп-
равления при переходе ее из фюзеляжа в мотогондолу.
Кронштейн гермоузла установлен в мотогондоле (между
двигателями), через него проходят две пары телескопиче-
ских валов с рычагами. К рычагам подсоединяются тяги
управления.
Проводка продольного управления от ручки ППУ через
рычаг ее хвостовика, трехплечую качалку, нижний и верх-
ний рычаги гермоузла и качалку на кронштейне РС-60 под-
водится к золотниковой качалке гидроусилителя, от кото-
рого через силовую качалку и качалку на кронштейне ре-
дуктора подводится к переднему узлу нижнего автомата
перекоса.
При движении ручки ППУ от себя шток гидроусилителя
перемещается назад, а автоматы перекоса наклоняются
вперед на 4°30'±20'.
При движении ручки ППУ на себя шток гидроусилителя
перемещается вперед, а автоматы перекоса наклоняются
назад на 3°20'+20'.
Проводка поперечного управления от качалки на опо-
рах ручки ППУ аналогична проводке продольного управле-
ния и подводится к боковому узлу нижнего автомата пере-
коса.
При движении ручки ППУ вправо или влево шток ги-
дроусилителя перемещается соответственно назад или впе-
ред, а автоматы перекоса наклоняются вправо или влево
на 2°40/+20/.
Гидроусилители — гидроэлектромеханические силовые
исполнительные механизмы. Кроме выполнения функций
необратимых гидроусилителей с ручным управлением они
обеспечивают комбинированное управление, т. е. ручное
управление со стабилизацией от автопилота в пределах хо-
да исполнительного штока автопилота, равного 14—§,5 мм,
что соответствует полному ходу штока рулевой машины
или около 20% полного хода штоков гидроусилителей.
Полный ход штоков каждого гидроусилителя (68+0,5) мм.
Усилие, развиваемое на штоках гидроусилителей ППУ,
(1100+100) кгс.
164
Триммерные механизмы (рис. 11.3) всех каналов управ-
ления аналогичны по конструкции и отличаются лишь ха-
Рис. 11.3. Загрузочный механизм с ЭМТ-2м
Рис. 11.4. Схема ЭМТ-2м
165
рактеристинами пружин нагрузочных механизмов. Они со-
стоят из нагрузочных механизмов 1 и электромагнитных
тормозов 2, соединенных последовательно.
Пружинный нагрузочный механизм обеспечивает плав-
ное нарастание нагрузки при отклонениях ручки и педалей
и создает на них градиент усилий, имитирующих аэродина-
мические нагрузки. В систему продольного управления
включен микровыключатель, который замыкается при ней-
тральном положении ручки ППУ. При этом на блоке све-
тосигнализаторов загорается табло ПРОДОЛЬНЫЙ
ТРИММЕР.
Электромагнитный тормоз (рис. 11.4) ЭМТ-2м служит
управляющим упором и ограничителем предельных нагру-
зок триммерного механизма. Он состоит из тормозной
фрикционной муфты /, диски которой сжаты пружиной 2,
электромагнита 3, центробежного демпфера и выходного
валика 4, рычаг которого соединен с тягой нагрузочного
механизма.
А. Работа тормоза
как управляющего упора
При отклонении командного рычага управления упора-
ми нагрузочных механизмов служат рычаги валиков тор-
мозов. Для снятия усилия с командного рычага нажимается
кнопка ТРИММЕР на ручке ППУ. При этом включается
электромагнит, который, сжимая пружину, освобождает
фрикционные диски тормозной муфты. Под действием сжа-
той пружины нагрузочного механизма рычаг вместе с ва-
ликом поворачивается до нейтрального положения пружи-
ны и нагрузка с командного рычага снимается. Скорость
поворота рычага с валиком ограничивается центробежным
демпфером, смягчая удары пружины об упоры.
При отпускании кнопки электромагнит обесточивается и
пружина сжимает фрикционную муфту, фиксируя через ва-
лик новое положение рычага.
Сигнал с кнопки ТРИММЕР подается одновременно на
все ЭМТ-2м.
Б. Работа тормоза
как ограничителя предельных нагрузок
Пружина, сжимающая фрикционные диски муфты, от-
тарирована таким образом, что при возникновении на ко-
мандном рычаге управления предельных расчетных усилий
166
диски фрикциона проворачиваются. Если при отклонении
командного рычага кнопка ТРИММЕР не нажимается, то
при достижении предельных усилий, равных силе трения на
фрикционных дисках, эти усилия остаются постоянными.
§ 2. СИСТЕМА ПУТЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ
Система (рис. 11.5) включает в себя следующие узлы:
— педали путевого управления 1;
— гермоузел 3;
— систему тяг и качалок, образующих линию провод-
ки управления;
— триммерный механизм путевого управления 2;
— гидроусилитель рулевой системы РС-60 4.
Педали — вращающиеся, параллелограммного типа.
Две подножки педалей шарнирно крепятся к рычагам и
тягам. Рычаги связаны между собой винтом для регули-
ровки расстояния педалей относительно сиденья.
Отклонение левой и правой педалей от нейтрального
положения—(89,5 + 5) мм (по любой точке подножки).
Основание педалей крепится к полу кабины.
Проводка путевого управления от качалки педалей че-
рез качалку на передней стенке кабины (шп. 3) через гер-
моузел подводится к золотниковой качалке гидроусилите-
ля путевого управления. Силовая качалка гидроусилителя
тягами через качалку на поддоне редуктора соединяется с
ухом на резьбовом стакане дифференциального шага
МОДШ, а через другую качалку на поддоне редуктора —
с качалкой раздаточного узла. Далее через систему на-
правляющих в фюзеляже и хвостовой балке проводка под-
водится к рулям направления. При отклонении правой пе-
дали вперед шток гидроусилителя движется назад, повора-
чивая стакан МОДШ и передавая перемещение на рули
направления. При этом увеличивается угол установки ло-
пастей ННВ и на такое же значение уменьшается угол
установки лопастей ВНВ. Рули направления отклоняются
вправо. При перемещении левой педали движение элемен-
тов управления происходит в обратном направлении.
При полной даче одной из педалей вперед угол уста-
новки лопастей изменяется на ±2°18' ifo-, а рули направ-
ления отклоняются на ±22—2°. Усилие, развиваемое на
штоке гидроусилителя путевого управления, (1100+
J 100) кгс. ’
167
Рис. 11.5. Схема путевого управления
I
168
§ 3. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ОБЩИМ ШАГОМ
Система (рис. 11.6) включает в себя следующие узлы:
— рычаг управления общим шагом /;
— гермоузел 2;
— систему тяг и качалок, образующих проводку управ-
ления;
— гидроусилитель рулевой системы РС-60 3.
Рис. 11.6. Схема управления общим шагом
Рычаг управления общим шагом (рис. 11.7) представ-
ляет собой трубу с обрезиненной рукояткой и хвостовиком.
К вилке хвостовика подсоединяется тяга проводки управ-
ления. На хвостовике смонтирован фрикционный меха-
низм, удерживающий рычаг в любом промежуточном по-
ложении рабочего диапазона отклонений. От гашетки
стопора осуществляется управление фрикционом с одно-
временным отключением позиционного сигнала автопилота
по высоте.
169
Рис. 11.7. Рычаг управления общим шагом
На головке рукоятки рычага установлены:
— переключатель ЛА.АРШРУТ — ПОСАДКА — ЗАВИ-
САНИЕ;
— кнопка управления фарой;
— выключатель фары (управление светом);
— кнопка ОТЦ. ГРУЗА;
— переключатель стабилизации груза и потенциометр
дальности;
— кнопка БАЛЛОНЕТЫ — ТРОСОРУБ (снизу голов-
ки).
Положение рычага общего шага контролируется по ин-
дикатору ИП-11, расположенному в нижней части прибор-
ной доски.
Проводка управления общим шагом через качалки и
гермоузел подсоединяется к золотниковой качалке гидро-
усилителя общего шага. Силовая качалка гидроусилителя
тягами через качалку на кронштейне поддона редуктора
соединяется с резьбовым стаканом дифференциального
шага МОДШ.
К выходной качалке гермоузла подсоединена пружин-
ная тяга, идущая в проводку управления двигателями.
При перемещении рычага общего шага вверх шток гид-
роусилителя движется вперед, стакан МОДШ — вниз, что
170
приводит к увеличению шага лопастей ВНВ и ННВ на
одинаковое значение и к увеличению мощности двигате-
лей. При перемещении рычага общего шага вниз элемен-
ты проводки управления перемещаются в обратном на-
правлении, при этом уменьшаются углы установки лопа-
стей ВНВ и ННВ и мощность двигателей.
Усилие, развиваемое на штоке гидроусилителя общего
шага, (2200 ± 200) кгс.
§ 4. УПРАВЛЕНИЕ ДВИГАТЕЛЯМИ
Управление двигателями осуществляется поворотом
рычагов командных узлов насосов-регуляторов. Каждый
насос HP-ЗА имеет по три рычага управления: стоп-кра-
ном, регулятором оборотов турбокомпрессора и перенаст-
ройкой оборотов свободной турбины.
Управление стоп-кранами (рис. 11.8) осуществляется
от передних ручек на пульте управления двигателями.
Рычаг перенастройки оборотов свободной турбины (пе-
редний рычаг на насосе) фиксируется в положении 66° по
лимбу на насосе, и положение его может меняться только
на земле.
Рычаги управления регуляторами оборотов турбоком-
прессоров соединены с рукоятками управления двигателя-
ми на пульте и с ручкой управления общим шагом. Про-
водка управления сделана так, что при перемещении ру-
кояток на пульте из положения МАЛЫЙ ГАЗ в положе-
ние АВТОМАТ (или далее вперед) рычаги на насосе пово-
рачиваются на столько, на сколько необходимо, чтобы
обороты турбокомпрессоров оказались выше потребных
для сохранения постоянства рабочих оборотов несущих
винтов. Регулировка подачи топлива (срезка излишней
подачи) осуществляется на этом режиме регулятором
оборотов свободной турбины.
Таким образом, двигатели переходят на автоматическое
регулирование.
При перемещении летчиком ручки общего шага вверх
рычаги на насосах поворачиваются на увеличение оборо-
тов турбокомпрессора, что приводит к дополнительному
> величению мощности силовой установки и обеспечивает
необходимое качество переходных процессов, точность
поддержания постоянства оборотов винтов в широком диа-
пазоне загрузок, а также нормальную работу любого из
двигателей после отказа другого.
171
Рис. 11.8. Пульт управления двигателями
зом НВ
и тормо-
Система управления двигателями включает:
— пульт управления двигателями и тормозом несущих
винтов;
— комбинированные узлы управления левым и правым
двигателями;
— пружинные тяги от проводки управления общим
шагом;
— раздаточный узел от проводки управления общим
шагом.
Пульт управления (рис. 11.9) состоит из следующих ос-
новных элементов: корпуса 1, ведущих роликов 2 с коман-
дными рукоятками 3 и направляющих роликов.
172
Два верхних ведущих ролика служат для управления
стоп-кранами. Рычаги этих роликов могут быть установ-
лены в положение ОТКРЫТО или ЗАКРЫТО.
Рис.
11.9. Устройство пульта управления двигателями
и тормозом НВ
Два средних ведущих ролика служат для управления
двигателями. На стопорной пластине рукояток имеются
накладки с пазами для установки их в положение МА-
ЛЫЙ ГАЗ или АВТОМАТ. На накладках нанесено по од-
ной красной полосе, против которой рукоятка устанавли-
вается при отказе регулятора оборотов турбокомпрессора
двигателя.
Для отключения аварийной сигнализации при запуске
п работе двигателей на малом газе в пульте смонтирова-
ны микровыключатели 4, размыкающие цепь аварийной
сигнализации в положении рычагов МАЛЫЙ ГАЗ.
Нижний ведущий ролик с рукояткой служит для уп-
равления тормозом несущих винтов.
Комбинированные узлы управления левым и правым
двигателями аналогичны по принципу действия и конст-
173
руктивно отличаются конфигурацией элементов. Каждый
узел состоит из рычажно-роликового механизма управле-
ния стоп-кранами и дифференциально-суммирующего ме-
ханизма управления регулятором турбокомпрессора.
Дифференциально-суммирующий механизм (рис. 11.10)
состоит из ролика 2 и качалки 3. Качалка соединена с ро-
ликом осью 4. К качалке в средней ее части шарнирно
подсоединена поперечная тяга 5 от проводки управления
общим шагом (шарнирное соединение тяги с качалкой
совпадает с осью ролика), а к свободному концу качалки
подсоединяется регулируемая ось 4, идущая к рычагу уп-
равления двигателем на насосе-регуляторе.
Рис. 11.10. Схема дифференциально-сумми-
рующего механизма
При перемещении рукоятки на пульте поворачивается
ролик 2, поворачивая качалку 3 вокруг оси поперечной тя-
ги 5. Качалка через ось 4 поворачивает рычаг на насосе.
При перемещении рычага общего шага поперечная тяга 5
174
поворачивает качалку вокруг оси 4, а качалка через тя-
гу 1 поворачивает рычаг на насосе.
Таким образом, перемещения рукоятки на пульте и ры-
чага общего шага вызывают поворот одного и того же ры-
чага на насосе НР-ЗА.
К корпусу комбинированных узлов управления крепят-
ся датчики 90Д-20-1Э для выдачи в систему «Тестер-УЗ»
сигналов, пропорциональных углам поворота рычагов
стоп-кранов и управления двигателями.
Пружинные тяги предназначены для предохранения
проводки управления от поломок при ее неправильной ре-
гулировке. Как при растяжении, так и при сжатии тяги
пружина работает на сжатие. При нормально отрегулиро-
ванном управлении тяга работает как жесткое звено, так
как предварительное сжатие пружины составляет 38—
44 кгс.
Проводка управления от пульта по полу кабины через
нижний и верхний узлы с направляющими тросов и тро-
совый раздаточный узел подводится к левому и правому
комбинированным узлам управления двигателями. От ком-
бинированных узлов до рычагов насосов проводка жест-
кая. По всему пути проводка управления закрыта съемны-
ми кожухами.
§ 5. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ТОРМОЗОМ
НЕСУЩИХ ВИНТОВ
Система включает следующие основные узлы
(рис. 11.9):
— ведущий ролик с рукояткой на пульте управления;
— тросовую проводку управления с направляющими
роликами;
— рычажно-роликовый механизм.
Рукоятка управления тормозом на пульте имеет два
положения: РАСТОРМОЖЕНО (вниз) и ЗАТОРМОЖЕ-
НО (вверх). Фиксация рукоятки осуществляется двумя
с топорными пластинами.
Для предотвращения запуска двигателей при затормо-
женных несущих винтах цепь запуска блокируется через
мпкровыключатель 6, срабатывающий от упора на веду-
щем ролике.
Тормоз несущих винтов используется при оборотах не-
сущих винтов не более 20% по тахометру.
175
Глава 12
ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ВЕРТОЛЕТА
§ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
Гидравлическая система вертолета предназначена для
привода гидроусилителей в цепях управления вертолетом,
а также для привода исполнительных механизмов тормо-
зов колес основного шасси, створок бомбоотсека, створок
гидроакустической станции, подъема носовой и хвостовой
частей фюзеляжа.
Гидравлическая система состоит из трех подсистем: ос-
новной, дублирующей и вспомогательной. При отказе ос-
новной гидросистемы питание всех потребителей обеспе-
чивается дублирующей и вспомогательной системами.
Источниками давления основной и дублирующей си-
стем являются плунжерные насосы переменной производи-
тельности, приводимые в действие редуктором ВР-252, а
источником давления вспомогательной системы — насосная
станция с приводом от электродвигателя, работающего от
электроцепи вертолета, или ручной насос НР-01.
Для улучшения работы гидронасосов предусмотрен над-
дув гидробаков.
Основные данные гидросистемы
Рабочая жидкость.................
Рабочее давление в основной и дуб-
лирующей гидросистемах
Рабочее давление во вспомогатель-
ной гидросистеме:
в линии подъема ХЧФ .
в линии подъема НЧФ .
Рабочее давление в системе наддува
Подача гидронасосов (при Р=
= 65 кгс/см2)....................
Производительность насосной стан-
ции (при Р= 150 кгс/см2) .
Давление в гидроаккумуляторах
всех систем....................
Емкость гидроаккумулятора
Рабочий диапазон температуры гид-
ромасла ........................
»
Давление срабатывания предохра-
нительных клапанов:
АМГ-10
64—90 кгс/см2
. 150—10 кгс/см2
•80^5° кгс/см2
(0,4 +
± 0,05) кгс/см2
Не менее
40 л/мин
Не менее
. 15 л/мин
(30+2) .кгс/см2
1 л
От —50 до
+ 85° С
176
основной и дублирующей систем
вспомогательной системы
110—s° кгс/см2
180—5 кгс/см2
§ 2. УСТРОЙСТВО И РАБОТА
ОСНОВНОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
Основная гидросистема обеспечивает питание:
— рулевой системы РС-60;
— линии торможения колес основного шасси;
— линии управления створками бомбоотсека;
— линии управления створками ОГАС.
Условно систему можно разделить на магистраль пи-
тания и линии управления (рис. 12.1).
Магистраль питания основной гидросистемы
Магистраль включает следующие агрегаты:
— бак основной и вспомогательной гидросистем;
— гидронасос НП92А-5;
— бортовые клапаны нагнетания и всасывания;
— обратный клапан и гидроаккумулятор.
Гидробак сварной конструкции, общий для основной и
вспомогательной гидросистем, разделен перегородкой.
Имеет общую заливную горловину с сеткой, сливные кра-
ны из каждой полости, мерные стекла с указанием номи-
нального и крайних уровней заправки, фильтр тонкой очи-
стки в линии слива из гидронасоса и предохранительный
вакуум — клапан, открывающийся при повышении давле-
ния в гидробаке до (0,7 ±0,1) кгс/см2 и при перепаде
0,05 кгс/см2 снаружи и внутри бака (клапан двусторонне-
го действия).
В полости бака основной системы установлен датчик
температуры П-1 для контроля температуры рабочей жид-
кости. Вместимость полостей основной и вспомогательной
систем — по 12 л каждая.
Рулевая система (рис. 12.2) представляет собой единый
блок, в состав которого входят следующие агрегаты:
— четыре гидроусилителя с автопилотным входом;
— фильтры тонкой очистки /;
— предохранительные клапаны 2;
— электрокран отключения основной системы 11;
— электрокраны поканального отключения комбиниро-
ванного управления гидроусилителей 10; v
— клапаны переключения систем 12;
— клапан кольцевания 3;
12 Зак. 3154дсп
177
Рис. 12.1. Схема взаимосвязи гидросистем вертолета
— агрегаты автоматического управления 7;
— распределительные плоские золотники с демпфера-
ми 4 в каждом канале управления;
— малогабаритные сигнализаторы давления МСТ-55с;
и — индуктивные датчики давления ИДТ-ЮОс /<?.
Подводимая после насоса НП92А-5 и обратного клапа-
на рабочая жидкость под давлением 64—90 кгс/см2, прой-
дя фильтры тонкой очистки на входе в РС-60, поступает к
двум клапанам переключения систем по двум каналам (для
обеспечения надежности);
— по первому каналу через электромагнитный кран от-
ключения основной гидросистемы и жиклеры — на торцы
клапанов переключения (с большой площадью);
— по второму каналу — к проточкам корпуса этих кла-
панов и через них к золотникам гидроусилителей.
К торцам клапанов, имеющим меньшую площадь, пода-
ется давление от дублирующей гидросистемы.
Вследствие разности площадей торцов клапанов пере-
ключения клапаны поджаты давлением от основной систе-
мы и соединяют ее линию нагнетания с золотниками руч-
ного управления гидроусилителей, а линию слива от золот-
ников — с линией слива основной гидросистемы.
Если давление в основной системе упадет ниже (50+
+5) кгс/см2 (отказ или принудительное отключение), ра-
бочая жидкость, действующая на торец золотника клапана
переключения с меньшей площадью, переместит его и ги-
дроусилители будут получать давление от дублирующей ги-
дросистемы. Обратное переключение клапанов на работу
от основной системы произойдет при повышении давления
в ней до (60+5) кгс/см2.
Плоский распределительный золотник с демпфером свя-
зан с управляющей качалкой гидроусилителя. В среднем
положении золотник разобщает отверстия в распредели-
тельной втулке и запирает рабочую жидкость в полостях
силового цилиндра. При перемещении управляющей качал-
ки золотник поворачивается на некоторый угол относитель-
но среднего положения. Через образовавшиеся в распреде-
лительной втулке окна полости силового цилиндра соеди-
няются соответственно повороту золотника с линиями на-
гнетания и слива, поршень силового цилиндра через шток и
качалки перемещает управляющий орган ,и одновременно
через управляющую качалку (обратная связь) золотник
переставляется в нейтральное положение.
Демпфер предназначен для устранения высокочастотных
колебаний золотника.
180
Клапаны кольцевания обеспечивают перемещение порш-
ней гидроусилителей при отсутствии давления, соединяя
полости силового цилиндра между собой.
Включение в работу гидроусилителей любого канала
при комбинированном управлении осуществляется с помо-
щью электрокранов включения комбинированного управле-
ния. При этом рабочая жидкость под давлением поступает
на стопорное устройство 5, освобождая шток демпфера ру-
левой машины (рис. 12.2). Кроме того, через среднюю про-
точку 9 золотника, редукционный клапан 8 и дроссели ра-
бочая жидкость поступает к соплам распределительного
устройства 6. При смещении заслонки от сигнала автопи-
лота давление на торцах золотника 9 комбинированного уп-
равления будет различно и он, перемещаясь, изменит вели-
чину рабочих окон между кромками золотника и его гиль-
зой, что будет определять перемещение штока рулевой ма-
шины, который вызовет поворот золотника гидроусилителя.
Это приведет к перемещению силового исполнительного
штока гидроусилителя (в ту же сторону, что и шток руле-
вой машины) на стабилизацию вертолета от воздействия
внешнего возмущения.
Линия управления торможением колес (рис. 12.1)
От фильтра основной системы рабочая жидкость через
штуцер подачи на РС-60 подается в линию управления тор-
мозом колес, которая состоит из:
— гидравлического выключателя УГ-146 /;
— редукционного клапана УГ-87/1-2 2;
— дозатора ГА-173 3;
— датчика ИД-40 дистанционного манометра
ДИМ-40 4.
Гидравлический выключатель служит для автоматиче-
ского переключения на питание от вспомогательной гидро-
системы при давлении в основной ниже (50±5) кгс/см2 и
обратного переключения при возрастании давления в ос-
новной системе до (60+5) кгс/см2.
Редукционный клапан служит для создания редуциро-
ванного давления в тормозной камере от 0 до 24 кгс/см2
в зависимости от нажатия на шток клапана при рулежном
или стояночном торможении.
Дозатор служит для отсечки поврежденной линии тор-
мозных камер после вытекания лишь небольшого количе-
ства рабочей жидкости (около 200 см3).
181
Манометр ДИМ-40 служит для контроля давления в
тормозных камерах колес. Он установлен в нижней части
приборной доски летчика.
Линия управления створками бомболюка (рис. 12.1)
Линия включает:
— электромагнитный кран ГА-163А/16 /;
— два челночных клапана УГ-97-7 2;
— два гидроцилиндра открытия створок 3.
Электромагнитный кран служит для дистанционного
управления открытием и закрытием створок бомболюка от
переключателя Б/ЛЮК ОТКР.— Б/ЛЮК ЗАКРЫТ, распо-
ложенного на центральном пульте.
Челночные клапаны обеспечивают автоматическое под-
ключение вспомогательной системы при отказе, основной
(если створки не открылись от основной системы, сигнал
поступает на реле времени, через 1,5 с срабатывает кран
ГА-163А/16 4 вспомогательной системы и рабочая жидкость
через челночные клапаны поступает в гидроцилиндры).
В линию управления створками О ГАС входят электро-
магнитный кран ГА-163А/16 2 и гидроцилиндр привода
створок 1. Управление створками — от переключателя на
пульте оператора.
§ 3. УСТРОЙСТВО И РАБОТА
ДУБЛИРУЮЩЕЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
Дублирующая гидросистема обеспечивает питание руле-
вой системы РС-60 при отказе основной гидросистемы.
Магистраль питания дублирующей гидросистемы
Магистраль включает следующие агрегаты:
— бак дублирующей гидросистемы;
— гидронасос НП92А-5;
— бортовые клапаны нагнетания и всасывания;
— гидроаккумулятор Т5303-100;
— обратный клапан ОК-10Б.
Бак дублирующей гидросистемы сварной конструкции
имеет заливную горловину с сеткой, сливной кран, мерное
стекло, фильтр тонкой очистки в линии слива из гидронасо-
са и приемник температуры П-1. Вместимость гидробака
И л.
-182
Остальные агрегаты дублирующей гидросистемы по
устройству и параметрам аналогичны агрегатам основной
системы.
Рабочая жидкость под давлением 64—90 кгс/см2 после
насоса 1Ш92А-5 и обратного клапана через фильтры РС-60
подводится к предохранительному клапану дублирующей
системы, к торцам с меньшей площадью клапанов переклю-
чения и к боковым каналам этих клапанов.
При отказе основной гидросистемы или отключении, ко-
гда давление в ней упадет до (50+5) кгс/см2, клапаны пе-
реключения под действием давления дублирующей гидро-
системы перемещаются и их боковые каналы соединяются
с линией питания распределительных золотников гидроуси-
лителей.
§ 4. УСТРОЙСТВО И РАБОТА
ВСПОМОГАТЕЛЬНОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
Вспомогательная гидросистема обеспечивает:
— подъем носовой части фюзеляжа;
— подъем хвостовой части фюзеляжа;
— торможение колес и открытие створок бомболюка
при отказе основной гидросистемы. Кроме того, возможно
подключение вспомогательной системы к основной, чем
обеспечивается кратковременная работа рулевой системы
РС-60.
Магистраль питания
вспомогательной гидросистемы (рис. 12.1)
Магистраль включает следующие агрегаты:
— гидробак, совмещенный с баком основной системы;
— насосную станцию НС-46;
— ручной насос НР-01;
— бортовые клапаны нагнетания и всасывания;
— обратные клапаны ОК-6А и ОК-8А;
— три фильтра тонкой очистки;
— гидравлический редуктор ГА-213;
— предохранительный клапан РД-22;
— гидроаккумулятор Т5303-100;
— датчики давления ИДТ-240 и ЙДТ-100;
— сигнализатор давления МСТ-55.
Насосная станция НС-46 с электроприводом представ-
ляет собой насос шестеренного типа со следующими пара-
метрами:
183
рабочее давление— (150+10) кгс/см2;
обороты электродвигателя — 7500 об/мин;
подача насоса —не менее 15 л/мин;
питание электродвигателя — переменный ток напряже-
нием 208 В, частотой 400 Гц;
режим работы — циклический.
Ручной насос НР-01 служит для подзарядки гидроакку-
мулятора системы на стоянке, для подъема НЧФ и ХЧФ, для
открытия створок бомболюка при отсутствии электропита-
ния. Насос имеет параметры:
максимальное рабочее давление — 225 кгс/см2;
нормальное рабочее давление — 150 кгс/см2;
усилие на рукоятке длиной 550 мм при Р= 150 кгс/см2—
не более 1'8 кгс.
Насос установлен в грузовой кабине слева по борту
у шп. 16.
Гидравлический редуктор служит для понижения давле-
ния до 80 +*° кгс/см2 после линии подъема ХЧФ. Предохра-
нительный клапан редуктора срабатывает при давлении
95 кгс/см2.
Предохранительный клапан РД-22 служит для защиты
линии подъема ХЧФ от перегрузки при повышении давле-
ния свыше 180 кгс/см2.
Сигнализатор давления МСТ-55 предназначен для вклю-
чения сигнального табло ОТКАЗ ВСПОМОГ. ГС (на при-
борной доске) при падении давления в линии за редукто-
ром ГА-213 ниже (55+3) । кгс/см2.
Линии управления подъемом ХЧФ и НЧФ
Каждая из линий управления подъемом хвостовой и но-
совой частей фюзеляжа (рис. 12.1) включает:
— электромагнитный кран ГА-163А/16 /;
— гидрозамок ГА-113Т 2;
— дроссель 3.
Электромагнитные краны обеспечивают дистанционное
управление подъемом от переключателей, расположенных
на левой боковой панели верхнего пульта и на бортовой
панели зарядки гидросистемы.
Гидрозамки обеспечивают фиксацию поднятой части в
любом промежуточном положении путем запирания гидро-
масла в полости амортизатора под поршнем.
Дроссели обеспечивают плавность подъема и опускания
фюзеляжа. Время подъема и опускания НЧФ и ХЧФ 15—
20 с.
184
Не допускается одновременная работа линий подъема и
опускания НЧФ и ХЧФ.
Линия торможения колес
К тормозам основных колес гидромасло от вспомога-
тельной системы поступает через гидравлический переклю-
чатель УГ-146 при падении давления в основной системе
до (55±5) кгс/см2.
Торможение колес при стоянке вертолета осуществляет-
ся от гидроаккумулятора вспомогательной системы, кото-
рый может быть подзаряжен от насосной станции НС-46,
от ручного насоса НР-01 или от наземного источника через
бортовой штуцер нагнетания.
Линия питания основной гидросистемы
При отказе основной и дублирующей гидросистем, а так-
же на земле при неработающих двигателях рулевая систе-
ма РС-60 может быть кратковременно запитана от вспомо-
гательной системы. Подключение ее к основной системе
(рис. 12.1) осуществляется через электромагнитный кран
ГА-163А/16 (НС К ОСН.), управляемый от переключателя
НС К ОСН.— ВЫКЛ. на верхнем пульте. При открытии
этого крана рабочая жидкость через обратный клапан по-
дается к штуцеру нагнетания основной системы РС-60, че-
рез фильтр и далее ко всем потребителям.
Не допускается непрерывная работа крана ГА-163А/16
более 15 мин.
§ 5. СИСТЕМА НАДДУВА ГИДРОБАКОВ
Система предназначена для исключения кавитационных
режимов работы гидронасосов. Питание системы осуществ-
ляется сжатым воздухом, отбираемым из-за седьмых сту-
пеней компрессоров двигателей, под давлением 2—
6 кгс/см2 или от ручного пневмонасоса 2, расположенного
на бортовой панели (рис. 12.1) зарядки гидросистемы.
Система наддува гидробаков включает в себя следую-
щие основные агрегаты:
— три обратных клапана /;
— бортовой штуцер наддува;
— пневмонасос с рукояткой 2;
- — фильтр-влагопоглотитель <?;
— воздушный фильтр 11ВФ12 4\
185
— редуктор РВ-0,4 5, понижающий давление воздуха
до 0,4 кгс/см2;
— сигнализатор давления СД-16А, подающий на табло,
расположенные на приборной доске и панели бортовой за-
рядки, сигнал НЕТ Р НАДДУВА. Сигнализатор срабаты-
вает при падении давления воздуха в системе ниже
0,2 кгс/см2.
При наземных работах к бортовому штуцеру может
быть подключен аэродромный или корабельный источник
сжатого воздуха низкого давления (Р^4ч-6 кгс/см2).
§ 6. СИГНАЛИЗАЦИЯ И УПРАВЛЕНИЕ
РАБОТОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
Сигнализация работы гидросистемы осуществляется
сигнальными лампами, управляемыми от сигнализаторов
давления МСТ-55. Все сигнальные лампы включены через
систему аварийной сигнализации САС (за исключением
сигнальной лампы НЕТ Р НАДДУВА, установленной око-
ло ручного насоса наддува на бортовом пульте зарядки си-
стемы) .
Сигналы об отказе (падении давления) основной, ду-
блирующей и вспомогательной гидросистем выдаются в
бортовое устройство регистрации полетных данных «Тес-
тер-УЗ» при срабатывании сигнализаторов давления.
Контроль за работой гидросистем осуществляется по
указателям температуры и давления рабочей жидкости,
расположенным в правой части приборной доски летчика
(рис. 12.3).
Насосная станция (НС) при работе на земле может
быть включена только при наличии наддува (сигнальные
лампы НЕТ Р НАДДУВА не горят).
Для включения НС необходимо включить АЗР НАСОС.
СТАНЦ. и установить переключатель НАСОС. СТАНЦ.
АВАР. ВКЛ.— ВЫКЛ.— АВТ. в положение АВАР. ВКЛ.
или АВТ. Перед полетом переключатель должен находить-
ся в положении АВТ. и закрыт колпачком. При наличии
наддува насосная станция включается на земле и работает
до момента отрыва вертолета от земли. В момент отрыва
концевой выключатель, установленный на правой стойке
шасси, подает сигнал на отключение НС и подготавливает
цепи автоматического включения НС при отказе основной
гидросистемы.
В полете НС может быть включена постановкой пере-
ключателя в положение АВАР. ВКЛ.
186
Г И Д Р А В Л
ИКА
КЛАПАНЫ
ГС
ОТКАЗ
ОСН. ГС
ОТКАЗ
ВСП.ГС
ОТКАЗ
ДУ Б Л. ГС
НЕТ Р
НАДДУВА
ТЕМПЕРАТУРА
ОСНОВ. ДУ6Л.
----- 'tg|
X 10
г—15
х 10
15
104
5-
П z
Но-
U :
10
ZE
ifo~l
ДАВЛЕНИЕ
НАСОС.
ОСНОВ. ДУБЛ. ВСПОМ. СТАНЦ.
|1ЮН11ШИ|1@]|!1@1||
10-
5-
10
tOlI
КГС/tjf IFCltM1
ГоТЧ
24~
124
|0
1ЕШМ£
_£оЛ
-24
— 12
rolj
foil
5
П
5
Рис. 12.3. Органы управления и контроля работы гидросистем
При автоматическом включении НС в случае отказа ос-
новной гидросистемы она может быть выключена только
АЗР НАСОС. СТАНЦ.
187
Автоматическое включение НС происходит и в том слу-
чае, если при сбрасывании грузов створки от основной ги-
дросистемы не открываются и отсутствует давление во
вспомогательной системе (горит сигнальная лампа ОТКАЗ
ВСП. ГС). Команду на ее включение выдает реле времени
и сигнализатор давления вспомогательной системы.
Выключение НС в этом случае происходит после воз-
врата переключателя управления створками бомболюка в
нейтральное положение.
Отключение основной гидросистемы при проверке рабо-
тоспособности дублирующей производится переключателем
ОТКЛ. ОСН.— ВЫКЛ., а подключение вспомогательной си-
стемы к основной — переключателем НС К ОСН.— ВЫКЛ.,
расположенными на панели ГИДРАВЛИКА верхнего пуль-
та. Перед вылетом эти переключатели должны быть в по-
ложении ВЫКЛ. и закрыты колпачком.
§ 7. ДЕЙСТВИЯ ПРИ ОТКАЗЕ ГИДРОСИСТЕМЫ
Признаками отказа основной гидросистемы являются:
падение давления по манометру, загорание желтого табло
ОТКАЗ ОСН. ГС на приборной доске и загорание зеленого
табло КЛАПАНЫ ГС на блоке светосигнализаторов. При
наличии этих признаков необходимо выбрать место и поса-
дить вертолет. При отказе основной гидросистемы запре-
щается производить ее отключение переключателем ОТ-
КЛЮЧ. ОСН., так как при отказе дублирующей системы и
подключении вспомогательной рулевая система работать не
будет.
Отказ дублирующей системы при отказавшей основной
дополняется загоранием желтого табло ОТКАЗ ДУБЛ. ГС,
падением давления на указателе дублирующей системы,
при этом ощущается увеличение нагрузки на органах уп-
равления.
Подключение вспомогательной системы к основной про-
изводится непосредственно перед посадкой (при необходи-
мости интенсивного перемещения органов управления)
включением переключателя НС К ОСН. Преждевременное
включение этого переключателя может привести к выходу
из строя крана ГА-163А/16 и прекращению подачи рабоче-
го давления в РС-60.
При отказе дублирующей гидросистемы (основная ра-
ботает) необходимо включить НС переключателем НАСОС.
СТАНЦ. АВАР. ВКЛ., выбрать место и произвести посадку.
188
Отказ вспомогательной гидросистемы при работающих
основной и дублирующей сопровождается загоранием жел-
того табло ОТКАЗ ВСП. ГС на приборной доске. При этом
необходимо возвратиться на базу. При посадке на корабль
в этом случае должна быть организована страховка верто-
лета от сползания, так как тормоза колес не будут рабо-
тать после остановки несущей системы, поскольку питание
тормозов колес при неработающих двигателях осуществля-
ется от вспомогательной системы.
При отказе системы наддува гидробаков загорается та-
бло НЕТ Р НАДДУВА. В этом случае при посадке на па-
лубу необходимо принудительно включить НС переключа-
телем НАСОС. СТАНЦ. АВАР. ВКЛ. для обеспечения ра-
боты тормозов после останова несущих винтов.
Глава 13 *
ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ВЕРТОЛЕТА
§ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
Топливная система предназначена для питания топли-
вом силовой установки вертолета при работе ее на любом’
режиме. Применяемое топливо — керосин Т-1, ТС-1, РТ с
добавлением жидкости И или ТГФ в условиях пониженных
температур.
Весь запас топлива размещается в десяти баках, объеди-
ненных в левую и правую группы по пять баков. Левая груп-
па баков обеспечивает питание топливом левого двигателя,
правая группа — правого двигателя и вспомогательной си-
ловой установки. Через кран кольцевания возможно пита-
ние любого двигателя от обеих групп, а также обоих дви-
гателей от одной из групп.
В бомбоотсеке могут быть установлены два дополни-
тельных подвесных бака (передний и задний), которые кре-
нятся на замках подвески через специальные рамы.
В левую группу входят левые баки № 1—5 и передний
бак № 6, в правую группу — правые баки № 1—5 и задний
бак № 6 (рис. 13.1).
Заправка баков может производиться как централизован-
но, от общего штуцера во все баки одновременно, так и от
заправочного пистолета в каждый бак раздельно через за-
правочные горловины. Заправочные горловины имеются у
баков № 1, 4 и 5 по левому и правому бортам вертолета.
Доступ к заправочным горловинам баков № 6 осуществ-
ляется через лючки в полу грузовой кабины.
189
Рис. 13.1. Схема размещения агрегатов топливной системы
вертолета
Количество заправляемого топлива в зависимости от
способа заправки дано в табл. 13.1.
В каждой группе бак № 2 является расходным, через
него производится подача топлива к двигателю из всех ба-
ков группы. Для сохранения центровки вертолета в допу-
стимых пределах (по мере выработки топлива) установле-
на очередность выработки, указанная в табл. 13.2.
При наличии баков № 6 топливо из них вырабатывается
в первую очередь через левый бак № 1 из переднего бака
№ 6 и через правые баки № 3+4 из заднего бака № 6.
Перекачка топлива в каждой из групп происходит че-
рез баки № 5 этих групп, откуда оно самотеком поступает
в баки № 2. Для перекачки топлива в баки № 5, а также
для подачи его к насосам двигателей используются элект-
роприводные центробежные насосы, установленные внутри
баков в насосных узлах перекачки и подкачки.
Живучесть топливной системы достигается:
— установкой в насосные узлы подкачки расходных
баков по два насоса, работающих параллельно. При отка-
зе одного из насосов другой обеспечивает подачу топлива
к двигателю в необходимом количестве;
190
Таблица 13.1
№ баков Вид заправки
централизован- ная, л от ручного писто- лета, л
1 260X2 285 x2
2 265 x2 265 x2
3+4 320x2 400X2
5 625X2 685x2
6 Суммарная вместимость: 450X2 ж. 500X2
основных баков 2940+60 3270
основных и до- полнительных 3840+75 4270
Таблица 13.2
Очередность Левый двигатель Правый двигатель
I Левый бак № 1 Правые баки № 3+4
II Левые баки №3+4 Правый бак № 1
III Левый бак № 5 Правый бак № 5
IV Левый бак № 2 Правый бак № 2
— способностью топливных насосов двигателей подсасы-
вать топливо из расходных баков (через обводной канал с
обратным клапаном) при отказе обоих подкачивающих на-
сосов;
— подключением насосов всех баков к аварийной шине
электропитания, что обеспечивает их работу от аккумуля-
торов при отказе основной электросистемы.
191
Таким образом, при отказе подкачивающих насосов (в
баках № 2) и исправных перекачивающих (в баках № 1,
4, 6) топливо из баков может быть выработано полностью.
При отказе всех насосов питание двигателей может осуще-
ствляться только из расходных баков № 2 и 5.
Невырабатываемый остаток топлива зависит от скоро-
сти полета (от угла тангажа) и составляет при V7^ 150 км/ч
6—8 л, при V^240 км/ч около 60 л.
§ 2. УСТРОЙСТВО СИСТЕМЫ ТОПЛИВОПИТАНИЯ
Топливная система вертолета включает следующие ос-
новные узлы и агрегаты.
Топливные баки, представляющие собой десять мягких
емкостей (баки № 1—5) из керосиностойкой резины, обклее-
нной тканью. Баки № 1—4 (рис. 13.2) размещены под по-
лом грузовой кабины по обеим сторонам бомбоотсека.
Элементы конструкции фюзеляжа (нижние и боковые па-
нели, пол грузовой кабины) образуют контейнеры мягких
топливных баков. Баки № 5 размещены в грузовой кабине
у бортов фюзеляжа в специальных контейнерах. Каждый
бак закреплен в контейнере с помощью цанговых замков,
штырей и кнопок 3. Баки № 5 и 2, № 3 и 4 каждой группы
соединены между собой муфтами для перетекания топ-
лива.
Рис. 13.2. Топливный бак № 1
Баки № 1 и 4 имеют вклеенные снизу плиты 7, на кото-
рых установлены насосный узел перекачки с краном слива
топлива 4, поплавковый клапан уровня топлива 6, датчик
192
топливомера ТПР1-10Т 5 и кронштейн крепления сигнали-
затора давления СД-29А.
На плитах баков № 2 установлены насосный узел под-
качки с клапанной коробкой и краном слива отстоя, дат-
чик топливомера, сливной крап, штуцер слива топлива из
воздухоотделителя и проходники трубопроводов перекачки
топлива из баков № 1 и 3 + 4 в баки № 5.
На плитах баков № 3 установлены поплавковый клапан
уровня и датчик топливомера.
На плитах баков № 5, расположенных сбоку, установ-
лены по два топливных клапана уровня, по одному датчику
топливомера, по одной заливной горловине.
Подвесные баки № 6 — жесткие, из листового сплава
АМЦм. На каждом из баков имеются насосный узел пере-
качки с сигнализатором давления, поплавковый клапан
уровня, сигнализатор уровня СУЗ-16Т, заливная горлови-
на, кран слива топлива и отстоя.
Насосные узлы перекачки, установленные в баках № 1,
4 и 6 (рис. 13.3), состоят из корпуса 2 и центробежного
электронасоса 1 ЭЦН-75. Насос создает избыточное дав-
ление не менее 0,8 кгс/см2 при подаче 750 л/ч.
Рис. 13.3. Узел перекачки топлива
Насосные узлы подкачки (рис. 13.4), установленные в
баках № 2, состоят из насосной коробки 1, двух насосов
13 Зак. 3154дсп
193
ЭЦН-75 2, клапанной коробки с тремя обратными клапа-
нами и краном слива отстоя «3. Два крайних обратных кла-
пана установлены после насосов и пропускают топливо при
их работе; средний клапан может пропускать топливо из
бака, минуя насосы. При наличии давления топлива за на-
сосами средний клапан закрыт.
Рис. 13.4. Узел подкачки топлива
Сигнализаторы давления СД-29А, установленные в тру-
бопроводах за перекачивающими насосами, служат для сиг-
нализации их работы по табло на блоке светосигнализато-
ров и для выдачи сигнала на закрытие крана заправки в
случае переполнения бака.
Рабочие параметры:
давление срабатывания — 0,15 кгс/см2;
рабочее давление — 3,5 кгс/см2;
предельное давление — 5 кгс/см2.
194
Сигнализаторы давления СД-ЗТУ, установленные в тру-
бопроводах за насосами вторых баков, служат для сигна-
лизации работы подкачивающих насосов и для выдачи сиг-
нала на закрытие крана заправки при переполнении пятых
баков.
Рабочие параметры:
давление срабатывания — 0,3 кгс/см2;
рабочее давление — 2 кгс/см2;
предельное давление — 5 кгс/см2.
Поплавковые клапаны уровня (рис. 13.5), установлен-
ные в баках № 1, 3 и 4, расположены вертикально и слу-
жат для предохранения этих баков от переполнения при
централизованной заправке. В баках № 5 имеются по два
таких клапана, расположенных горизонтально на разных
Рис. 13.5. Поплавковый клапан уровня
13*
195
уровнях. Клапан, расположенный выше, срабатывает рань-
ше, а нижний клапан срабатывает после выработки из ба-
ка определенного количества топлива. В левом баке № 5
Верхний клапан соединен с трубопроводом перекачки топ-
лива из левого бака № 1, а в правом баке № 5 — с трубо-
проводом перекачки из правого бака № 4. При централи-
зованной заправке верхние клапаны баков № 5 ограничи-
вают уровень заправляемого топлива. В баках № 6 име-
ется по одному такому клапану. Принцип действия всех кла-
панов одинаков и отличаются они лишь конструктивным
исполнением.
Обратные клапаны лепесткового типа, установленные в
трубопроводах, служат для разводки поступающего топли-
ва при перекачке и централизованной заправке, так как для
этих целей используются отдельные участки одних и тех
же трубопроводов.
Пожарные краны двигателей, кран кольцевания и пере-
крывной кран централизованной заправки служат для пе-
рекрытия линий подачи топлива. Они имеют электропривод
от механизма ЭПВ-15МТ на заслонку, т
Рабочие параметры:
давление топлива при срабатывании — до 4 кгс/см2;
время закрытия — не более 3 с;
пропускная способность — около 500 л/мин;
режим работы — повторно-кратковременный (после од-
ного цикла «открытие — закрытие» необходим перерыв не
менее 3 мин).
Управление кранами осуществляется от переключателей,
расположенных на центральном пульте. Сигнализация по-
ложения кранов — на блоке светосигнализаторов. Управле-
ние краном перекрытия топлива при централизованной за-
правке и сигнализация его положения находятся на борто-
вом щитке заправки.
Топливомер ТПР 1-10Т — рычажно-поплавкового типа,
служит для:
— измерения суммарного и раздельно в каждом баке
запаса топлива;
— сигнализации начала выработки топлива из расход-
ных баков и аварийного остатка в правой или левой группе
баков;
— сигнализации заполнения баков при централизован-
ной заправке;
— выдачи сигнала на автоматическое отключение пере-
качивающих насосов после выработки топлива в этих баках.
196
§ 3. РАБОТА СИСТЕМЫ ТОПЛИВОПИТАНИЯ
Перед запуском двигателей все насосы ЭЦН-75 включа-
ются вручную от переключателей на центральном пульте
(при включенных АЗС УПРАВЛЕНИЕ ТОПЛ. НАСОС.
ЛЕВ. — ПРАВ, на верхнем пульте) и продолжают рабо-
тать до их автоматического (ручного) выключения.
Подача топлива в левый двигатель осуществляется
(рис. 13.6) через обратные клапаны, открытый пожарный
кран левого двигателя и воздухоотделитель двумя насосами
подкачки левого бака № 2. Одновременно идет перекачка
топлива из переднего бака № 6 в левый бак № 1, оттуда
в левый бак № 5 и из него самотеком в расходный левый
бак № 2.
Подача топлива в правый двигатель и двигатель АИ-9
осуществляется через обратные клапаны, открытый пожар-
ный кран правого двигателя и воздухоотделитель, а также
через открытый пожарный кран двигателя АИ-9 и фильтр
на входе в него двумя насосами подкачки правого бака
№ 2. Одновременно идет перекачка топлива из заднего ба-
ка № 6 в правые баки № 3 + 4, оттуда в правый бак № 5
и из него самотеком в правый бак № 2.
Насосы перекачки правого бака № 1 и левого бака № 4
включены, но топливо из этих баков в баки № 5 не пере-
качивается, так как поплавковые клапаны уровня, к кото-
рым подводится топливо из этих баков, расположены ниже,
они закрыты и откроются только после понижения
уровня в баках № 5 и прекращения их пополнения от лево-
го бака № 1 и правых баков № 3 + 4.
После выработки топлива из баков № 1, 3, 4 обеих групп
расходные баки будут заполняться топливом из баков № 5
и при достижении уровня топлива в любой из групп, соот-
ветствующего остатку около 470 л, датчик топливомера ба-
ка № 5 подает сигнал на табло ТОПЛИВО РАСХ. ГР., рас-
положенное слева от указателя топливомера на приборной
доске (рис. 13.8).
При выработке топлива из баков № 2 любой из групп
до уровня, соответствующего остатку около 125 л, датчик
топливомера бака № 2 подает сигнал на включение ЦСО,
табло аварийного остатка топлива 125 л ЛЕВ. БАКИ, 125 л
ПРАВ. БАКИ и на подачу прерывистого звукового сигнала
в наушники.
Насосы перекачки топлива выключаются автоматически
после выработки топлива из бака по сигналу датчика топ-
ливомера. Во избежание преждевременного отключения пе-
рекачивающего насоса, которое может быть вызвано отли-
197
Рис 13.6. Схема топливной системы вертолета
198
вом топлива при маневрах вертолета, в цепи питания насо-
сов установлены реле времени, задерживающие их отклю-
чение на 300 с после срабатывания концевого выключателя
датчика топливомера. Это время задержки больше време-
ни, потребного на выполнение любого маневра, из-за кото-
рого может быть отлив топлива. При прекращении отлива
поплавок датчика топливомера поднимается, замыкает цепь
питания насоса, а реле времени возвращается в исходное
положение.
Насосы подкачки (баков № 2) выключаются вручную.
При необходимости любой насос может быть выключен
или включен вручную выключателем на центральном
пульте.
§ 4. СИСТЕМА ЦЕНТРАЛИЗОВАННОЙ ЗАПРАВКИ
Заправка вертолета топливом может производиться как
через заливные горловины баков № 1, 4, 5, 6, так и через
штуцер централизованной заправки (ЦЗ), откуда топливо
под давлением поступает одновременно во все баки левой
и правой групп. Штуцер ЦЗ размещен по левому борту
(шп. № 16). Рядом со штуцером размещен щиток ЦЗ
(рис. 13.7), который предназначен для управления заправ-
кой. На щитке имеются лампы сигнализации полноты за-
правки баков, переключатель управления краном заправки,
ламп сигнализации, кнопки контроля ламп и сигнализато-
ров давления. АЗС ЗАПРАВКА ТОПЛИВОМ электроси-
стемы управления и контроля ЦЗ размещен на РУ-10 верх-
него пульта в кабине.
При включении АЗС на щитке заправки загорается лам-
па ЗАПРАВКА ПРЕКР-, а при открытии крана заправки
загорается лампа КРАН ОТКРЫТ. При подаче топлива в
систему ЦЗ и наличии давления в ней 0,3 кгс/см2 в трубо-
проводе за краном заправки срабатывает сигнализатор дав-
ления СД-ЗТУ, который выключает лампу ЗАПРАВКА
ПРЕКР. и включает лампу ЗАПРАВКА ИДЕТ. После опре-
деленной заправки любого из баков его поплавковый кла-
пан уровня закрывает поступление топлива в этот бак, а
датчик топливомера включает на щитке заправки сигналь-
ную лампу. При отказе поплавкового клапана уровня в лю-
бом из баков повысится давление, сработает сигнализатор
давления, который подаст команду на автоматическое за-
крытие крана заправки. Для определения бака, в котором
произошло переполнение, используется кнопка КОНТРОЛЬ
СД на щитке ЦЗ, при нажатии на которую лампы заправ-
199
Рис. 13.7. Пульт управления и штуцер ЦЗ
ленных баков гаснут и остается гореть только лампа пере-
полненного бака.
Во время заправки необходимо непрерывно следить за
лампами на щитке заправки. При необходимости прекра-
200
тить заправку установить переключатель крана заправки в
нижнее положение. После загорания всех ламп на щитке
продолжить заправку еще в течение 10 с, затем выключить
кран заправки. При этом должна загореться лампа ЗА-
ПРАВКА ПРЕКР., а лампы ЗАПРАВКА ИДЕТ и КРАН
ОТКРЫТ — погаснуть.
После отключения топливозаправщика проверить за-
правку вертолета по показаниям топливомера.
§ 5. УПРАВЛЕНИЕ СИСТЕМОЙ И КОНТРОЛЬ
ЕЕ РАБОТЫ
Контроль работы топливной системы вертолета осущест-
вляется с помощью топливомера ТПР1-10Т, сигнализато-
ров давления СД-ЗТУ и СД-29А, датчика давления ИД-100,
сигнальных ламп табло и щитка заправки.
Суммарный запас топлива и количество его в каждом
баке определяются по топливомеру, датчики которого уста-
новлены в каждом баке. Указатель топливомера УТ02КДТ
расположен на приборной доске, галетный переключатель
топливомера ПГК1К-ЗТ — на панели ТОПЛИВО централь-
ного пульта (рис. 13.8). В положении С переключателя ука-
затель показывает суммарное количество топлива в баках
(по внешней шкале). При установке переключателя в по-
ложения 1, 2, 3 + 4 или 5 он показывает количество топлива
в соответствующих баках (по внутренней шкале, за исклю-
чением баков № 5).
С указателя топливомера снимается сигнал о наличии
топлива для регистрации его устройством «Тестер-УЗ».
Сигнал аварийного остатка топлива 125 л ПР. БАКИ,
125 л ЛЕВ. БАКИ подается на табло, расположенные в ле-
вом верхнем углу приборной доски.
При заполнении бака топливом при ЦЗ цепь сигнальной
лампы БАК ПОЛНЫЙ на щитке ЦЗ замыкается от конце-
вого выключателя датчика топливомера.
Сигнализаторы давления СД-ЗТУ и СД-29А включают
табло сигнализации работы насосных узлов НАСОС 1 БА-
КА, НАСОС 2 БАКА, НАСОС 3 + 4 БАКА и т. д., а также
дают сигнал на автоматическое закрытие крана заправки
в случае переполнения баков.
Датчики давления ИД-100 измеряют давление топлива
перед форсунками двигателей. Они входят в комплект
ЭМИ-ЗИ и работают с указателем УИЗ-З, установленным на
приборной доске.
2Q1
вертолета
Сигнальные табло, установленные на блоке светосигна-
лизаторов, указывают о работе насосов, об открытии пожар-
ных кранов двигателей, о закрытии пожарного крана АИ-9
и крана кольцевания.
§ 6. ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА ПРИ ОТКАЗАХ СИСТЕМЫ
ТОПЛИВОПИТАНИЯ
Отказ одного из двух насосов бака № 2 не сказывается
на работе силовой установки и не имеет явных признаков.
При отказе насосных узлов расходных баков, признаком че-
го является погасание табло НАСОС 2 БАКА, разрешается
202
продолжение полета на высоте не более 1000 м. На этой вы-
соте атмосферное давление обеспечивает поступление топ-
лива в двигатели за счет отсоса его из баков № 2 двига-
тельными подкачивающими насосами ДЦН-70. На высо-
тах более 1000 м атмосферное давление падает настолько,
что разрежения создаваемого насосами ДЦН-70 может
быть недостаточно.
В случае отказа перекачивающих насосов баков № 1,
3 + 4 или 6, признаком чего является погасание табло на-
сосов этих баков, необходимо прежде всего убедиться в до-
стоверности отказа, т. е. нажатием кнопки ПРОВЕРКА
ЛАМП проверить исправность ламп табло, а также, поста-
вив переключатель топливомера в положение, соответст-
вующее погасшему табло, убедиться, действительно ли пе-
рекачка из этого бака прекратилась. Если в течение не-
скольких минут полета по указателю топливомера наблю-
дается уменьшение количества топлива в этом баке, можно
продолжать полет, периодически проверяя выработку из
бака. В этом случае погасание табло может явиться след-
ствием отказа сигнализатора давления или его цепи. Если
установлено, что выработки топлива из этого бака нет, то
для сохранения центровки необходимо выключить насосы
баков, работающих на перекачку параллельно с отказав-
шим насосом. Дальнейший расчет полета строить по фак-
тическому остатку топлива в баках, из которых производит-
ся выработка.
При отказе всех подкачивающих и перекачивающих на-
сосов, признаком чего является погасание всех табло рабо-
ты насосов, топливо может быть выработано только из ба-
ков № 2 и 5. Поэтому расчет полета необходимо строить по
фактическому наличию топлива в этих баках.
Табло 125 л ЛЕВ. БАКИ и 125 л ПРАВ. БАКИ, как пра-
вило, загораются не одновременно, т. е. в одном из расход-
ных баков остаток топлива будет больше. Поэтому для обес-
печения равномерного расхода топлива на оба двигателя
необходимо открыть кран кольцевания и проверить суммар-
ный остаток топлива. Расчет на посадку необходимо стро-
ить, учитывая, что остатка топлива по 125 л на каждый дви-
гатель хватает не более чем на 15—20 мин полета.
Глава 14
противопожарное оборудование
§ 1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
Противопожарное оборудование предназначено для об-
наружения и ликвидации очагов пожара в защищаемых от-
203 •
секах и состоит из системы сигнализации пожара (ССП-2А)
и системы тушения пожара.
На вертолете предусмотрена противопожарная защита
трех отделенных противопожарными перегородками отсе-
ков: левого двигателя, правого двигателя и двигателя АИ-9.
Тушение очагов пожара, возникших в кабине вертолета,
производится ручным огнетушителем ОР-1, установленным
в проеме между рабочими местами штурмана и штурмана-
оператора.
Система сигнализации пожара предназначена для обна-
ружения пожара в любом из предусмотренных отсеков и
для автоматического включения системы пожаротушения.
В систему входят два комплекта ССП-2А, один из которых
включает девять датчиков сигнализации пожара ДСП-1 АГ
и исполнительный блок БИ-2АЮ, другой •— пятнадцать дат-
чиков и такой же исполнительный блок.
Датчики ДСП-1 АГ представляют собой чувствительные
элементы, которые в отсеках двигателей соединены в груп-
пы по 3 шт. последовательно и установлены по 9 шт. в от-
секе каждого двигателя (по 3 группы) и по 6 шт. в отсеке
АИ-9 (по 2 группы).
При нагреве группы из трех датчиков до температуры
не ниже 150° С и при нарастании температуры среды, их
окружающей, со скоростью более 2°/с батарея датчиков
создает термо-ЭДС, достаточную для срабатывания реле
исполнительного блока БИ-2АЮ.
При резком снижении температуры среды до 130° С тер-
мо-ЭДС группы датчиков падает до такого значения, при
котором реле исполнительного блока БИ-2АЮ возвращает-
ся в исходное положение.
Исполнительные блоки БИ-2АЮ предназначены для
приема сигналов от датчиков, включения сигнализации о
пожаре, автоматического включения огнетушителя 1-й оче-
реди на тушение пожара в отсеке, откуда получен сигнал
о наличии пожара, а также для проверки исправности и го-
товности к действию системы сигнализации о пожаре. Бло-
ки расположены в хвостовой части фюзеляжа между шп. 16
и 17.
Аппаратура световой сигнализации и управления пожа-
ротушением расположена:
— АЗС системы пожаротушения и сигнализации ПРО-
ТИВОПОЖ. СИГНАЛИЗ., ПРОТИВОПОЖ. СИСТЕМА,
СИГНАЛИЗ. АВАР, и СИГНАЛИЗ. УПРАВЛ. на верхнем
пульте;
2Q4
— переключатели РАБОТА — КОНТРОЛЬ, КОНТРОЛЬ
ДАТЧИКОВ I гр. — II гр. — III гр. на верхнем пульте;
— кнопки ручного включения системы, сигнальные лам-
пы о наличии пожара в отсеках и о срабатывании системы,
а также переключатель ОЧЕРЕДЬ 1—2 на центральном
пульте;
— сигнальное табло ПРОВЕРЬ ПОЖАР на приборной
доске.
Рис. 14.1. Схема систем пожаротушения
Система тушения пожара обеспечивает подачу огнегася-
щего состава «Фреон-114В2» в две очереди в любой защи-
щаемый от пожара отсек. Система (рис. 14.1) состоит из
двух огнетушителей УБШ-3-3 1, подводящих трубопроводов
2 и распылительных коллекторов 3.
Огнетушитель УБШ-3-3 состоит из баллона с переходни-
ком, четырех |Пироголовок типа ПГКи, предохранительного
устройства и манометра МА-250. Баллон шаровой формы
со стеклопластиковой противоосколочной сеткой имеет сле-
дующие основные данные:
вместимость — 3 л;
условное расчетное давление— 150 кгс/см2;
давление разрыва предохранительной мембраны
200 кгс/см2;
масса заряда фреона — 4,24 кгс;
масса заряжаемого воздуха (Р=100 кгс/см2)—0,14 кгс;
время выброса заряда через одну головку — не более 1 с;
количество пиропатронов на одну головку — 2 шт.
Ручной огнетушитель ОР-1 состоит из баллона с сифон-
ной трубкой, затвора и сопла. Привод в действие огнету-
205
Шйтёля бсущёстЁляётся Нажатием на спусковой крючОк ру-
коятки. Основные данные:
огнегасящий состав — фреон;
давление в баллоне— 170 кгс/см2;
вместимость баллона — 2,3 л;
время выброса огнегасящего состава — не более 45 с;
радиус действия — 1,2 м.
§ 2. РАБОТА ПРОТИВОПОЖАРНОЙ СИСТЕМЫ
Для подготовки системы к работе необходимо включить
АЗС в цепях управления и сигнализации, переключатель
РАБОТА — КОНТР, (рис. 14.2) установить в положение
РАБОТА (колпачок закрыт), переключатель ОЧЕРЕДЬ
1—2 (рис. 14.3) установить в положение 1. На централь-
ном пульте должны гореть сигнальные табло БАЛЛОН-1,
БАЛЛОН-2.
Рис. 14.2. Панель контроля работы системы по-
жаротушения
При срабатывании любой из групп датчиков система ра-
ботает одинаково, поэтому для наглядности рассмотрим ра-
боту системы при возникновении пожара в отсеке левого
двигателя. Если в отсеке возникают условия срабатывания
группы датчиков, то термо-ЭДС от них подается на управ-
ляющее реле, которое включает исполнительное реле блока
БИ-2АЮ. Исполнительное реле пожара в отсеке левого дви-
гателя включает цепи сигнализации и цепь пиропатронов
206
Рис. 14.3. Панель ручного включения системы пожаротушения
*
головки, соединенной с коллекторами распыла огнегасяще-
го состава в отсеке левого двигателя.
Таким образом, на приборной доске начинают мигать
лампы ЦСО и ПРОВЕРЬ ПОЖАР, в телефоны подается
прерывистый звуковой сигнал, на центральном пульте за-
горается сигнальная лампа ПОЖАР ЛЕВ. ДВ. и гаснет
сигнальная лампа БАЛЛОН-!, что свидетельствует о сраба-
тывании 1-й очереди огнетушения. Одновременно с замыка-
нием исполнительного реле подготавливается цепь питания
пиропатронов головки левого двигателя на втором огнету-
шителе, который окончательно будет готов к работе при
установке переключателя ОЧЕРЕДЬ 1—2 в положение 2.
После прекращения пожара (снижение температуры в
отсеке до 130°) управляющее реле размыкается и разры-
вает цепь питания исполнительного реле пожара в отсеке ле-
вого двигателя. Гаснет сигнальная лампа ПРОВЕРЬ ПО-
ЖАР, а лампа ПОЖАР ЛЕВ. ДВ. продолжает гореть. При
повторении пожара или при неполной его ликвидации от
баллона 1-й очереди (лампа ПРОВЕРЬ ПОЖАР не гаснет)
система срабатывает снова с разрядкой второго огнетуши-
теля.
Схемой предусмотрено и ручное включение подачи огне-
гасящего состава нажатием кнопок на центральном пульте.
При этом в зависимости от положения переключателя ОЧЕ-
РЕДЬ 1—2 в работу включается огнетушитель 1-й или 2-й
очереди. __ __
§ 3. ПРОВЕРКА СИСТЕМЫ ПЕРЕД ПОЛЕТОМ
Для проверки работоспособности сигнализации и систе-
мы пожаротушения необходимо включить АЗС, а переклю-
207
чатель РАБОТА — КОНТРОЛЬ (рис. 14.2) установить в по-
ложение КОНТРОЛЬ, при этом разрывается цепь питания
пиропатронов. Переключатель КОНТР. — ДАТЧ, последо-
вательно установить в положения I гр. — II гр. — III гр.
В каждом из положений проверить, что на центральном
пульте (рис. 14.3) горят сигнальные лампы ПОЖАР ЛЕВ.
ДВ„ ПОЖАР ПРАВ. ДВ„ ПОЖАР АИ-9, а на приборной
доске мигают лампы ЦСО и ПРОВЕРЬ ПОЖАР. В поло-
жении III гр. переключателя лампа ПОЖАР АИ-9 не горит,
так как в этом отсеке только две группы датчиков.
Загорание ламп свидетельствует об исправности цепей
сигнализации и включении системы пожаротушения от всех
групп датчиков.
§ 4. ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПРИ ВОЗНИКНОВЕНИИ
ПОЖАРА НА ВЕРТОЛЕТЕ
Признаки наличия пожара на вертолете могут быть
обнаружены экипажем (по сигнализации, наличию дыма),
переданы с другого вертолета или с земли (наличие шлей-
фа дыма, искрение, пламя).
Если пожар возник из-за отказа силовой установки, то
помимо сигнализации о пожаре будут налицо отклонения
в работе того или другого двигателя, что определяется по
приборам. В этом случае необходимо выключить загорев-
шийся двигатель, перейти на полет с одним двигателем и,
если не произошло автоматического включения, включить
1-ю очередь системы пожаротушения нажатием кнопки под
горящим табло на центральном пульте. Если 1-я очередь
сработала (табло БАЛЛОН-1 погасло), а табло ПРОВЕРЬ
ПОЖАР на приборной доске продолжает гореть, то необ-
ходимо установить переключатель ОЧЕРЕДЬ 1—2 в по-
ложение 2 и снова нажать ту же кнопку.
При прекращении пожара гаснет табло ПРОВЕРЬ ПО-
ЖАР на приборной доске, а табло ПОЖАР... ДВ. на
центральном пульте продолжает светиться. Для его вык-
лючения необходимо выключить, а затем снова включить
АЗС ПРОТИВОПОЖАР. СИ ГНАЛ ИЗ. СИСТЕМ на верх-
нем пульте. Сделать это следует сразу после погасания
лампы ПРОВЕРЬ ПОЖАР на приборной доске, так как
при возникновении пожара в другом отсеке два горящих
на центральном пульте табло могут ввести в заблуж-
дение.
208
После ликвидации пожара запускать двигатель, в от-
секе которого был пожар, запрещается, так как это может
привести к еще более нежелательным последствиям.
Краны отбора воздуха от двигателей необходимо зак-
рыть, так как, во-первых, отбор воздуха снижает мощ-
ность работающего двигателя, во-вторых, по открытой ма-
гистрали отбора воздуха от отказавшего двигателя вслед-
ствие скоростного напора в кабину могут поступать пары
и дым от сгоревшего масла, запах гари, пары огнегася-
щего вещества, что дополнительно затрудняет полет.
При нормальной работе одного двигателя и необходи-
мости продолжить полет (дойти до берега или объекта ба-
зирования) обеспечить возможную дальность полета мож-
но, открыв кран кольцевания, т. е. весь имеющийся запас
топлива направить на питание работающего двигателя.
Однако при первой возможности необходимо производить
посадку.
При возникновении очага пожара в кабине ликвида-
цию его производит штурман или оператор с помощью
ручного огнетушителя ОР-1. Если пожар вызван воспламе-
нением электропроводки, необходимо обесточить электро-
сеть вертолета, т. е. выключить генератор и аккумуля-
торы.
Глава 15
СИСТЕМА ОБОГРЕВА И ВЕНТИЛЯЦИИ,
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
§ 1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СИСТЕМ
ОБОГРЕВА И ВЕНТИЛЯЦИИ
По целевому назначению система делится на две под-
системы питания от правого и левого двигателей.
От правого двигателя воздух забирается на обогрев
кабины экипажа, остекления кабины экипажа и аккуму-
ляторных отсеков, а также на вентиляцию костюмов
мск-зм.
От левого двигателя воздух забирается на обогрев бом-
боотсека и обдув (осушение) кабель-троса прибора 10.
Отбор воздуха производится из-за двенадцатых ступе-
ней компрессоров двигателей. За обратными клапанами
отбора воздуха от обоих двигателей предусмотрены линии
продувки с заслонками, управляемыми от переключателей
14 Звк. 3154дсп
209
включения отбора воздуха постановкой их в положение
ПРОДУВКА.
Для вентиляции костюмов МСК-ЗМ при неработающих
двигателях предусмотрено подключение наземного кон-
диционера через штуцер в районе шп. 3—4 по правому
борту.
Рабочее место каждого члена экипажа оборудовано
индивидуальными вентиляторами.
§ 2. НАЗНАЧЕНИЕ И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
АГРЕГАТОВ СИСТЕМЫ ОБОГРЕВА И ВЕНТИЛЯЦИИ
В системах, питаемых от левого и правого двигателей,
используются однотипные агрегаты.
Запорные заслонки 1919Т с электромеханизмами МП-5М
обеспечивают перекрытие подачи воздуха в системы и ли-
нии. Они представляют собой корпус с двумя заслонками,
поворачивающимися параллельно с помощью электроме-
ханизма. Режим работы — повторно-кратковременный.
После перемещения — перерыв 3—5 с, после двух переме-
щений — перерыв не менее 1 мин.
Химический фильтр ФТВ-200 служит для очистки возду-
ха от продуктов испарения масла Б-ЗВ. Он состоит из двух
частей: аэрозольной для задержки мелких жидких и твер-
дых частиц и газовой для полного окисления продуктов
сгорайия масла до СО2 и Н2О.
Расход воздуха через фильтр — до 320 кгс/ч.
Температура фильтруемого воздуха — до 350° С.
Рабочее давление воздуха — до 10,5 кгс/см2.
Регулятор давления 4244Т предназначен для автомати-
ческого поддержания постоянного давления в системе, рав-
ного 2,5 кгс/см2, при давлении на входе в регулятор
3,5—10 кгс/см2.
Турбохолодильная установка (ТХУ) 3133 предназначе-
на для охлаждения воздуха в линии вентиляции МСК-ЗМ.
Она состоит из воздухо-воздушного радиатора (ВВР) и
турбохолодильника (ТХ). Принцип действия ТХУ состоит
в том, что горячий воздух отдает часть тепла в ВВР, ко-
торый охлаждается забортным воздухом, прогоняемым
вентилятором. Привод вентилятора осуществляется турби-
ной, на которой срабатывается оставшийся после охлаж-
дения в ВВР теплоперепад охлаждаемого воздуха.
Температура воздуха на входе в ТХУ — +300-ю°С.
Температура воздуха на выходе из ТХУ —не более
+ 10° С.
210
Рис. 15.1. Схема размещения агрегатов системы обогрева
14’"
211
Давление воздуха на входе в ТХУ — 8,1+0Д кгс/см2.
Давление воздуха на выходе из ТХУ — 1,6±0’2 кгс/см2.
ТХУ установлена над полом кабины экипажа по право-
му борту в районе шп. 4—4а.
Распределитель воздуха 4796Т служит для смешивания
горячего и холодного воздуха до заданной температуры
на выходе из него. Он состоит из распределительного кра-
на с тремя заслонками (одна в холодной линии и две в
горячей) и электромеханизма МРТ-1АТВ, управляемого
вручную или автоматически в зависимости от установки
переключателя на панели управления.
Регуляторы давления 486А установлены перед шлангом
подключения МСК-ЗМ и служат для поддержания постоян-
ного давления воздуха в линиях вентиляции костюмов, т. е.
для регулирования расхода воздуха через костюмы.
Регулятор летчика расположен на полу слева от его
кресла, регулятор штурмана-—на полу справа от его крес-
ла, а регулятор оператора — па полу в зоне шп. 4—4а.
Ручная запорная заслонка служит для регулирования
подачи воздуха на обдув остекления и обогрев кабины.
Заслонка установлена по оси симметрии под полом каби-
ны, а рукоятка ее выведена слева от центрального пульта.
§ 3. УСТРОЙСТВО И РАБОТА ЛИНИЙ,
ПИТАЕМЫХ ОТ ПРАВОГО ДВИГАТЕЛЯ
Устройство системы, питаемой от правого двигателя,
показано на схеме рис. 15.2.
Управление обогревом и вентиляцией кабины и МСК-ЗМ
осуществляется с панели ОБОГРЕВ И ВЕНТИЛЯЦИЯ
(рис. 15.3), расположенной на верхнем пульте (рис. 8.3).
Перед подачей горячего воздуха производится продувка
системы через запорную заслонку, управляемую от пере-
ключателя ОТБОР ВОЗДУХА —ВЫКЛ.—ПРОДУВКА,
который устанавливается в положение ПРОДУВКА. При
этом воздух, загрязненный продуктами скопившегося при
стоянке масла, выбрасывается за борт.
Подача воздуха в систему осуществляется от того же
переключателя установкой его в положение ОТБОР ВОЗ-
ДУХА. При этом горячий воздух подводится в распреде-
литель 4796Т, управляемый от переключателя ОСНОВН.
ЛИНИЯ — ОБВОДНАЯ ЛИНИЯ. Обводная линия слу-
жит для питания системы в случае засорения фильтра.
Далее магистраль разветвляется на «горячую» и «холод-
ную» линии.
212
За борт
За борт
ШТ
Рис. 15.2. Схема систем обогрева и вентиляции правого и
левого двигателей
Условные обозначения
Гор.
Тепл.
Кол.
летал,
гор.$
кол.
вентила
ИСК ь
Основе.
линия.
обводн. I
Отбор e-xafv
выкл.,
продувка
Основе.
линия.
обводная
[Отбор в-ха,
V выкл,
продувка
Вентиляция МСК.
Лебедка
й) Уборка
° Выпуск
\ТХУ/ •
Обдув троса
Усилит.
Коллекторы кабины
По «горячей» линии воздух через регулятор давления
4244Т подводится к распределителю 4796Т, а также че-
рез ручную запорную заслонку и эжекторы подается в
коллекторы обдува остекления, обогрева кабины и на
обогрев аккумуляторных отсеков.
По «холодной» линии воздух через дополнительную за-
порную заслонку с электромеханизмом, управляемым от
213
Рис. 15.3. Панель управления системой обогрева и вентиляции правого двигателя и контроля ее ра
боты
214
переключателя ВЕНТИЛЯЦ. МСК — ВЫКЛ., подводится
к ТХУ, откуда с температурой не более 10° С через раз-
грузочный клапан поступает к распределителю 4796Т. От
него смесь холодного и горячего воздуха через регуляторы
давления 486А, расходные шайбы и герморазъемы посту-
пает в костюмы МСК-ЗМ членов экипажа. В этой линии
предусмотрено автоматическое (от задатчика температу-
ры) и ручное регулирование температуры воздуха, посту-
пающего в костюмы.
Автоматическое поддержание заданной температуры
производится регулятором РТА-32-6А через электромеха-
ниэм распределителя 4796Т. Принцип действия регулято-
ра заключается в преобразовании отклонения температуры
воздуха (замеренной в линии обогрева МСК-ЗМ) от за-
данного значения (на задатчике температуры) в электри-
ческий сигнал, который после усиления управляет электро-
механизмом распределителя, дозирующего подачу холод-
ного и горячего воздуха. Автоматическое регулирование
включается постановкой переключателя РЕГУЛ. °C МСК
в положение АВТ. Ручное регулирование температуры про-
изводится от того же переключателя установкой его в по-
ложение ГОР. или ХОЛ.
Для контроля работоспособности РТА-32-6А необходи-
мо переключатель РЕГУЛ. °C МСК установить на АВТ.,
а переключатель КОНТРОЛЬ поочередно установить в по-
ложения ГОР. и ХОЛ. При этом на панели загораются
контрольные лампы и отрабатывает механизм привода
распределителя 4796Т.
§ 4. УСТРОЙСТВО И РАБОТА ЛИНИЙ,
ПИТАЕМЫХ ОТ ЛЕВОГО ДВИГАТЕЛЯ
Устройство системы, питаемой от левого двигателя, по-
казано на рис. 15.2.
Управление обогревом осуществляется с панелей ОБО-
ГРЕВ ОТСЕКА (рис. 15.4) и УПРАВ. ЛЕБЕДКОЙ на
пульте оператора (рис. 8.9).
Перед подачей воздуха производится продувка системы
через заслонку, управляемую от переключателя ОТБОР
ВОЗДУХА—ПРОДУВКА (рис. 15.4). После продувки при
установке переключателя в положение ОТБОР ВОЗДУХА
воздух с температурой 100—300° С по основной или обвод-
ной линии через запорную заслонку подводится в коллек-
тор обдува кабель-троса прибора 10. Заслонка управля-
ется от переключателя УБОРКА — ВЫПУСК (рис. 8.9)
215
Рис. 15.4. Панель управления системой обогрева и
вентиляции левого двигателя и контроля ее работы
ОБОГРЕВ ОТСЕКА
ОТБОР ОБНОВИ. I 777
воздуха линия
на панели УПРАВ. ЛЕБЕДКОЙ и открывается при убор-
ке кабель-троса. При этом на пульте оператора горит таб-
ло ОСУШИТЕЛЬ ВКЛЮЧЕН.
По другой линии через регулятор давления 4244Т, ре-
гулирующую заслонку и эжектор воздух подается в кол-
лектор обогрева бомбоотсека. Предусмотрено автоматиче-
ское и ручное регулирование подачи горячего воздуха в
бомбоотсек для поддержания в нем температуры в пре-
делах 20° С. Автоматическое поддержание температуры в
отсеке осуществляется с помощью регулятора температуры
УРТ-20К постановкой переключателя в положение АВТ.
Ручное регулирование температуры в бомбоотсеке приме-
няется в случае отказа автоматического и осуществляется
постановкой переключателя в положение ГОР. или ХОЛ.
Контроль за температурой в бомболюке — по указателю
ТВ-1Т на пульте оператора.
§ 5. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
Противообледенительная система вертолета включает:
— обогрев воздухозаборников двигателей;
— обогрев и очистку стекол кабины экипажа;
— обогрев лопастей несущих винтов;
— обогрев приемников воздушного давления ПВД-6М
и часов АЧС-1М;
216
- — систему сигнализации.
Контроль за работой противообледенительной систе-
мы осуществляется по сигнальным табло ОБОГР. ПВД
ЛЕВ., ОБОГР. ПВД ПРАВ., ОБОГР. РИО, расположен-
ным на верхнем пульте; ПОС ВИНТ., ПОС ЛЕВ. ДВИГ.,
ПОС ПРАВ. ДВИГ., расположенным на блоке светосиг-
нализаторов; ЛЕД, ОТКАЗ ПОС ВИНТ., расположенным
на приборной доске.
Описание и работа противообледенительных систем
двигателей, лопастей, ПВД и часов дается в соответствую-
щих главах разделов «Силовая установка вертолета» и
«Авиационное оборудование».
Система обогрева и очистки стекол кабины экипажа
предназначена для предотвращения запотевания, для уда-
ления снега, льда, инея и для очистки стекол от соли, осе-
дающей на них при забрызгивании морской водой. Систе-
Рис. 15.5, Систем? обмцва и очистки остекления
217
ма обогрева стекол рассматривалась в § 3 настоящей
главы.
Система очистки стекол включает систему обмыва и
стеклоочистители, на щетки которых подается противооб-
леденительная жидкость.
Система обмыва состоит из бака, кранов и трубопро-
водов подачи жидкости к стеклоочистителям, трубопро-
водов и крана слива.
В качестве противообледенительной жидкости приме-
няется спирт-ректификат по ТУ 3-66—65.
Бак жесткий, вместимостью 21 л, заправляется через
заливную горловину с мерной линейкой до уровня 19 л.
Установлен в передней части гондолы силовой установки
между двигателями.
При открытии кранов подачи к щеткам стеклоочисти-
телей противообледенительной жидкости она подается само-
теком по трубкам на щетки. Примерный расход жидкости
на (каждую щетку составляет ПО—130 мл/мин.
Основными элементами механизма стеклоочистителей
являются электромеханизм ЭПК-2Т-75, параллелограмм-
ный механизм и щетка.
Пуск и останов стеклоочистителей производятся пере-
ключателями СТЕКЛООЧ. ВОЗВ. ЩЕТКИ — ПУСК —
1 СКОР.— 2 СКОР., которые расположены на левой
(стеклоочиститель летчика) и правой (стеклоочиститель
штурмана) боковых панелях верхнего пульта (рис. 8.4).
Для включения стеклоочистителя необходимо на верхнем
пульте включить АЗС СТЕКЛООЧ. ЛЕТЧ.— ШТУРМ, и
установить переключатель управления стеклоочистителем
в положение ПУСК-
При установке переключателя в положение 1 СКОР,
или 2 СКОР, напряжение питания электромеханизма га-
сится на сопротивлениях и электромеханизм начинает ра-
ботать в режиме первой скорости с частотой двойных хо-
дов выходного вала 64—90 ход./мин, а на второй скорости—
с частотой 38—60 ход/мин. Время работы на любой рабо-
чей скорости привода практически не ограничено и сос-
тавляет не менее 4 ч.
Запрещается включать стеклоочистители при сухой
поверхности остекления, т. е. они могут быть использо-
ваны при наличии осадков или при включенной системе
обмыва.
Останов стеклоочистителя осуществляется установкой
его переключателя в нейтральное положение,
218
Возврат щетки в начальное положение производится
при нахождении ее в районе центральной стойки после ос-
танова стеклоочистителя нажатием переключателя в поло-
жение СТЕКЛООЧ. ВОЗВ. ЩЕТКИ.
При температуре воздуха от +30 до —20°С работа на
пусковой скорости разрешается в течение не более 5 мин
с последующим переключением на первую или вторую ско-
рость. При температуре выше -20е С электромеханизм
можно включить сразу на первую или вторую скорость.
При температуре ниже —20° С работа электромеханизма
на пусковой скорости допускается в течение не более
30 мин с последующим переключением на первую скорость.
При указанной температуре электромеханизм не должен
включаться на вторую скорость.
219
РАЗДЕЛ III
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ВЕРТОЛЕТА
Глава 16
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ О КОНСТРУКЦИИ
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
§ 1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
И ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
Силовая установка вертолета состоит из двух двигате-
лей и редуктора.
Двигатели ТВЗ-117 КМ (III серия), рис. 16.1, спроекти-
рованы с учетом достижений советского и зарубежного
двигателестроения. В их конструкции широко использованы
титановые сплавы, что повлияло на снижение удельной
массы и повышение противокоррозийной стойкости.
Планетарный редуктор ВР-252 суммирует и передает
мощность двигателей на несущие винты вертолета.
Двигатель включает следующие основные узлы:
— осевой двенадцатиступенчатый компрессор;
— камеру сгорания кольцевого типа;
— двухступенчатую осевую турбину компрессора;
— двухступенчатую осевую свободную турбину;
— выхлопной патрубок;
— корпус передней опоры с коробкой приводов агре-
гатов.
Работа двигателей обеспечивается системами:
— маслопитания;
— топливной автоматики;
— противообледенительной;
— запуска двигателя.
Раскрутка ротора двигателя при запуске осуществля-
ется воздушным стартером, сжатый воздух для которого
подается от бортовой установки АИ-9.
Применяемые топлива: Т-1, ТС-1 (ГОСТ 10227—62),
РТ (ГОСТ 16564—71) и зарубежные сорта топлив сог-
ласно РТЭ. При температурах воздуха от 0° С и ниже для
220
Рис. 16.1. Продольный разрез двигателя ТВЗ-117КМ
221
предотвращения образования кристаллов льда в топливо
добавляется присадка — этилцеллозольв марки А (ГОСТ
8313—76).
Применяемое масло: Б-ЗВ, синтетическое, токсичное.
Основные данные двигателя
Длина с выхлопным патрубком Ширина Высота 2060 мм 650 мм 730 мм
Сухая масса 285 кг
Обороты турбокомпрессора пгк
(100%) 19 500 об/мин
Обороты свободной турбины ист
(100%) 15 000 об/мин
Мощность по режимам:
взлетный («ВР») ... 2225 л. с.
номинальный («НР») 1700 л. с.
I крейсерский («1КР») 1500 л. с.
II крейсерский («2КР») 1200 л. с.
«Малый газ» («МГ») .... Не более 200 л. с.
Время работы по режимам за ресурс:
на взлетном 4%
на номинальном 40%
на крейсерском Без ограничения
При 100% оборотов свободной турбины несущие винты
имеют 272 об/мин, что по указателю оборотов несущих
винтов соответствует 90,2%.
Примечания: 1. На ВР допускается непрерывная работа до
15 мин в течение 1% от ресурса двигателя.
2. В случае отказа одного двигателя допускается непрерывная ра-
бота на ВР в течение 1 ч 30 мин с последующим снятием двигателей
и редуктора с эксплуатации.
3. Во время прогрева двигателей допускается повышение давле-
ния масла до 4,8 кгс/см2.
4. Максимально допустимые обороты турбокомпрессора в зави-
симости от температуры наружного воздуха определяются по гра-
фику в РТЭ (рис. 16.2).
Ограничения параметров работы двигателя
1. Максимальная температура газов при запуске —
780° С.
2. Максимальная температура газов при приемисто-
сти— 1010° С.
222
Рис. 16.2. Зависимость птк от температуры воздуха на входе в двигатель
223
3. Запуск без подогрева — При температуре Масла нс
ниже —40° С.
4. Надежный запуск двигателей обеспечивается до
//=4000 м.
5. Время для повторного выхода на HP и ВР не ме-
нее 5 мин.
6. Разрешается производить пять запусков двигателя
последовательно, после чего охлаждение не менее 15 мин.
7. Допустимые колебания оборотов турбокомпрессора:
на «НР» и «I КР» ±0,5%;
на «II КР» и ниже ±0,7%.
8. Запрещается останавливать двигатель закрытием
пожарного крана (кроме аварийных случаев).
§ 2. УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ (рис. 16.1)
Компрессор — осевой, двенадцатиступенчатый, с пово-
ротными лопатами входного направляющего аппарата и
направляющих аппаратов первых четырех ступеней. Сос-
тоит из следующих основных узлов: корпуса, входного на-
правляющего аппарата, направляющих аппаратов, ротора,
спрямляющего аппарата и механизма управления поворот-
ными лопатками.
Корпус компрессора состоит из отдельных кольцевых
корпусов № 1, 2, 4 и 13. Корпус № 1 передним фланцем
соединяется с корпусом передней опоры компрессора. На
корпусе № 4 имеется кожух, образующий кольцевую по-
лость, которая отверстиями сообщается с проточной частью
компрессора.
Из этой полости производится отбор воздуха на охлаж-
дение свободной турбины, поддува уплотнений третьей
опоры и для нужд вертолета. Кроме того, на кожухе ус-
тановлены два клапана перепуска воздуха из компрессора
для обеспечения его устойчивой работы на нерасчетных
режимах.
Входной направляющий аппарат состоит из отдельных
поворотных лопаток. Передняя кромка каждой лопатки
обогревается горячим воздухом для предотвращения об-
леденения. При включении противообледенительной сис-
темы горячий воздух проходит через стойку первой опоры
компрессора в кольцевую полость, которая сообщается с
гнездами нижних цапф лопаток входного направляющего
аппарата и через отверстия в цапфах в пустотелую пе-
реднюю кромку лопатки, обогревает ее, затем через ка-
навки на корытце лопатки выходит в проточную часть
компрессора.
224
Для управления лопатками на верхних цапфах уста-
новлены рычаги, которые входят в зацепление с осями по-
воротного кольца.
Направляющие аппараты 1, 2, 3 и 4-й ступеней состоят
также из поворотных лопаток. Управление ими осущест-
вляется так же, как и лопатками входного направляющего
аппарата.
Лопатки направляющих аппаратов 5—11-й ступеней не-
поворотные.
Ротор компрессора — барабанного типа, изготовлен из
отдельных дисков, соединенных между собой сваркой.
Внутри барабана установлен кожух, отделяющий масля-
ную полость опор от внутренней полости барабана.
Крутящий момент от вала турбины передается к рото-
ру компрессора через эвольвентные шлицы, выполненные
внутри шейки задней цапфы.
Спрямляющий аппарат компрессора является силовым
элементом. К нему крепится корпус второй опоры.
Поворот лопаток направляющих аппаратов осуществля-
ется автоматически в зависимости от приведенных оборо-
тов турбокомпрессора.
УГ 288
—Г- •
где птк. пр — приведенные обороты турбокомпрессора;
пТ1(— замеренные обороты турбокомпрессора;
7*ОК = 6 + 273 — температура воздуха на входе в двига-
тель.
Система управления поворотом лопаток работает так,
что в диапазоне приведенных оборотов турбокомпрессора
от 80 до 100% каждому значению оборотов соответствует
определенный угол установки лопаток направляющих ап-
паратов. Это обеспечивает устойчивую работу и высокий
КПД компрессора на эксплуатационных режимах работы
двигателя.
Двигатель имеет три ротора: компрессора, турбины
компрессора и силовой (свободной) турбины. Ротор комп-
рессора и ротор турбины компрессора сочленяются между
собой через шлицы и скрепляются стяжной втулкой, обра-
зуя один жесткий ротор турбокомпрессора.
Ротор силовой турбины самостоятелен, кинематически не
связан с ротором турбокомпрессора.
Ротор турбокомпрессора и ротор силовой турбины уста-
навливаются на пяти опорах.
15 Зак. 3154дсп
225
Первая опора является передней опорой компрессора,
имеет роликовый подшипник и состоит из 'корпуса опоры,
передней и задней крышек, корпуса подшипника и графи-
тового уплотнения.
Корпус опоры представляет собой литую конструкцию
из алюминиевого сплава с коллектором противообледени-
тельной системы. Он состоит из наружной и внутренней
оболочек, связанных между собой четырьмя профилирован-
ными стойками, образующими входную часть компрессора.
Над верхней стойкой крепится коробка приводов, под ниж-
ней стойкой — маслоагрегат.
На горизонтальных стойках справа расположен
противообледенительный клапан, слева — штуцер наддува
воздушной полости перед графитовым уплотнением.
На наружном переднем фланце корпуса имеются узлы
крепления двигателя к вертолету.
Противообледенительная система обеспечивает обогрев
входной части двигателя горячим воздухом, отбираемым из
полости между кожухом и жаровой трубой камеры сгора-
ния. Горячий воздух подводится через противообледени-
тельный клапан на обогрев кока, двух горизонтальных сто-
ек и поворотных лопаток входного направляющего аппа-
рата. Вертикальные стойки соединены с масляной по-
лостью корпуса, и обогрев их осуществляется горячим мас-
лом.
Внутри первой опоры размещен центральный привод.
Вторая опора является задней опорой компрессора и
крепится к спрямляющему аппарату компрессора. Она со-
стоит из титанового корпуса, шарикоподшипника и уплот-
нений.
Третья опора — задняя опора турбины компрессора, ро-
ликовая, крепится к третьему сопловому аппарату.
Для подпора графитового уплотнения в полость пода-
ется воздух из-за 7-й ступени компрессора через сопловой
аппарат.
Четвертая опора — передняя опора силовой турбины,
расположена внутри корпуса опор. Состоит из корпуса
четвертой опоры с приводом, уплотнений и шарикоподшип-
ника. На корпус четвертой опоры смонтирован двухступен-
чатый редуктор для передачи вращения от ротора силовой
турбины к приводу регулятора оборотов.
Пятая опора — задняя опора силовой турбины, ролико-
вая.
226
Масляная полость опор силовой турбины общая, с пе-
редней и задней сторон ограничена графитовыми уплотне-
ниями.
Для предотвращения вытекания масла из полости и
проникновения горячих газов в опору выполнены воздуш-
ные полости, в которые поступает воздух из-за 7-й ступе-
ни компрессора.
На корпусе лабиринта устанавливаются датчики замера
оборотов вала силовой турбины.
Камера сгорания — кольцевая, с завихрителями возду-
ха вокруг рабочих форсунок. Состоит из наружного и
внутреннего корпуса диффузора, жаровой трубы, двух за-
пальных свечей СП-26ПЗ и топливного коллектора с две-
надцатью форсунками.
Наружный и внутренний корпусы диффузора образуют
кольцевой диффузор камеры сгорания, в котором происхо-
дит торможение воздушного потока.
Жаровая труба кольцевого типа крепится к наружному
корпусу диффузора подвесками, установленными в шести
фланцах подвески. На подвесках имеются штуцера отбора
воздуха для системы автоматического регулирования дви-
гателя, указателя режимов, автомата разгона' и эжектора.
Топливный коллектор представляет собой кольцевой
узел, состоящий из двенадцати корпусов форсунок, соеди-
ненных между собой двумя рядами трубок первого и вто-
рого контуров. Подача топлива по первому контуру про-
изводится как во время запуска двигателя, так и на всех
режимах работ. Подача топлива по второму контуру про-
изводится на всех рабочих режимах выше режима малого
газа.
Турбины двигателя. Двигатель имеет две кинематичес-
ки не связанные между собой турбины: турбину компрес-
сора и свободную турбину.
Турбина компрессора — двухступенчатая осевая, слу-
жит для привода компрессора и агрегатов двигателя. Она
состоит из ротора и узла сопловых аппаратов. Полотна ди-
сков, замки и ножки рабочих лопаток охлаждаются вто-
ричным потоком воздуха, поступающего в полость вала
через радиальные отверстия в стенке вала.
Перед сопловым аппаратом первой ступени установле-
ны четырнадцать термопар, которые служат для замера
температуры газа перед турбиной.
Свободная турбина — двухступенчатая, осевая, служит
для создания мощности, необходимой для привода несуще-
го винта и других агрегатов.
15* 227
Мощность От турбины передается через шлицы, выпол-
ненные на хвостовике диска второй ступени, и через рессо-
ру, на которой предусмотрено резиновое уплотнительное
кольцо, герметизирующее масляную полость.
Ротор свободной турбины — консольный, двухопорный:
передняя опора — шариковый подшипник (4-я опора дви-
гателя), задняя — роликовый подшипник (5-я опора двига-
теля).
Выхлопной патрубок двигателя предназначен для отво-
да газа в атмосферу в правую или левую сторону в зави-
симости от сборки двигателя — в правом или левом вари-
анте и включает в себя кольцевой диффузор со стойками
и отводное овальное колено, пересеченное центральным ко-
ническим телом.
Наличие устойчивого разрежения вокруг центрального
тела на входе в патрубок использовано для воздушного
охлаждения центрального тела и размещенного в нем кор-
пуса опор.
В верхней стойке проходит трубка, по которой выводит-
ся гибкий валик. Подвод и отвод масла и подвод воздуха
осуществляются по трубкам, проходящим в стойках опоры.
Кинематическая схема двигателя состоит из двух неза-
висимых схем.
От вала турбины компрессора через центральный при-
вод передается вращение агрегатам, установленным на ко-
робке приводов, расположенных в передней части двига-
теля сверху. На ней установлены воздушный стартер, топ-
ливный насос-регулятор HP-ЗАМ, подкачивающий топлив-
ный насос ДЦН-70, маслоагрегат откачки масла из короб-
ки приводов, датчик оборотов турбокомпрессора Д-2Т.
В нижней части коробки приводов крепится масляный
фильтр. С задней стороны коробки приводов имеется при-
вод для ручной прокрутки ротора турбокомпрессора.
От вала свободной турбины через гибкий валик осу-
ществляется привод регулятора оборотов свободной тур-
бины, смонтированного в топливном насосе-регуляторе
НР-ЗА.
§ 3. РЕДУКТОР ВР-252 (рис. 16.3)
Редуктор ВР-252 представляет собой самостоятельный
агрегат, который устанавливается на вертолете для сов-
местной работы с двумя двигателями и вместе с ними со-
ставляет единую силовую установку вертолета.
228
Рис. 16.3. Главный редуктор ВР-252
Редуктор суммирует мощность обоих двигателей и пере-
дает ее на валы несущих винтов в соответствии с задан-
ным режимом работы двигателей. Кроме того, он обеспечи-
вает привод вертолетных агрегатов.
Для обеспечения полета вертолета только при одном
работающем двигателе, а также для использования авто-
ротации несущих винтов в редукторе предусмотрены две
муфты свободного хода, которые автоматически отключа-
ют редуктор от одного или обоих двигателей.
В состав редуктора входят:
— верхний корпус с валами несущих винтов;
— корпус перебора;
— нижний корпус с муфтами свободного хода;
— основной механизм редуктора;
— поддон;
— коробка приводов агрегатов;
— маслосистема.
На коробке приводов установлены и получают привод
от редуктора:
— два генератора ГТ40ПЧ8Б;
— вентилятор и тормоз несущих винтов;
— воздушный компрессор АК-50Т1 серии II;
— два гидронасоса НП92А-5;
229
— маслоагрегат редуктора;
— датчик тахометра Д-1МТ.
В масляную систему редуктора входят:
— заливная горловина;
— маслобак (поддон);
— маслоагрегат;
— масляный фильтр;
— суфлер;
— три магнитных пробки;
— масломерная линейка.
Для контроля работы редуктора имеются:
— датчик давления масла ИД-8;
— датчик замера температуры масла П-1;
— сигнализатор минимального давления масла
МСТВ-1,3;
— сигнализатор предельной температуры масла
ИС-164Б-2.
Указатели температуры и давления масла расположе-
ны на приборной доске.
Применяемое масло Б-ЗВ.
Количество масла, заливаемого в редуктор, — 43 л.
Глава 17
СИСТЕМЫ ТОПЛИВО- И МАСЛОПИТАНИЯ
§ 1. МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ (рис. 17.1)
Масляная система двигателя работает на синтетичес-
ком масле Б-ЗВ, обеспечивающем запуск двигателя без
подогрева масла при температуре окружающей среды до
—40° С. Масляная система включает: масляный агрегат,
насос откачки из коробки приводов (ОН-6), маслорадиа-
тор, маслобак. Маслобак и радиатор устанавливаются на
вертолете.
Масляный агрегат крепится к корпусу первой опоры
внизу и включает в себя нагнетающий насос и пять откачи-
вающих насосов. Насосы шестеренного типа.
От первой опоры и центрального привода масло откачи-
вается насосами ОН-1 и ОН-2, от второй опоры — насосом .
ОН-5, от третьей опоры — насосом ОН-3, от четвертой и
пятой опор — насосом ОН-4, от коробки приводов — насо-
сом ОН-6.
230
В выхлопной
"* патрубок
Рис. 17.1. Масляная система двигателя ТВЗ-117КМ
231
Из откачивающих насосов ОН-3, ОН-4, ОН-5 масло на-
правляется для охлаждения в радиатор и далее в бак, а
из откачивающих насосов ОН-1, ОН-2 и ОН-6 масло пода-
ется непосредственно в масляный бак, минуя радиатор.
Давление масла за нагнетающим насосом измеряется
в трубке подвода масла к четвертой и пятой опорам с по-
мощью датчика ИД-8.
Измерение температуры масла на выходе из двигателя
производится в откачивающей магистрали перед радиато-
ром с помощью датчика температуры масла П-2Т. Оба
датчика работают в комплекте с указателем УИЗ-З и вхо-
дят в комплект измерителя ЭМИ-ЗРИ. Указатель УИЗ-З
установлен на приборной доске летчика.
Давление масла по указателю:
а) на режиме малого газа — не менее 2 кгс/см2;
б) на режимах выше малого газа — 3—4 кгс/см2;
в) при прогреве двигателя на режиме малого газа при
температуре масла ниже + 70° С — не более 4,8 кгс/см2.
Температура масла на входе в двигатель по указателю:
а) максимальная'+150° С;
б) минимальная (для выхода на режим выше малого
газа) '+30° С;
в) рекомендуемая'+ (80—140)° С;
г) минимальная (для длительной работы на режимах
крейсерском и выше) '+70° С.
Расход масла — не более 0,3 кг/ч.
Количество масла в маслобаке определяется по масло-
мерному стеклу маслобака.
Максимально допустимый уровень масла—11 л, мини-
мально допустимый — 8 л.
Для улучшения откачки масла и устранения возмож-
ности течи масла из четвертой опоры на выбеге роторов в
трубопроводы подвода масла к четвертой и пятой опорам
установлен отсечной клапан, прекращающий подвод масла
к опорам на выбеге и при запуске при перепаде давления
на клапане меньше 0,35 кгс/см2.
Суфлирование опор осуществляется только через масло-
насосы в маслобак. В маслобаке для этой цели установ-
лен расширительный бачок вместимостью около 2 л. Из
маслобака воздушно-масляные пары поступают в расши-
рительный бачок. Отделенное от воздуха масло сливается
В маслобак, а воздух отводится в атмосферу.
* Рис. 17.2 помещен вклейкой в конце книги.
232
§ 2. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЯ (рис. 17.2*)
Система топливопитания и регулирования обеспечива-
ет выполнение следующих функций:
— автоматический запуск двигателя на земле и в вы-
сотных условиях;
— автоматическое поддержание заданных режимов ра-
боты по турбокомпрессору;
— приемистость и сброс мощности, а также переход-
ные режимы;
— ограничение предельных режимов;
— автоматическое поддержание оборотов свободной
турбины;
— поворот лопаток направляющих аппаратов компрес-
сора;
— выдачу сигнала на отключение воздушного стартера;
— выдачу сигналов на закрытие и открытие клапанов
перепуска воздуха;
— автоматическое ограничение температуры газов
перед турбиной;
- — автоматическую защиту свободной турбины от рас-
крутки, а также при расцеплении или разрушении вала
свободной турбины;
— автоматическое ограничение максимальных оборотов
турбокомпрессора с повышенной точностью;
— равенство мощностей обоих двигателей поддержа-
нием равных давлений за компрессорами;
— аварийное отключение системы синхронизации мощ-
ности;
— распределение топлива по контурам форсунок;
— останов двигателя.
Система состоит из следующих основных узлов:
— подкачивающего насоса ДЦН-70;
— топливного фильтра ПТФЗОСТ;
— насоса-регулятора НР-ЗАМ;
— регулятора температуры газов перед турбиной ком-
прессора PT-12-6 II серии с комплектом термопар;
— агрегатов системы запуска;
— блока дренажных клапанов;
— клапанов перепуска воздуха;
— нижнего гидроцилиндра с концевым переключате-
лем;
— клапана наддува;
— регулятора предельных режимов РПР-ЗА с исполни-
тельным механизмом ИМ-ЗА.
233
сСряд
соседнего дВнг.
Рис. 17.2.
Изд. № 9/9053дсп
Зак. 3154дсп
и система двигателя ТВЗ-117КМ
Регул я mop предельных режимов
РПР-ЗА
Насос-регулятор HP-ЗАМ
Насос-регулятор HP-ЗАМ предназначен для подачи и
дозировки топлива на всех режимах работы двигателя,
включая запуск.
Насос-регулятор состоит из следующих основных узлов:
— качающего узла плунжерного типа;
— клапана постоянного перепада давления;
— дозирующей иглы;
— клапана минимального давления;
— автомата запуска;
— клапана стравливания воздуха;
— запорного клапана I контура;
— подпорного клапана;
— распределительного клапана;
— запорного клапана II контура;
— стоп-крана;
— всережимного регулятора оборотов турбокомпрес-
сора;
— механизма управления направляющими аппаратами
компрессора;
— клапана постоянного давления;
— центробежного датчика турбокомпрессора;
— - регулятора оборотов свободной турбины;
— синхронизатора мощности;
— золотника аварийного отключения системы синхро-
низации;
— исполнительного механизма ИМ-ЗА аварийного
останова двигателя;
— механизма отключения турбостартера;
— исполнительного механизма ИМ-47;
— автомата приемистости.
Работа топливной автоматики при запуске двигателя
На неработающем двигателе дозирующая игла находит-
ся в положении максимальной подачи топлива.
При раскрутке ротора двигателя она перемещается в
положение минимальной подачи.
В процессе запуска положением дозирующей иглы
управляет автомат запуска, который в зависимости от дав-
ления воздуха за компрессором и давления воздуха окру-
жающей среды ставит дозирующую иглу в такое положе-
ние, чтобы обеспечить разгон двигателя без заброса тем-
234
пературы газов и без помпажа. Автомат запуска обеспечи-
вает дозировку топлива на запуске двигателя до оборотов
вступления в работу автомата разгона.
Работа топливной автоматики на установившихся
режимах
Поддержание заданных оборотов турбокомпрессора
осуществляется с помощью вссрсжимного регулятора обо-
ротов турбокомпрессора. Датчик его получает привод от
ротора турбокомпрессора. При отклонении оборотов от за-
данных регулятор перемещает дозирующую иглу в сторо-
ну, необходимую для поддержания оборотов турбокомпрес-
сора постоянными, равными по величине оборотам задан-
ного режима. Величина оборотов турбокомпрессора зада-
ется изменением натяжения пружины регулятора оборотов
турбокомпрессора с помощью рычага раздельного управ-
ления двигателем и рычага общего шага. Проводка спроек-
тирована таким образом, что при перемещении рычага раз-
дельного управления из положения МАЛЫЙ ГАЗ в поло-
жение АВТОМАТ (или далее вперед) происходит пере-
настройка регулятора оборотов турбокомпрессора на
обороты выше потребных для сохранения постоянства обо-
ротов винтов. Регулирование подачи топлива в этом слу-
чае (срезку излишней подачи топлива) принимает на себя
регулятор оборотов свободной турбины, по принципу ра-
боты аналогичный регулятору оборотов турбокомпрессора.
Таким образом, двигатель переходит на автоматическую
работу.
Перенастройка регулятора оборотов турбокомпрессора в
автоматическом режиме происходит и при перемещении
летчиком рычага общего шага.
При перемещении рычага общего шага на увеличение
шага винтов происходит перенастройка регулятора оборо-
тов турбокомпрессора на большую подачу топлива в коли-
честве большем, чем необходимо для того, чтобы обороты
винтов при этом поддерживались постоянными. Таким об-
разом, с увеличением шага винтов регулятором оборотов
турбокомпрессора увеличивается мощность двигателя, а
регулятором оборотов свободной турбины обороты несущих
винтов поддерживаются постоянными за счет срезки из-
бытка топлива, определяемого для этого положения рыча-
га общего шага регулятором турбокомпрессора.
235
Работа топливной автоматики при ограничении
параметров работы двигателя
Для ограничения максимальной мощности двигателя
при температурах наружного воздуха ниже +25° С осу-
ществляется корректировка оборотов турбокомпрессора по
температуре воздуха на входе в двигатель с помощью
термопатрона, который перезатягивает пружину регулято-
ра оборотов турбокомпрессора. Так, при увеличении тем-
пературы воздуха на входе в двигатель (/4*) шток термо-
патрона, удлиняясь, увеличивает затяжку пружины регу-
лятора оборотов турбокомпрессора, что приводит к умень-
шению слива топлива из нижней полости поршня дози-
рующей иглы. Вследствие этого дозирующая игла переме-
щается в сторону увеличения подачи топлива и обороты
увеличиваются, и наоборот.
Коррекция оборотов по температуре воздуха на входе
в двигатель осуществляется только до /1*^‘+25°С.
При /I*s^'+25°C шток термопатрона садится на упор и
при дальнейшем повышении обороты турбокомпрессора
останутся неизменными. Данная коррекция по температу-
ре воздуха осуществляется на всех режимах, включая и
«Малый газ».
Для ограничения максимальных оборотов турбоком-
прессора с повышенной точностью по температуре возду-
ха на входе в двигатель и для останова двигателя при до-
стижении оборотов свободной турбиной более (118±2) %
в систему регулирования введен регулятор предельных ре-
жимов РПР-ЗА.
В систему РПР-ЗА входят следующие агрегаты:
— электронный блок РПР-ЗА;
— датчик числа оборотов свободной турбины ДТА-10 —
2 шт.;
— датчик числа оборотов турбокомпрессора ДЧВ-2500;
— исполнительный механизм ИМ-ЗА;
— исполнительный механизм ИМ-47, работающий сов-
местно с ограничителем температуры газов PT-12-6 II се-
рии;
— приемник температуры П-77.
Электронный блок РПР-ЗА включает канал турбоком-
прессора и канал свободной турбины.
Канал ограничения оборотов турбокомпрессора пред-
ставляет собой цифроаналоговое устройство, которое по
сигналам от датчика температуры воздуха на входе в дви-
гатель П-77 и оборотов турбокомпрессора ДЧВ-2500 выра-
236
батывает электрический сигнал иа исполнительный меха-
низм ИМ-47 насоса НР-ЗА.
При подаче напряжения на электромагнитный клапан
исполнительного механизма ИМ-47 происходит слив топли-
ва из нижней полости поршня дозирующей иглы, следова-
тельно, дозирующая игла переместится в сторону уменьше-
ния подачи топлива и тем самым ограничит максимальные
обороты турбокомпрессора. Для возможности работы аг-
регата РПР-ЗА по каналу /1ТК максимальные обороты
турбокомпрессора, определяемые регулятором оборотов
турбокомпрессора, настраиваются па большее значение
числа оборотов.
Максимальные обороты турбокомпрессора, ограничива-
емые РПР-ЗА, в зависимости от температуры наружного
воздуха приведены в табл. 17.1.
Таблица 17.1
tn. °C —60 — 49 — 18 + 5 4- 20 + 51
П шах 0/ тк, /0 86,1 87,9 93,0 96,8 99,3 99,3
Контроль исправности контура ТК на работающем дви-
гателе производится снижением настроенной характеристи-
ки на 4—7% по сигналу КОНТРОЛЬ, подаваемому с помо-
щью специального переключателя, установленного на
пульте регулятора предельных режимов вертолета.
Регулятор обеспечивает по контуру ТК совместную ра-
боту с ограничителем температуры газов PT-12-6 II серии
на один исполнительный механизм ИМ-47.
Канал свободной турбины состоит из двух идентичных
подканалов. Контур СТ выдает команду останова двигате-
ля на электромагнитный клапан исполнительного механиз-
ма ИМ-ЗА (сигнал КЛАПАН) и команду включения табло
ЛЕВ. ДВИГ. по пст (ПРАВ. ДВИГ. и по пст) в том случае,
если обороты свободной турбины достигнут предельно до-
пустимого значения (Щт пред^ 118% ±2%).
При этом контур СТ самоблокируется, а контур ТК
отключается. Выходные сигналы сохраняются при умень-
шении оборотов свободной турбины до нуля. Снятие блоки-
ровки осуществляется обесточиванием регулятора по кон-
туру СТ. Для уменьшения вероятности ложной выдачи
сигналов контур СТ построен из двух одинаковых каналов.
237
Цепь питания табло ЛЕВ. ДВИГ. по ист (ПРАВ. ДВИГ. по
«ст) замыкается, если срабатывает хотя бы один из кана-
лов. Для этого выходы каналов объединены по логической
схеме «ИЛИ». Напряжение на электромагнитный клапан
исполнительного механизма ИМ-ЗА (сигнал КЛАПАН)
подается только тогда, когда срабатывают оба канала,
для этого выходы каналов объединены по логической схе-
ме «И».
В качестве датчиков оборотов для контура СТ регуля-
тора РПР-ЗА используются два индукционных датчика
ДТА-10. Сигнал от ДТА-10 поступает на вход усилителя —
формирователя импульсов УФИ, от которого выдается
сигнал в вычислитель. В вычислителе формируется код,
который сравнивается с кодом предельно допустимого зна-
чения Пет пред- Результат сравнения фиксируется счетчиком-
накопителем вычислителя.
Если Пст< Пет пред, счетчик-накопитель остается в исход-
ном нулевом положении, канал не срабатывает.
Если Пет^Пст пред, на вход счетчика-накопителя начина-
ют поступать импульсы с определенным периодом следова-
ния.
Если на вход счетчика-накопителя поступят семь им-
пульсов подряд (т. е. неравенство «ст «ст пред подтвердит-
ся в течение семи циклов расчета), канал срабатывает и
становится на самоблокировку.
Если счетчик-накопитель не успеет досчитать до семи и
за это время обороты свободной турбины уменьшатся
^Пет<:^ Пет пред), канал не сработает, а счетчик-накопитель
вернется в исходное положение.
При выдаче сигнала на исполнительный механизм
ИМ-ЗА происходят мгновенный слив топлива за дозирую-
щей иглой и останов двигателя.
Контроль канала свободной турбины может быть как
поканальным с установкой переключателя в положение
КОНТРОЛЬ I или КОНТРОЛЬ II без останова двигателя,
так и общим двухканальным с остановом двигателя. Поря-
док контроля определен инструкцией.
Для ограничения температуры газов перед турбиной
компрессора служит регулятор температуры PT-12-6 II
серии, работающий в комплекте с термопарами Т-102 и
исполнительным механизмом ИМ-47. Термопары установ-
лены перед сопловым аппаратом первой ступени турбины.
От них поступает сигнал в PT-12-6 II серии, где сравнива-
ется с опорным напряжением. Если пришедший сигнал
превышает опорный, вырабатывается результирующий
238
сигнал, который усиливается и выдается на исполнитель-
ный механизм ИМ-47. При этом клапан его открывает слив
из полости сервомеханизма дозирующей иглы, в результате
чего она перемещается на уменьшение подачи топлива в
камеру сгорания. Если при выдаче сигнала обороты турбо-
компрессора снизятся ниже 84%, исполнительный механизм
ИМ-47, а следовательно, и регулятор температуры отклю-
чаются от канала регулирования. При увеличении оборотов
турбокомпрессора выше 84% регулятор температуры
снова подключается к каналу регулирования. Отключение
и включение осуществляются блокировочным золотником
исполнительного механизма, положение которого зависит
от командного давления топлива, вырабатываемого центро-
бежным датчиком оборотов турбокомпрессора пропорцио-
нально птк. При птк>84% этим давлением топлива блоки-
ровочный золотник подключает канал слива из полости
сервопоршня дозирующей иглы к клапану исполнительно-
го механизма; регулятор температуры подключен к каналу
регулирования. При птк<84% вследствие малого команд-
ного давления Рптк блокировочный золотник разобщает
полости сервопоршня дозирующей иглы и клапана испол-
нительного механизма; регулятор температуры отключает-
ся от канала регулирования.
Синхронизация мощностей двигателей при их совме-
стной работе осуществляется выравниванием давления
воздуха за компрессорами. С этой целью в конструкции
насоса-регулятора HP-ЗАМ имеется синхронизатор мощно-
сти, который, измеряя давления воздуха за компрессорами,
воздействует на расход топлива того двигателя, который
имеет меньшее давление воздуха за компрессором, увеличи-
вая его режим. Наличие синхронизаторов мощности при
некоторых неисправностях двигателей может привести к
неуправляемой раскрутке несущего винта. Для исключения
этого в конструкции насоса-регулятора предусмотрен золот-
ник отключения синхронизатора мощности. При раскрутке
несущего винта до нНв=(Ю7±2)% данный золотник ис-
правно работающего двигателя отключает синхронизаторы
мощности на обоих двигателях, после чего регулятор
оборотов свободной турбины исправного двигателя снижает
его режим до малого газа, а второй (неисправный) двига-
тель будет продолжать работать на максимальном режиме.
Дальнейшее управление силовой установкой производится
вручную.
239
Глава 18
СИСТЕМА ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ (рис. 18.1)
Система предназначена для раскрутки ротора турбоком-
прессора при запуске до частоты вращения, при которой
двигатель самостоятельно выходит на режим малого газа.
Кроме того, система запуска обеспечивает проведение лож-
ного запуска и холодной прокрутки.
Рис. 18.1. Система запуска двигателя ТВЗ-117КМ
В состав системы входят:
— газотурбинный двигатель АИ-9;
— воздушный стартер СВ-78;
— пусковая панель АПД-78А;
— агрегат зажигания СК-22-2К;
— две свечи СП-26ПЗТ;
— топливная система;
— клапан наддува воздуха.
§ 1. ДВИГАТЕЛЬ АИ-9
Газотурбинный двигатель АИ-9 установлен на верто-
лете и служит для выработки сжатого воздуха и подачи его
к воздушному стартеру.
240
Основные данные двигателя АИ-9
Номинальная частота вращения
Количество отбираемого воздуха
Полное давление отбираемого
воздуха .......................
Температура отбираемого воз-
духа ..........................
Расход топлива . . . .
Режим работы.................
Непрерывная работа
Температура газов за турбиной:
на номинальном режиме .
допустимый заброс при за-
пуске . . , . . . .
Сухая масса .................
Габариты:
длина ....................
ширина . . . . .
высота ...................
(38500+500) об/мин
0,38 кг/с
2,4 кгс/см2
Не менее 130° С
Не более 75 кг/ч
Три последователь-
ных отбора воздуха
на запуск двигателя
ТВЗ-117КМ
Не более 13 мин,
после чего охлажде-
ние не менее 15 мин
Не более 720° С
Не более 850° С
45 кг
740,5 мм
515 мм
490,3 мм
Двигатель состоит из центробежного одноступенчатого
компрессора, кольцевой камеры сгорания, одноступенчатой
осевой турбины. На двигателе установлены и получают от
него привод пусковой топливный насос, маслонасос и топ-
ливный насос-регулятор НР-9К.
Работу двигателя АИ-9 обеспечивают масляная и топ-
ливная системы.
Для омазки применяется масло Б-ЗВ, заливаемое в
количестве 2 л в маслобак, расположенный на входе в ком-
прессор. Расход масла не более 0,15 л/ч. Заправка маслом
осуществляется через заливную горловину. Уровень опреде-
ляется с помощью мерного стекла. Слив масла из двигателя
производится через сливной кран, расположенный внизу на
корпусе приводов.
Топливная система двигателя АИ-9 состоит из пусковой
системы и системы высокого давления (рис. 18.2) .
В пусковую топливную систему входит пусковой насос,
кинематически соединенный с ротором двигателя. Предна-
значен для подачи топлива в пусковую форсунку двигателя.
16 Зак. 3154дсп
241
Рис. 18.2. Топливая система двигателя АИ-9
Отключается одновременно с отключением стартера с по-
мощью храповой муфты.
Для подачи топлива к пусковой форсунке имеется элек-
тромагнитный клапан пускового топлива, который откры-
вается при нажатии кнопки ЗАПУСК и закрывается через
12 с по сигналу от программного механизма.
В систему высокого давления входят насос-регулятор
НР-9К й рабочие форсунки.
Насос-регулятор НР-9К выполняет следующие функ-
ции:
— регулирует подачу топлива в двигатель во всем диа-
пазоне его работы;
— поддерживает частоту вращения постоянной на всех
режимах;
— прекращает подачу топлива при достижении двига-
телем предельной скорости вращения;
— замыкает электрическую цепь сигнализации выхода
двигателя на режимную и предельную скорости вращения.
Запуск двигателя АИ-9 обеспечивают электростартер
СТ-ЗПТ, катушка зажигания КР-12СИ, свеча СД-55АНМ,
электромагнитный клапан пускового топлива, электромаг-
нитный клапан останова двигателя. Данные агрегаты
242
установлены на двигателе. Управляет процессом запуска
автоматическая панель АПД-9, коммутационная, защитная
и сигнальная аппаратура, установленные на вертолете.
Принцип работы системы запуска АИ-9 заключается в
следующем. Для запуска АИ-9 необходимо включить на
верхнем пульте АЗС ЗАПУСК АИ-9, установить на цен-
тральном пульте переключатель рода работ в положение
ЗАПУСК, нажать и отпустить кнопку ДВИГАТЕЛЬ АИ-9
ЗАПУСК (рис. 18.3). В этом случае напряжение бортсети
подается на панель АПД-9, которая начинает отрабатывать
цикл запуска.
Рис. 18.3. Система запуска двигателя АИ-9
Через 5 с с момента нажатия кнопки от АПД-9 включа-
ются электромагнитный клапан пускового топлива, элек-
тростартер СТ-ЗПТ и катушка зажигания КР-12СИ. Про-
исходит воспламенение топлива и начинается раскрутка
ротора.
Через 6 с срабатывает электромагнитный клапан
МКТ-4-2 останова двигателя, подавая топливо в рабочие
форсунки. Включается в работу реле времени ЭМРВ-27Б-1
выключения двигателя АИ-9. Электростартер энергично
раскручивает ротор двигателя.
16*
243
Через 12 с выключаются из работы катушка зажигания
и электромагнитный клапан пускового топлива.
При достижении ротором двигателя частоты вращения
18 000—20 500 об/мин срабатывает центробежный выключа-
тель электростартера, снимая питание с панели АПД-9.
Двигатель выходит на режим малого газа за счет избыточ-
ной мощности своей турбины.
При достижении двигателем 37 000 об/мин срабатывает
сигнализатор номинальной частоты вращения и происходит
блокировка электромагнитного клапана МКТ-4-2 останова
и реле времени ЭМВР-27Б-1 на 12 мин.
Если в течение 20 с двигатель не достигнет частоты
вращения 18 000—20 500 об/мин, произойдет обесточива-
ние агрегатов системы запуска по времени. Одновременно
обесточивается электромагнитный клапан МКТ-4-2 оста-
нова двигателя, прекращая подачу топлива в рабочие
форсунки. Запуск двигателя прекращается.
Останов двигателя осуществляется вручную или авто-
матически. Для прекращения запуска или останова двига-
теля вручную необходимо нажать кнопку ДВИГАТЕЛЬ
АИ-9 ОСТАНОВ. При этом все агрегаты системы запуска
и клапан МАК-4-2 останова обесточиваются.
Автоматический останов двигателя АИ-9 происходит в
случае достижения ротором частоты вращения (41 000±
500) об/мин. При этом срабатывает сигнализатор предель-
ной частоты вращения, обесточивая клапан МКТ-4-2 оста-
нова двигателя и замыкая цепь табло «Останов АИ-9 по и»,
которое будет гореть до выключения АЗС ЗАПУСК АИ-9.
Кроме того, автоматический останов двигателя проис-
ходит через 12 мин по сигналам реле времени ЭМВР-27Б-1,
которое, срабатывая, разрывает цепь питания клапана
МКТ-4-2 останова.
При работе АИ-9 контролируются:
— давление масла;
— номинальная частота вращения;
— температура выходящих газов.
С этой целью на двигателе установлены:
— сигнализатор давления масла МСТ-1,2А, который при
давлении масла в системе (1,2±0,3) кгс/см2 и выше замы-
кает цепь питания табло Рмасла АИ-9;
— сигнализатор номинальной частоты вращения, вхо-
дящий в устройство насоса-регулятора НР-9К. При дости-
жении частоты вращения ротора АИ-9 (37 000±500) об/мин
данный сигнализатор замыкает цепь питания табло АИ-9
ВКЛ.;
244
— термопары Т-82К для контроля за температурой вы-
ходящих газов. Указатель ТСТ-2 установлен на приборной
доске.
§ 2. ВОЗДУШНЫЙ СТАРТЕР СВ-78
Воздушный стартер СВ-78 предназначен для раскрутки
ротора турбокомпрессора при запуске. Работает на сжатом
воздухе, поступающем от газотурбинного двигателя АИ-9.
Установлен в верхней части двигателя на задней стенке
коробки приводов. На входе установлен воздушный клапан,
предназначенный для открытия и закрытия доступа сжатого
воздуха от двигателя АИ-9 к турбине стартера.
Управление воздушным клапаном осуществляется с
помощью электромагнитного клапана. Открытие воздушно-
го клапана происходит при подаче питания на электромаг-
нитный клапан в момент нажатия кнопки ЗАПУСК- При
открытом воздушном клапане замыкается цепь питания
табло Рвозд ЗАПУСКА.
При обесточенном электромагнитном клапане воздуш-
ный клапан закрывает доступ воздуха от двигателя АИ-9
к турбине воздушного стартера. Он выключается из ра-
боты.
Команда на отключение воздушного стартера посту-
пает:
— от микровыключатсля насоса-регулятора при дости-
жении двигателем частоты вращения 60—65%;
— от автоматической панели запуска АПД-78А по ис-
течении полного цикла работы панели 55 с;
— от кнопки ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА.
Если в процессе запуска двигателя по каким-либо при-
чинам (срез предельного валика, запоздалое отключение
воздушного стартера и т. п.) частота врашения турбины
стартера достигнет предельно допустимого значения, цен-
тробежный выключатель воздушного стартера снимает
питание с электромагнитного клапана управления воздуш-
ным клапаном. Подача воздуха к стартеру прекращается,
и он отключается.
§ 3. РАБОТА СИСТЕМЫ ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЯ
ТВЗ-117КМ
Система воздушного запуска обеспечивает подачу
сжатого воздуха от АИ-9 или от наземной установки к
воздушному стартеру СВ-78 двигателя. Сжатый воздух,
245
отбираемый от АИ-9, при открытом воздушном клапане
стартера СВ-78 подается на турбину стартера. Вращение
от турбины стартера передается через приводы ротору
турбокомпрессора двигателя ТВЗ-117КМ.
При нажатии на кнопку ЗАПУСК питание подается на
электромагнитный клапан управления воздушным клапа-
ном. Воздух поступает на турбину воздушного стартера.
Загорается табло Ртзд ЗАПУСКА. Включается в работу
программный механизм АПД-78А, отрабатывая свой вре-
менной цикл.
На 5 с программный механизм включает агрегат зажи-
гания СК-22-2К.
По достижении ротором турбокомпрессора скорости вра-
щения 17—19% открывается запорный клапан первого кон-
тура и топливо подается в камеру сгорания.
Одновременно с включением электромагнитного клапана
воздушного стартера и подачей воздуха на раскрутку
воздушного стартера от него по трубопроводу подается
воздух к клапану наддува, через который воздух поступает
во второй контур топливного коллектора форсунок и улуч-
шает распыл топлива, подаваемого в первый контур
форсунок. После осуществления розжига и по достижении
в первом контуре топливного коллектора форсунок давле-
ния топлива 5—6 кгс/см2 клапан наддува этим давлением
закрывается, прекращая подачу воздуха во второй контур
топливных форсунок.
На 30 с программный механизм отключает систему за-
жигания, а через 55 с воздушный стартер.
Система запуска предусматривает управление запуском
как по времени (55 с), так и по скорости вращения ротора
турбокомпрессора. По достижении скорости вращения 60—
65% за время не более 40 с центробежный выключатель
стартера выдает сигнал на отключение электромагнитного
клапана подачи воздуха. Программный механизм ускорен-
но дорабатывает свой цикл.
При необходимости прекращения запуска следует на-
жать кнопку ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА. При этом все
агрегаты системы отключаются, а программный механизм
ускоренно дорабатывает свой цикл, возвращаясь в исходное
положение.
246
Глава 19
ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ СИЛОВОЙ
УСТАНОВКИ
§ 1. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ
БОРТОВОЙ УСТАНОВКИ АИ-9
При самопроизвольном выключении АИ-9 немедленно
нажать кнопку останова, так как попадание топлива на
горячие детали установки может привести к его воспламе-
нению и выходу АИ-9 из строя.
Перед последующим запуском АИ-9 небходимо предва-
рительно произвести холодную прокрутку для удаления
топлива из проточной части.
Если после останова АИ-9 и закрытия его перекрывно-
го крана загорится табло АИ-9 ВКЛ. или АИ-9 по п, не-
обходимо на 2—3 с открыть перекрывной кран АИ-9 для
сброса давления топлива в трубопроводе за перекрывным
краном. Топливо в замкнутом трубопроводе за перекрыв-
ным краном нагревается, и давление его повышается до
значений срабатывания сигнализаторов соответствующих
оборотов. Для последующего отключения заблокированно-
го табло требуется включить и выключить АЗС ЗАПУСК
АИ-9.
Останов установки АИ-9 с режима отбора воздуха на
запуск двигателей необходимо производить только после
выключения запускаемого двигателя. Выключение АИ-9
во время запуска двигателя ведет к прекращению подачи
воздуха к воздушному стартеру на раскрутку ротора дви-
гателя и снижению его оборотов, что вызовет заброс тем-
пературы газов выше допустимого значения при програм-
мном увеличении подачи топлива.
§ 2. ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ
ДВИГАТЕЛЯ ТВЗ-117КМ
При подготовке двигателя к запуску необходимо про-
вернуть несущие винты против хода их вращения и убе-
диться во вращении свободной турбины каждого двигате-
ля. Вращение свободной турбины свидетельствует о сцеп-
лении муфты свободного хода и исправности всей кинема-
тики. При расцеплении свободной турбины с несущими
винтами во время запуска двигатель автоматически вык-
247
лючится по предельным оборотам свободной турбины, что
потребует снятия двигателя с эксплуатации.
Запуск двигателя прекратить стоп-краном при зависа-
нии оборотов турбокомпрессора более 3 с. Непрекращение
запуска двигателя ведет к дальнейшему увеличению пода-
чи топлива в двигатель по программе запуска при недо-
статочном расходе воздуха. Температура газов резко ра-
стет, что может привести к выходу двигателя из строя.
Запуск двигателя прекратить стоп-краном в случае не-
вращения несущих винтов при достижении оборотов тур-
бокомпрессора, равных 25%- Невращение несущих винтов
свидетельствует о рассоединении свободной турбины дви-
гателя с редуктором. При непрекращении запуска обороты
свободной турбины достигнут предельных оборотов, дви-
гатель автоматически выключится, что потребует снятия
двигателя с эксплуатации.
При достижении оборотов турбокомпрессора не более
66—67% и неотключении воздушного стартера (горит лам-
па табло Рвозд ЗАПУСКА) немедленно нажать кнопку пре-
кращения запуска для отключения воздушного стартера и
выключить двигатель стоп-краном. Неотключение воздуш-
ного стартера приведет к выходу его из строя от больших
центробежных сил (частота вращения стартера будет
больше 52 000 об/мин). Двигатель выключить для устра-
нения неисправности.
При пробе двигателя срабатывание клапанов перепу-
ска воздуха производится по приведенным оборотам тур-
бокомпрессора. Физические обороты турбокомпрессора, за-
меряемые по указателю для приведенных оборотов тур-
бокомпрессора 81%, 83%, 87%, находят в зависимости
от температуры наружного воздуха по формуле
Итк пред
^тк== •
л/ 288
|/ 273 + С
Практически физические обороты турбокомпрессора от
температуры наружного воздуха для данных приведенных
оборотов, при которых срабатывают клапаны перепуска
воздуха, находят по таблице Руководства по технической
эксплуатации.
Выключение двигателя пожарным краном запрещает-
ся, так как узлы топливной автоматики некоторое время
работают без смазки, что приводит к выходу их из строя.
После выключения двигателя пожарным краном топлив-
248
ная автоматика двигателя снимается с эксплуатации. За-
пуск двигателя с закрытым пожарным краном равнозна-
чен останову двигателя пожарным краном. Двигатель вы-
ключается пожарным краном только в случае невыклю-
чения его стоп-краном.
После запуска двигателей командные рычаги управ-
ления двигателями устанавливаются в положение АВТО-
МАТ. При этом мощность обоих двигателей достаточна
для вступления в работу регуляторов частоты вращения
свободных турбин по автоматическому поддержанию по-
стоянной частоты вращения несущих винтов на всех ре-
жимах работы двигателей. На рулении и в полете команд-
ные рычаги управления двигателями должны находиться
в положении АВТОМАТ.
При отказе одного двигателя в полете командный ры-
чаг управления исправным двигателем устанавливается
вперед до упора за положение АВТОМАТ. Автоматиче-
ского поддержания постоянной частоты вращения несу-
щих винтов при этом не будет. Летчику загрузкой несу-
щих винтов рычагом общего шага необходимо вручную
поддерживать частоту вращения винтов постоянной, в до-
пустимых Инструкцией пределах.
Зажигание лампы табло с зеленым светофильтром
ИМ-47 ВКЛ. ЛЕВ. (ИМ-47 ВКЛ. ПРАВ.) на блоке свето-
сигнализаторов верхнего пульта при температуре газов ни-
же 955° С по указателю 2УТ-6К свидетельствует о зани-
женной настройке регулятора температуры газов. Взлет-
ная мощность двигателя при этом может быть занижена.
Завышенная настройка регулятора температуры газов мо-
жет привести к превышению температуры газов выше до-
пустимой, а значит, регулятор температуры газов не испол-
нит своего назначения.
При визуальном обнаружении обледенения вертолета в
полете включать противообледенительную систему двига-
телей запрещается из-за сброса льда в газовоздушный
тракт двигателей, в результате чего они выходят из строя.
249
РАЗДЕЛ IV
АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Глава 20
СИСТЕМЫ ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
Вертолет оборудован четырьмя системами электроснаб-
жения:
— трехфазного переменного тока 200/115 В 400 Гц;
— однофазного переменного тока 115 В 400 Гц;
— трехфазного переменного тока 36 В 400 Гц;
— постоянного тока 27 В.
Первичной (основной) системой электроснабжения яв-
ляется система трехфазного переменного тока 200/115 В,
нейтраль которой соединена с корпусом вертолета. Корпус
вертолета используется в качестве четвертого провода в
системе распределения электроэнергии. Остальные систе-
мы электроснабжения являются вторичными системами,
питаемыми преобразующими устройствами от первичной
системы.
Стабильность частоты в системах электроснабжения
переменного тока обеспечивается автоматикой двигателей
вертолета.
Органы управления, контрольно-измерительная и сиг-
нальная аппаратура систем электроснабжения размещены
на рабочем месте летчика.
§ 1. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
ПЕРЕМЕННОГО ТРЕХФАЗНОГО ТОКА
200/115 В 400 Гц
Источники электроэнергии
Основными источниками электроэнергии переменного
трехфазного тока 200/115 В являются два генератора
ГТ40П48Б. Генераторы установлены на коробке приводов
редуктора ВР-252 и имеют общий привод от вала несу-
щих винтов.
250
ГТ40П48Б— синхронный, шестиполюсный, бесщеточный
генератор со встроенным возбудителем, подвозбудителем и
блоком вращающихся выпрямителей, предназначенных для
питания обмотки возбуждения генератора постоянным то-
ком. В генератор встроен расцепитель, который обеспечи-
вает автоматическое отсоединение гибкого вала генерато-
ра от привода в случае разрушения шарикоподшипников
генератора.
Основные данные генератора ГТ40П48Б
Напряжение линейное
Номинальный ток нагрузки
Номинальная мощность
Способ соединения обмоток
Охлаждение . . . .
Масса генератора
208 В ±2 %
111А
40 кВ • А
Звезда
Принудительное
47 кг
Генератор ГТ40П48Б работает в комплекте со следую-
щей регулирующей и защитной аппаратурой:
— блоком регулирования напряжения БРН120Т5А;
— блоком защиты и управления БЗУНП355Т;
— блоком трансформаторов тока БТТ-40ПТ.
Аппаратура регулирования защиты и управления обес-
печивает поддержание напряжения на шинах распредели-
тельных устройств в пределах 115—119 В, дистанционное
включение и выключение генераторов, защиту от аварий-
ного снижения или повышения напряжения и от снижения
частоты, защиту от короткого замыкания, равномерное
распределение нагрузок между генераторами при их па-
раллельной работе.
Примечания: 1. Срабатывание всех видов защит, кроме за-
щиты по снижению частоты, необратимое.
2. Для обеспечения включения генераторов в сеть необходимо ус-
тановить пНв^85%.
Включение генераторов производится выключателями
ЛЕВ. ГЕН. ПРАВ, под общим трафаретом СИСТЕМА'—1
-~ТОКА (при включенных автоматах защиты УПР. ГЕ-
НЕРАТОР ЛЕВ. ПРАВ, на верхнем электропульте лет-
чика). Отключение генераторов сигнализируется желтыми
табло — ГЕН. ЛЕВ. ОТКЛ. и — ГЕН. ПР. ОТКЛ. Вклю-
чение генераторов на параллельную работу производится
выключателем ПАРАЛЛ. РАБОТ. Раздельная работа ге-
нераторов (развал параллельной работы генераторов) сиг-
нализируется желтым табло НЕТ ПАР. РАБ. ~ ГЕН.
251
Питание сетей однофазным переменным током 115 В
осуществляется фазовым напряжением генераторов
ГТ40П48Б.
Аварийным источником переменного однофазного то-
ка 115 В служит однофазный статический преобразователь
ПОС-1000А, который получает питание от аварийной ши-
ны 27 В системы постоянного тока.
Основные данные ПОС-1000А
Напряжение питания ... 27 В
Выходное напряжение . . . 115 В
Потребляемый ток .... Не более 39,5 А
Частота................. 400 Гц
Мощность........... 1000 IB • А
Режим работы................ Продолжитель-
ный
Масса.......................... 21 кг
Управление преобразователем осуществляется переклю-
чателем ПРЕОБР. АВТ.— РУЧН. Переключатель зафик-
сирован колпачком в положении АВТ. (автоматическое
включение). Для обеспечения работы преобразователя
должен быть включен автомат защиты УПР. ПРЕОБР.—
— 115 В на верхнем электропульте летчика. Включение
преобразователя сигнализируется желтым табло —/—
— 115 В ВКЛ.
Для питания потребителей от аэродромного источника
трехфазного переменного тока 200/115 В на левом борту
вертолета установлена розетка 111РАП-400-ЗФ. Совместно
со ШРАП-400-ЗФ работает блок чередования фаз БЧФ-208,
который исключает возможность подключения на бортсеть
наземного источника с неправильным чередованием фаз.
Управление аэродромным источником производится вык-
лючателем АЭР. ПИТ. под общим трафаретом СИСТЕ-
МА—ТОКА. Включение аэродромного источника сигнали-
зируется зеленым табло —АЭР. ПИТ.
Особенности системы
Система состоит из двух каналов, размещенных на раз-
ных бортах вертолета, и допускает как раздельную, так и
параллельную работу генераторов. Основным режимом ра-
боты является параллельная работа генераторов.
Каждый канал системы после его включения на нагруз-
ку нормально работает при отключенных источниках по-
стоянного тока, в том числе аккумуляторных батареях.
252
Бортовая электрическая сеть и режимы ее работы
Электрическая энергия от источников к потребителям
передается по трем сетям (левой, правой и аварийной
115 В) через шины, расположенные в левом центральном
распределительном устройстве ЦРУ № 1, в правом ЦРУ
№ 2, в РУ-11 и в РУ-12.
Примечания: 1. От шин РУ-12 получает питание изделие
«Осьминог».
2. От шин РУ-11 получают питание однофазным переменным то-
ком 115 В пилотажно-навигациоппос оборудование и приборы конт-
роля работы силовой установки. Трсхфазпым переменным током 200 В
питаются РЛС.
3. Аварийная шина 115 В расположена в РУ-11.
К аварийной шине 115 В подключены жизненно важ-
ные потребители (потребители 1 группы): топливомер
ТПР1-10, измеритель вибрации ИВ-500Е, аппаратура
2ИА-6, радиовысотомер АО36, изделие 023М, изделие 81, си-
стема подсвета красным светом левой приборной доски
летчика, центрального и верхнего пультов, сигнализатор
обледенения РИО-3.
'Система имеет следующие режимы работы: нормаль-
ный, аварийный при отказе одного генератора, аварийный
при отказе обоих генераторов.
При этих режимах возможны два варианта работы ге-
нераторов:
— раздельная работа генераторов;
— параллельная работа генераторов.
А. Раздельная работа генераторов. В нормальном ре-
жиме левая и правая сети разделены. Левая и аварийная
сеть (шины ЦРУ № 1 .и РУ-11) получают питание от ле-
вого генератора, правая сеть (шины ЦРУ № 2 и РУ-12) —
от правого генератора. Все шины 200 и 115 В под напря-
жением.
Примечания: 1. От шин ЦРУ № 1 получают питание про-
тивообледенительная система несущих винтов, основной трансформатор
системы 36 В Т-1,5/0,2, выпрямительное устройство ВУ-6Б № 1 (ле-
вое), шины РУ-11.
2. От шин ЦРУ № 2 получают питание шины РУ-12, насосная
станция, выпрямительное устройство ВУ-6Б Ns 2 (правое), резервный
трансформатор системы 36 В Т-1,5/0,2. у
/
В аварийном режиме, связанном с отказом любого из
генераторов, обе сети автоматически объединяется и по-
лучают питание от одного работающего генератора.
253
Под напряжением все шины 200 и 115 В. Если в этом
случае включить противообледенительную систему несу-
щих винтов, от бортсети автоматически отключается ГАС.
Внимание! Для обеспечения переключения шин РУ-11
в аварийном режиме на верхнем пульте летчика должен
быть включен автомат защиты сети АПШ.
При отказе обоих генераторов автоматически запуска-
ется аварийный преобразователь ПОС-1000А и запитывает
аварийную шину 115 В. Остальные шины системы
200/115 В обесточены. При восстановлении напряжения на
основных шинах системы 200/115 В ПОС-ЮООА автома-
тически выключается и отсоединяется от аварийной шины
115 В. Все шины 200 и 115 В начинают получать питание
от генераторов (генератора). Предусмотрено ручное вклю-
чение преобразователя ПОС-ЮООА на аварийную шину
115 В установкой переключателя ПРЕОБР. АВТ. РУЧН.
в положение РУЧН.
Пр и меча ние. При раздельной работе генераторов горит жел-
тое табло НЕТ ПАР. РАБ. ~ ГЕН.
Б. Параллельная работа генераторов. При нормальном
режиме работы левая и правая сети объединены и полу-
чают питание от двух параллельно работающих на общую
сеть генераторов. Желтые табло — ГЕН. ЛЕВ. ОТКЛ.,—
— ГЕН. ПР. ОТКЛ. и НЕТ ПАР. РАБ.-ГЕН. не горят.
В случае возникновения неисправности в системе регули-
рования параллельной работы генераторов при исправных
генераторах система автоматически переводится в режим
раздельной работы генераторов. Загорается желтое табло
НЕТ. ПАР. РАБ. — ГЕН. В остальном система работает,
как указано в п. А данного раздела.
Примечание. Развал параллельной работы генераторов и
включение желтого табло НЕТ ПАР. РАБ. — ГЕН. происходят в сле-
дующих случаях:
— выключен выключатель любого генератора;
— отказал любой генератор;
— выключен выключатель ПАРАЛЛ. РАБОТ;
— при дебалансе токов параллельно работающих генераторов
22—29 А.
_ Приборы контроля
1. ТВольтмстр переменного тока ВФ0,4-250 для измере-
ния фагового напряжения на шинах ЦРУ-1, ЦРУ-2 и
клеммах ЗР,РАП-400-ЗФ. Подключение вольтметра к изме-
ряемым точкам системы производится галетным переклю-
чателем. КОНТРОЛЬ ПЕРЕМЕННОГО НАПРЯЖЕНИЯ.
254
2. Амперметр переменного тока АФ1-150 для контроля
тока нагрузки (пофазно) генераторов. Амперметр подклю-
чается к фазам генераторов галетным переключателем
КОНТРОЛЬ ПЕРЕМЕННОГО ТОКА.
Примечание. Вольтметр и амперметр установлены на при-
борной доске летчика с трафаретом ГЕНЕРАТОРЫ.
§ 2. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
ПЕРЕМЕННОГО ТРЕХФАЗНОГО ТОКА 36 В 400 Гц
Источники электроэнергии
Основными источниками электроэнергии трехфазного то-
ка 36 В являются два трансформатора Т-1,5/0,2, понижаю-
щие напряжение системы 200/115 В до напряжения 36 В.
Один трансформатор основной, второй — резервный.
Основные данные трансформатора Т-1,5/0,2
Напряжение питания . . . 200 В
Выходное напряжение ... 36 В
Мощность......................... 1500 В • А
Частота . . . . '. . . 400 Гц
Режим работы........................ Продолжитель-
ный
Совместно с каждым трансформатором работает блок
защиты трансформаторов БЗТ-1, который выдает сигнал
аварии трансформаторов. Управление схемой переключе-
ния трансформаторов с основного на резервный осущест-
вляется переключателем СИСТЕМА ~ ТОКА ОСН. ТР.—
РЕЗ. ТР.
Пр им еч а и ня: 1. Колпачок переключателя трансформаторов за-
фиксирован в положении переключателя ОСН. ТР.
2. Для обеспечения работы системы иа верхнем пульте летчиков
должен быть включен автомат защиты ТРАНСФОРМ.
Аварийным источником переменного трехфазного то-
ка 36 В 400 Гц служит трехфазный статический преобра-
зователь ПТС-800А.
Основные данные ПТС-800А
Напряжение питания................. 27 В
Выходное напряжение................ 36 В
Потребляемый ток . . . . . . Не <более
34 А
Мощность........................... 800 В- А
Частота............................ 400 Гц
Режим работы....................... Продол-
жительный
255
Преобразователь подключен к аварийной шине систе-
мы постоянного тока. Управление преобразователем осу-
ществляется тем же переключателем, что и управление
преобразователем 115 В. Для обеспечения работы преоб-
разователя на верхнем пульте летчика должен быть вклю-
чен автомат защиты сети УПР. ПРЕОБР. ~ 36 В. Включе-
ние преобразователя сигнализируется желтым табло
—/~36 В. ВКЛ. Совместно с ПТС-800А работает аппарат
переключения преобразователей АПП-1А, который отклю-
чает от бортсети преобразователь при его аварии.
Бортовая электрическая сеть и режимы ее работы
Электрическая энергия от источников к потребителям
передается по двум сетям (нормальной и аварийной) че-
рез шины нормального питания 36 В и аварийные шины
36 В.
К аварийной шине 36 В подключены жизненно важные
потребители (потребители I группы):
— система «Привод» (аварийная посадка);
— прибор ПКП-77;
— гировертикаль МГВ;
— выключатель коррекции ВК-53РВ;
— автопилот ВУАП-1;
— прибор ДА-30;
— авиагоризонт АГР-74;
— курсовая система «Гребень-1»;
— приборы ВМГ и гидросистем;
- — траекторный вычислитель ТВ (посадка).
Система имеет следующие режимы работы:
— нормальный;
— ненормальный — отказ основного трансформатора;
— аварийный — отказ основного и резервного транс-
форматоров.
В нормальном режиме основной трансформатор питает
все типы шин. При выходе из строя основного трансформа-
тора вместо него автоматически включается резервный
трансформатор. Включение резервного трансформатора
сигнализируется желтым табло ОСН. ТР. ВЫКЛ. Подклю-
чение резервного трансформатора к сети вместо рабочего
может быть произведено вручную установкой переключа-
теля управления системой в положение РЕЗ. ТР.
При отказе двух трансформаторов автоматически за-
пускается преобразователь ПТС-800А и запитывает ава-
рийную шину 36 В. Шина нормального питания обесточена.
256
В этом случае горят табло ОСН. ТР. ВЫКЛ.,—/ — 36 В
ВКЛ.
Предусмотрено ручное включение преобразователя
ПТС-800А установкой переключателя ПРЕОБР. АВТ.—
РУЧН. в положение РУЧН. При этом запускается преоб-
разователь ПТС-800А и запитывает аварийную шину 36 В.
Примечания: 1. При установке переключателя ПРЕОБР.
АВТ.— РУЧН. в положение РУЧН. одновременно запускаются преоб-
разователи по 115 и 36 В и запитывают аварийные шины 115 и
36 В соответственно. Горят табло —/—115 В ВКЛ., —/ — 36 В ВКЛ.
2. Включены автоматы защиты УПР. ПРЕОБР. —115 В и
~36 В. Переключатель ПРЕОБР. АВТ,— РУЧН. закрыт крышкой
(стоит в положении АВТ.). В бортовую сеть постоянного тока подано
+27 В от аккумуляторов или аэродромного источника электроэнергии.
При вышеуказанных условиях автоматически запускаются преобразо-
ватели — 115 В и ~36 В и запитывают аварийные шины —115 В и
— 36 В соответственно. Горят табло —/ — 115 В ВКЛ. и —/~36 В
ВКЛ. Для выключения в этом случае преобразователя — 115 В или
— 36 В необходимо выключить автомат защиты УПР. ПРЕОБР.
— 115 В или УПР. ПРЕОБР. ~36 В. При выключении двух автома-
тов защиты выключаются оба преобразователя.
На земле питание сетей —36 В производится от аэродромного
источника 200 В 400 Гц через трансформатор Т-1,5/0,2 (основной или
резервный).
§ 3. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
ПОСТОЯННОГО ТОКА
Источники электроэнергии
Основными источниками электроэнергии постоянного
тока являются два выпрямительных устройства ВУ-6Б,
которые работают параллельно на общую сеть. Одно вы-
прямительное устройство левое, второе — правое.
ВУ-6Б преобразуют трехфазный переменный ток 200 В
в постоянный напряжением 28,5 В.
Основные данные ВУ-6Б
Напряжение питания трехфазного переменного тока
частотой 400 Гц:
номинальное ................ 200/115 В
диапазон ............... 196—206 В
Потребляемый ток...........Не более 20 А
Номинальный ток нагрузки 200 А
Номинальное выходное напря-
жение .28,5 В
Мощность...................6 кВт
Режим работы................Продолжительный
Масса Не более 9,4 кг
17 Зак. 3154дсп
257
Совместно с каждым ВУ-6Б работает аппарат
ДМР-200ВУ, который предназначен для следующих целей:
— подключает ВУ-6Б к бортсети, когда на выходе вы-
прямительного устройства есть напряжение и включен его
выключатель;
— сигнализирует о включении и отключении ВУ-6Б от
бортсети;
— защищает бортсеть от короткого замыкания в
ВУ-6Б или на его фидере (отключает ВУ-6Б от бортсети
при обратном токе от 15 до 50 А).
Включение выпрямительных устройств производится
выключателями ВЬШРЯМ. ЛЕВ. ПРАВ, под общим трафа-
ретом СИСТЕМА ___________________ ТОКА. Отключение
ВУ-6Б от бортсети постоянного тока сигнализируется жел-
тым табло ЛЕВ. ВЫПР. ОТКЛ., ПР. ВЫПР. ОТКЛ.
Резервным источником электроэнергии постоянного то-
ка являются две щелочные никель-кадмиевые аккумулятор-
ные батареи (дальше по тексту — аккумуляторы)
20НКБН-25. В условном шифре буквы и цифры означают;
20 — число последовательно соединенных аккумуляторов,
НК — никель-кадмиевые, Б — безламельные, Н — намаз-
ные пластины, 25 — номинальная емкость в ампер-часах.
Аккумуляторы обеспечивают:
— питание жизненно важных потребителей при отсут-
ствии выходного напряжения на ВУ-6Б;
— автономный запуск АИ-9.
Основные данные 20НКБН-25
ЭДС заряженной батареи Не менее 25 В
ЭДС отдельных аккумуляторов 1,25 В
Емкость батарей .... Не менее 25 А • ч
Минимально допустимое на-
пряжение при разряде . . Не менее 16 В
Напряжение батареи под наг-
рузкой током (100+5) А в те-
чение 5 с.................Не ниже 23,8 В
Масса батареи...............Не более 24 кг
Включение аккумуляторов на аварийные шины произ-
водится выключателями СИСТЕМА ~ ТОКА
I АКК. П.
о
Примечание. Выключатели аккумуляторов имеют колпачки.
Фиксация колпачков — в положении выключателей аккумуляторов
ВКЛЮЧЕНО.
258
Питание бортсети постоянного тока от аккумуляторов
сигнализируется красным табло СЕТЬ НА АККУМУЛ.
Для подключения аэродромного источника электроэнер-
гии постоянного тока на левом борту вертолета между
шп. 3 и 4а установлена розетка ШРАП-500 К- Включение
аэродромного источника па бортсеть сигнализируется зеле-
ным табло _____________ АЭР. ПИТ. Подключение аэрод-
ромного источника к бортссти производится выключателем
АЭР. ПИТ. под общим трафаретом СИСТЕМА —
ТОКА.
Примечание. При включенном аэродромном источнике посто-
янного тока выпрямительные устройства и аккумуляторы на бортсеть
не включатся.
Бортовая электрическая сеть и режимы ее работы
Электрическая энергия от источников к потребителям
передается по двум сетям (нормальной и аварийной) че-
рез два типа распределительных шин: шины отключения
и аварийные шины.
К аварийным шинам подключены жизненно важные
потребители (потребители 1 группы): преобразователь
ПОС-1000А; преобразователь ПТС-800А; топливные насо-
сы ЭЦН-75; управление топливными насосами; пожарные
краны; кран кольцевания; противопожарная система; при-
боры контроля работы силовой установки и систем верто-
лета; внутреннее и наружное освещение; сигнализатор об-
леденения РИО-3; электромеханизмы ЭПК-2Т; система
сигнализации; обогрев ПВД-6М; заслонка 1919Т противо-
обледенительной системы двигателей; управление противо-
обледенительной системой винтов Р-863, МС-61; радиовы-
сотомер; изделие 023М; аппаратура внутренней связи и
коммутации (АВСК); рентгенометр; траекторные вычисли-
тели ПКВ, обеспечивающие посадку; топливомер ТПР1-10;
автопилот ВУАП-1; курсовая система «Гребень-1»; при-
вод аварийной посадки; ПНП-72-4М летчика; МГВ-1СУ8;
ПКП-77; «Тестер-УЗ»; система управления вооружением;
питание У Г-3 и УУС; взрыв спецаппаратуры; насосная
станция; управление генераторами; управление ВУ-6Б; уп-
равление аэродромными источниками; тросорубы ГАС и
АПМ; запуск АИ-9; запуск ТВЗ-117КМ; управление сис-
темой переключения трансформаторов; баллонеты; регу-
лировка температуры двигателей; подготовка батарей; кон-
троль ДМР-200ВУ; отключение основной гидросистемы.
17*
259
К шинам отключения подключены все остальные пот-
ребители (потребители II группы).
< Аварийные шины системы постоянного тока размещены
в следующих распределительных устройствах: ЦРУ-3,
( ЦРУ-4, РУ-6, РУ-8, РУ-9, РУ-10.
Шины отключения системы постоянного тока размеще-
ны в следующих распределительных устройствах: ЦРУ-3,
ЦРУ-4, РУ-7.
Одноименные шины соединены между собой перемыч-
ками с двусторонней защитой автоматами защиты. Ава-
рийные шины соединяются с шинами отключения с по-
мощью контакторов соединения шин, которые срабатыва-
ют автоматически или вручную.
Система электроснабжения имеет следующие режимы
работы; нормальный, ненормальный — при отказе одного
ВУ-6Б, аварийный — при отказе двух ВУ-6Б.
Нормальный режим характеризуется тем, что работа-
ют два ВУ-6Б. Контакторы соединения шин сработали.
Аккумуляторы подзаряжаются. Под напряжением все ти-
пы шин системы.
Примечание. Контакторы соединения шин срабатывают при
включении любого ВУ-6Б.
При отказе левого (правого) ВУ-6Б включается желтое
табло ЛЕВ. (ПР.) ВЫПР. ОТКЛ. Оставшийся работоспо-
собным ВУ-6Б питает все типы шин.
В случае отказа двух ВУ-6Б включаются два табло
ЛЕВ. ВЫПР. ОТКЛ. и ПР. ВЫПР. ОТКЛ., шины отклю-
чения автоматически отключаются от аварийных шин и
включается красное табло СЕТЬ НА АККУМУЛ. В этом
режиме под напряжением только аварийные шины с потре-
бителями I группы. Питание аварийная сеть постоянного
тока в этом случае получает от двух аккумуляторов. Ам-
перметр ПОСТОЯННЫЙ ТОК, АККУМУЛЯТОРЫ пока-
зывает ток разряда аккумуляторов. При необходимости
шины отключения и аварийные шины можно соединить
вручную при отказе двух ВУ-6Б. Для этого необходимо:
— вручную отключить оборудование, подключенное к
шинам отключения;
•— подключить шины отключения к аварийным шинам,
включив выключатель ШИНЫ ОТКЛ.
Внимание! 1. Рабочее положение выключателя ШИНЫ
ОТКЛ. — закрыт колпачком (выключатель выключен).
2. Если выключатель ШИНЫ ОТКЛ. будет включен,
то при отказе двух ВУ-6Б автоматического рассоединения
шин не произойдет. Аккумуляторы возьмут на себя всю
260
нагрузку и быстро разрядятся. Произойдет' обесточивание
вертолета.
Приборы контроля
1. Вольтметр В-1 для контроля напряжения на аварий-
ных шинах ЦРУ-3 и ЦРУ-4, па клеммах аккумуляторов и
ШРАП-500. Вольтметр подключается к измерительным
точкам галетным переключателем КОНТРОЛЬ ПОСТО-
ЯННОГО НАПРЯЖЕНИЯ.
2. Амперметр А-2 для контроля тока заряда — разряда
аккумуляторов.
Примечание. Вольтметр и амперметр установлены на прибор-
ной доске летчиков с трафаретом АККУМУЛЯТОРЫ.
§ 4. НАЗЕМНОЕ ЭЛЕКТРОПИТАНИЕ
ВЕРТОЛЕТА
На земле проверка под током должна производиться
от аэродромного источника питания (АПА-50М или ана-
логичных агрегатов). Аэродромный источник трехфазного
переменного тока должен иметь напряжение 200—206 В,
номинальную (мощность нс менее 40 кВ-А и частоту 400 Гц.
Аэродромный источник постоянного тока должен иметь
напряжение 28—29 В и мощность не менее 6 кВт. В слу-
чае если аэродромный источник постоянного тока отсутст-
вует или неисправен, то при подсоединении аэродромного
источника переменного трехфазного тока 200/115 В для
проверки потребителей постоянного тока разрешается
включать выпрямительные устройства ВУ-6Б.
§ 5. РАБОТА БОРТОВОЙ ЭЛЕКТРОСЕТИ
ВЕРТОЛЕТА ПРИ ОТКАЗАХ ГЕНЕРАТОРОВ
ПЕРЕМЕННОГО ТОКА
Отказ одного генератора переменного тока
При отказе одного генератора переменного тока заго-
раются желтые табло — ГЕН. ЛЕВ. ОТКЛ. ( — ГЕН. ПР.
ОТКЛ.) и НЕТ ПАР. РАБ — ГЕН. Все шины постоянного
и переменного тока под напряжением. Если в этом случае
включить противообледенительную систему лопастей не-
сущих винтов, то от бортсети автоматически отключается
ГАС.
Отказ двух генераторов переменного тока
При отказе двух генераторов переменного тока загора-
ются желтые табло — ГЕН. ЛЕВ. ОТКЛ., -—ГЕН. ПР.
ОТКЛ., НЕТ ПАР. РАБ. —ГЕН., ЛЕВ. ВЫПР. ОТКЛ.,
ПР. ВЫПР. ОТКЛ., ОСН. ТР. ВЫКЛ., —/ — 36 В ВКЛ.,
—/—115 В ВКЛ., а также красное табло СЕТЬ НА АК-
КУМУЛ. При этом стрелки вольтметра и амперметров
генераторов устанавливаются на нулевые деления. Ампер-
метр ПОСТОЯННЫЙ ТОК, АККУМУЛЯТОРЫ показыва-
ет разряд аккумуляторов. Под напряжением аварийные
шины —36 В, —115 В и 27 В.
Примечания: 1. При уменьшении оборотов несущих винтов
менее 85% табло, указанные в данном разделе, загораются, так как
генераторы отключаются от бортсети сигналом пониженной частоты.
При повторном увеличении оборотов несущих винтов до 85% и более
вышеуказанные табло гаснут.
2. Включение предупреждающих сигналов систем электроснабже-
ния дублируется включением ЦСО в проблесковом режиме горения.
3. Включение аварийного сигнала (в проблесковом режиме) СЕТЬ
НА АККУМУЛ. дублируется включением звукового сигнала и вклю-
чением ЦСО. При нажатии на 1—2 с ЦСО подача прерывистого зву-
кового сигнала и горение ЦСО прекращаются, световой аварийный
сигнал СЕТЬ НА АККУМУЛ. переходит в режим непрерывного го-
рения.
4. Для обеспечения работы световых табло на верхнем пульте
летчика должны быть включены автоматы защиты СИГНАЛИЗАЦИЯ
АВАР, и ПРЕДУПР., УПРАВЛ.
5. Табло -ГЕН. ЛЕВ. ОТКЛ., -ГЕН. ПР. ОТКЛ., НЕТ ПАР.
РАБ. -ГЕН., ЛЕВ. ВЫПР. ОТКЛ., ПР. ВЫПР. ОТКЛ. и СЕТЬ НА
АККУМУЛ. вступают в работу при установке РУД левого или пра-
вого двигателя в положение АВТОМАТ.
Глава 21
ПОТРЕБИТЕЛИ ЭЛЕКТРИЧЕСКОЙ ЭНЕРГИИ
§ 1.ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
ВЕРТОЛЕТА
От обледенения на вертолете защищены лопасти несу-
щих винтов, воздухозаборники двигателей, стекла кабины
экипажа и приемники воздушного давления.
Противообледенительные системы лопастей несущих
винтов и приемников воздушного давления — электротеп-
лового действия, а воздухозаборников двигателей и сте-
кол кабины экипажа-—воздушно-теплового действия.
262
Радиоизотопный сигнализатор обледенения РИО-3
РИО-3 предназначен для сигнализации об обледенении
вертолета и автоматического включения противообледени-
тельной системы лопастей несущих винтов.
Сигнализатор состоит из следующих основных элемен-
тов: датчика сигналов, электронного блока.
Датчик сигналов включает источник бета-излучения
(активностью 4—5 мКп), размещенный в штыре, и счетчик
радиоактивного излучения, размещенный во фланце дат-
чика. Штырь снабжен нагревательным элементом, получа-
ющим питание от сети переменного тока 115 В.
Принцип действия сигнализатора основан на поглоще-
нии бета-излучения радиоактивного источника слоем льда,
который нарастает на выносном штыре датчика сигналов.
При попадании вертолета в зону обледенения на штыре
датчика образуется лед, вследствие чего резко снижается
количество бета-частиц, достигающих счетчик. Это вызы-
вает срабатывание в электронном блоке релейной схемы,
которая выдает команду на включение табло ЛЕД на при-
борной доске, противообледенительной системы лопастей
несущих винтов и обогрева штыря датчика.
После выхода вертолета из зоны обледенения РИО-3
отключает табло ЛЕД и обогрев штыря датчика.
Введена блокировка включения обогрева штыря датчи-
ка до запуска левого двигателя.
Питание РИО-3 осуществляется постоянным током на-
пряжением 27 В и переменным однофазным током 115 В.
Управление сигнализатором осуществляется двумя ав-
томатами защиты РИО ОБОГР. и РИО УПРАВЛ., уста-
новленными на верхнем пульте.
Для контроля исправности нагревательных элементов
штыря датчика на верхнем пульте установлены кнопка
контроля обогрева ПВД и РИО и табло ОБОГРЕВ РИО.
При нажатой кнопке, исправном нагревательном элементе,
виглюченных на верхнем пульте автомата защиты РИО
УПРАВЛ., выключателе ОБОГРЕВ ПВД АЧС и наличии
в бортсети 27 В табло должно гореть.
Пр им еч а ние. Разбирать датчик с радиоактивным источником
запрещается.
Противообледенительная система лопастей несущих
винтов
Нагревательные элементы лопастей несущих винтов
разбиты на четыре секции:
263
— носовую секцию верхних лопастей (1-я секция);
— боковую секцию верхних лопастей (2-я секция);
— носовую секцию нижних лопастей (3-я секция);
— боковую секцию нижних лопастей (4-я секция).
Энергия к секциям подводится циклично. Цикличность
определяется программным коммутатором ПКПС-1. Вре-
мя полного цикла 48 с, время нагрева каждой секции 12 с,
время охлаждения каждой секции 36 с. Очередность вклю-
чения секций: 1-я, 2-я, 3-я, 4-я.
Включение противообледенительной системы лопастей
несущих винтов осуществляется вручную установкой пере-
ключателя ПОС. АВТ. ВИНТЫ —ВЫКЛ, —РУЧН. ВИН-
ТЫ в положение РУЧН. ВИНТЫ и автоматически по ко-
манде РИО-3 при положении переключателя ПОС. АВТ.
ВИНТЫ.
Питание цепей управления обогревом лопастей несущих
винтов осуществляется постоянным током от шин ЦРУ-3,
а питание нагревательных элементов — трехфазным пере-
менным током 200 В 400 Гц от шин ЦРУ-1.
При • включенном обогреве горит зеленое табло ПОС.
ВИНТ, на верхнем пульте. При неисправном обогреве или
при отсутствии питания 200 В 400 Гц горит желтое табло
ОТКАЗ. ПОС. ВИНТ, на приборной доске и мигает ЦСО.
Контроль работоспособности противообледенительной
системы лопастей несущих винтов осуществляется по вы-
шеуказанным табло и значению потребляемого тока.
В системе обогрева установлен автомат защиты от об-
рыва фаз КЗП-50-200А. При обрыве фазы (одной, двух,
трех) в линии нагревательных элементов лопастей
КЗП-50-200А срабатывает и отключает обогрев лопастей
с одновременным включением желтого табло ОТКАЗ ПОС.
ВИНТ, и выключением зеленого табло ПОС. ВИНТ.
Примечания: 1. При снятии команды ЛЕД сигнализатором
РИО-3 противообледенительная система лопастей несущих винтов ав-
томатически не отключается.
2. Для отключения обогрева лопастей при автоматическом вклю-
чении его необходимо переключатель ПОС. АВТ. ВИНТЫ—ВЫКЛ.—
РУЧН. ВИНТЫ установить в положение ВЫКЛ.
Обогрев приемников воздушного давления
Приемники воздушного давления ПВД-6М оборудова-
ны электрообогревателями. Питание нагревательные эле-
менты обоих ПВД-6М получают от аварийной шины 27 В
ЦРУ-3.
264
Нагревательные элементы обоих ПВД-6М включаются
одним выключателем ОБОГРЕВ ПВД АЧС, расположен-
ным на верхнем пульте. Одновременно с обогревом
ПВД-6М включается и обогрев часов.
Для контроля исправности нагревательных элементов
ПВД-6М на верхнем пульте установлены кнопка контроля
обогрева ПВД и РИО и два табло ОБОГРЕВ ПВД ЛЕВ.
и ОБОГРЕВ ПВД ПРАВ. При нажатой кнопке, включен-
ном выключателе ОБОГРЕВ ПВД АЧС, исправных нагре-
вательных элементах приемников воздушного давления
ПВД-6М и наличии в бортссти 27 В табло должны гореть.
§ 2. СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
К светотехническому оборудованию вертолета относят-
ся внешнее и внутреннее освещение, а также система ава-
рийной, предупреждающей и уведомляющей сигнализа-
ции САС-1.
Внешнее светотехническое оборудование
1. Аэронавигационные огни (АНО):
— два бортовых аэронавигационных огня БАНО-64:
один с зеленым светофильтром установлен на правом бор-
товом киле, второй с красным светофильтром — на левом;
— хвостовой огонь ХС-62 с белым светофильтром. Сила
светового потока БАНО-64 и ХС-62 может регулироваться,
для этого на верхнем пульте установлен галетный переклю-
чатель АНО ВЫКЛ., 30%, 60%, 100%, предусмотрено ко-
дированное мигание аэронавигационных огней от кнопки
КОД АНО, при этом галетный переключатель АНО
ВЫКЛ., 30%. 60%, 100% должен быть установлен в поло-
жение выкл.
2. Два проблесковых маяка МСЛ-3 (верхний и нижний).
Включаются выключателем ПРОБЛЕСК. МАЯК, установ-
ленным на верхнем пульте.
3. Строевые огни ПССО-45 (4 шт.), ПССО-45 размеще-
ны в верхней части фюзеляжа и на стабилизаторе, в плане
огни образуют букву Т. Строевые огни включаются выклю-
чателем СТРОЕВ. ОГНИ, установленным на верхнем
пульте.
4. Три контурных огня на концах верхних лопастей не-
сущих винтов. Контурные огни включаются выключателем
КОНТУР. ОГНИ, установленным на верхнем пульте.
5. Посадочные фары ФПП-7 (основная и резервная).
Управление фарами осуществляется переключателем
265
ВКЛ. — ВЫКЛ. — УБОРКА и четырехпозиционной кноп-
кой ПОСАД. ФАРА ВВЕРХ, ВПРАВО, ВЛЕВО, ВНИЗ,
расположенными на рычаге общего шага. При установке
переключателя фар в положение ВКЛ. загораются лампы
фар и подготавливается цепь управления фарами от
кнопки.
При нажатии кнопки ПОСАД. ФАРА на рычаге общего
шага поочередно в положения ВВЕРХ, ВЛЕВО, ВПРАВО,
ВНИЗ и ВВЕРХ механизм фары отрабатывает на выпуск
фары, фара поворачивается влево, вправо, убирается и вы-
пускается. Лампа фары продолжает гореть. После установ-
ки переключателя фары в положение УБОРКА лампа фары
гаснет, механизм фары отрабатывает на уборку и рвется
цепь управления фарой от кнопки ПОСАД. ФАРА.
Включение основной или резервной фары осуществля-
ется переключателем ФАРА ОСН. — РЕЗЕРВ., располо-
женным на приборной доске.
Внутреннее светотехническое оборудование
Внутреннее освещение имеет белый заливающий свет
для освещения рабочих мест экипажа и технических отсе-
ков и красный свет для освещения приборных досок, пуль-
тов и панелей. Белое освещение выполнено плафонами П-39,
которые разбиты на две группы: основное освещение — че-
тыре плафона П-39 и дежурное освещение — два плафона
П-39. Переключение с основного на дежурное освещение
и наоборот осуществляется переключателем ОСВЕЩЕН.
ОСНОВ. ДЕЖУР-, установленным на пульте оператора.
Для освещения красным светом применены осветитель-
ные арматуры типа С и СВ и арматура подсвета малая ти-
па АПМ.
Включение красного света производится выключателем
КРАСНЫЙ СВЕТ КАБИНЫ на верхнем пульте и выключа-
телем КРАСНЫЙ СВЕТ на пульте оператора.
Регулировка яркости красного освещения производится
реостатами РЕГУЛИРОВКА ЯРКОСТИ, ДОСКА ЛЕТЧИ-
КА, ЦЕНТР. ВЕРХИ. ПУЛЬТЫ, ШТУРМАН, установлен-
ными на центральном пульте, и реостатом РЕГУЛИРОВКА
ЯРКОСТИ, установленным на пульте оператора.
Система красного света получает питание от системы
электроснабжения 200/115 В через понижающие трансфор-
маторы, которые установлены на центральном пульте и
пульте оператора.
Для освещения заливающим светом (красным и белым)
приборной доски, органов управления и планшета с картой
266
при отказе системы красного света на вертолете установле-
ны усовершенствованные комбинированные светильники
СБК, позволяющие поворотом насадок на корпусах с
фильтром получать красный или белый свет. Яркость све-
чения СБК регулируется реостатом на корпусе светиль-
ника.
Внимание! Запрещается растягивать спиральный шнур
светильника СБК. до длины более 150 см.
Система аварийной, предупреждающей
и уведомляющей сигнализации САС-1
Система САС-1 предназначена для оповещения членов
экипажа с помощью световых и звуковых сигналов об от-
казах, неисправностях и режимах работы систем и агрега-
тов вертолета.
САС-1 объединяет работу соответствующих групп ава-
рийных, предупреждающих и уведомляющих табло и
обеспечивает их взаимодействие с датчиками систем и аг-
регатов вертолета, с центральным сигнальным огнем
(ЦСО) и аппаратурой внутренней связи и коммутации.
В системе предусмотрено отключение части сигналов в
положении РУД МАЛЫЙ ГАЗ. При этом отключаются:
— аварийные сигналы СЕТЬ НА АККУМУЛ., ОПАС-
НАЯ ВЫСОТА;
— предупреждающие сигналы — ГЕН. ЛЕВ. ОТКЛ.,
— ГЕН. ПРАВ. ОТКЛ., ОТКАЗ МГВ, ОТКАЗ ОСН. Г. С.,
ОТКАЗ ДУБЛ. Г. С., ОТКАЗ ВСП. Г. С., НЕТ Р НАДДУ-
ВА, НЕТ ПАР. РАБ. —ГЕН., ПР. ВЫПР. ОТКЛ., ЛЕВ.
ВЫПР. ОТКЛ.
При установке любого из РУД в положение АВТОМАТ
система готова к приему всех аварийных и предупреждаю-
щих сигналов.
Аварийная сигнализация предупреждает экипаж свето-
выми и звуковыми сигналами об особо опасных отказах,
неисправностях и режимах работы. Аварийные табло име-
ют красный светофильтр и установлены на приборной
доске.
К аварийным сигналам относятся Р. М. РЕД., ПРО-
ВЕРЬ ПОЖАР, ВИБРАЦИЯ ЛЕВ. ДВ„ ВИБРАЦИЯ
ПРАВ. ДВ., 125 л ЛЕВ. БАК., 125 л ПРАВ. БАК, СЕТЬ НА
АККУМУЛ., ОТКАЗ РВ, ОТКАЗ ПОСАДКИ, ОТКАЗ КС,
ЛЕВ. ДВ. по пСт, ПРАВ. ДВ. по ист и желтое табло п„в-
В случае поступления аварийного сигнала на приборной
доске загорается ЦСО и соответствующее аварийное табло
267
в проблесковом режиме и одновременно в телефонах эки-
пажа прослушивается прерывистый звуковой сигнал. При
нажатии на 1—2 с ЦСО подача прерывистого звукового
сигнала и горение ЦСО прекращаются, а включившееся
аварийное табло переходит в режим постоянного горения.
ЦСО и звуковой сигнал готовы к приему следующего сигна-
ла, так как они являются общим элементом в систе-
ме САС-1.
Система сигнализации выдает также звуковой сигнал
опасной высоты (с одновременным включением ЦСО).
Предупреждающая сигнализация оповещает экипаж
световыми сигналами об отказах, неисправностях и опас-
ных режимах работы систем и агрегатов.
Предупреждающие табло имеют желтый светофильтр и
установлены на приборной доске.
В случае поступления предупреждающего сигнала на
приборной- доске загорается в проблесковом режиме ЦСО
и в режиме постоянного горения соответствующее преду-
преждающее табло.
При нажатии на 1—2 с ЦСО горение ЦСО прекращает-
ся, а предупреждающее табло продолжает работать в ре-
жиме постоянного горения.
Уведомляющая сигнализация оповещает экипаж свето-
выми сигналами о состоянии систем и агрегатов и режимах
их работы.
Уведомляющие табло имеют зеленый светофильтр и
установлены на приборной доске, блоке светосигнализато-
ров верхнего пульта, на центральном пульте и пульте
штурмана-оператора.
В случае поступления уведомляющего сигнала в режим
постоянного горения включается соответствующее уведом-
ляющее табло.
Примечание. Горение аварийных, предупреждающих и уве-
домляющих табло прекращается после снятия аварийных, предупреж-
дающих и уведомляющих сигналов соответственно.
Включение системы САС-1 производится выключателя-
ми АЗС СИГНАЛИЗАЦИЯ АВАР., СИГНАЛИЗАЦИЯ
ПРЕДУПР. и СИГНАЛИЗАЦИЯ УПРАВЛ., установлен-
ными на верхнем пульте.
Проверка исправности табло производится нажатием
на несколько секунд кнопок КОНТРОЛЬ СИГНАЛИЗА-
ЦИИ на приборной доске и пульте оператора.
Яркость горения табло регулируется реостатом ЯР-
КОСТЬ СИГНАЛОВ, установленным на верхнем пульте.
268
Глава 22
ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ
И СИСТЕМЫ
§ 1. МАНОМЕТРИЧЕСКИЕ
И БАРОМЕТРИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ (рис. 22.1)
Системы полного и статического давлений
Приемник воздушного
давления (правый) Q
Приемник воздушного
давления
(левый, основной)
Рис. 22.1. Система питания анероидно-мембранных приборов
На вертолете установлены два приемника воздушного
давления ПВД-6М, имеющие камеры полного и статиче-
ского давлений.
ПВД расположены на общей штанге в носовой части
фюзеляжа. Для уменьшения габаритов вертолета, а также
для предотвращения поломки штанги она складывается и
фиксируется защелкой.
От левого ПВД полное давление подводится к указа-
телю скорости УС-350К летчика, а от правого — к датчику
воздушной скорости ДВС-24 (НКВ-252).
Кран переключения ПВД, установленный на централь-
ном пульте, обеспечивает резервирование системы полного
269
давления. В аварийном положении кран подключает
УС-350К летчика к правому ПВД.
Оба приемника ПВД по статическому давлению за-
кольцованы трубопроводами между собой. От них стати-
ческое давление подводится к следующим приборам: ука-
зателю скорости УС-350К, высотомеру ВМ-15К, вариомет-
ру прибора ДА-30, двум высотомерам УВИД-30-15 (систем
«Осьминог» и «Привод-СВ»), датчику ДВС-24 (НКВ-252),
датчику высотной коррекции двигателей ДВК, корректору-
задатчику высоты КЗВ (ПКВ-252) и датчику давлений
МДД-ТЕ-1-180 («Тестер-УЗ»).
Приемники ПВД имеют электрический обогрев.
Указатель скорости У С-350К
УС-350К предназначен для измерения приборной скоро-
сти полета вертолета. Шкала отградуирована в единицах
скорости от 20 до 350 км/ч с ценой деления 10 км/ч.
Допустимая погрешность при /=+20° С не превышает
±5 км/ч на всех отметках шкалы.
Высотомер механический ВМ-15К
ВМ-15К предназначен для измерения относительной ба-
рометрической высоты полета самолета в диапазоне от 0
до 15 000 м. Установлен на приборной доске летчика.
Допустимые погрешности прибора при /=+20° С:
— на высоте /7=0+-±15 м;
' — на высоте Д==600± ±20 м;
— на высоте Д=1200±±40 м.
Высотомер электромеханический УВИД-30-15
Назначение
УВИД-30-15 предназначен для измерения относительной
барометрической высоты полета вертолета и выдачи элек-
трических сигналов, пропорциональных этой высоте.
На вертолете установлены два высотомера: один — для
НДВ-252, другой — для ППС «Осьминог».
В комплект каждого высотомера входят указатель
УВИД-30-15 и блок усиления БУ, размещенные в грузовой
кабине.
270
Основные данные
1. Высотомер измеряет барометрическую высоту полета
в диапазоне от 0 до 15 000 м при изменении атмосферного
давления на уровне земли от 806,2 мм рт. ст. (—500 м) до
590 мм рт. ст. (2100 м).
2. Допустимые погрешности при /=+20° С не превы-
шают:
— на высоте Н = 0± 10 м;
— на высоте //=300 ±900 м ±15 м;
— на высоте Д=4200±4800 ±30 м.
3. Питание высотомеров постоянным током 27 В осу-
ществляется соответственно от систем «Привод» и «Осьми-
ног», а переменным током 115 В 400 Гц — от РУ-11.
Включение обоих УВИД осуществляется выключателем
УВИД на верхнем пульте.
Принцип действия (рис. 22.2)
Принцип действия высотомера основан на использова-
нии барометрического метода измерения высоты с учетом
давления у земли, вводимого в высотомер вручную.
Указатель нат„
Рис. 22.2. Структурная схема высотомера УВИД-30-15
271
Статическое давление воспринимается чувствительным
элементом, преобразуется в электрический сигнал, и с по-
мощью индукционной следящей системы отрабатываются
стрелка указателя и цифровой счетчик высоты Нот.
Ввод значения Ро производится вручную с помощью
кремальеры по шкале ДАВЛЕНИЕ. Вращение кремальеры
передается на цифровой счетчик давления Ро и на изменение
сигнала индукционного датчика. Индукционная следящая
система отрабатывает стрелку высоты 7/отн и барабан счет-
чика высоты Дотн на значение установленного давления.
Одновременно отрабатывается щетка потенциометра сигна-
ла высоты. .
Цифровой счетчик ЯОтн состоит из четырех барабанчи-
ков, которые указывают десятки, сотни, тысячи и десятки
тысяч метров. Шкала указателя разбита на десятиметро-
вые деления с оцифровкой сотен метров. Сигнальная лампа
на указателе загорается при отсутствии питания по пере-
менному току.
Датчик воздушной скорости ДВС-24
ДВС-24 предназначен для измерения приборной скоро-
сти полета вертолета и выдачи электрических сигналов,
пропорциональных приборной скорости, в НКВ-252,
ПКВ-252 и в устройство управления сбросом УУС-1.
Включение датчика осуществляется выключателем ДВС
на верхнем пульте.
§ 2. ГИРОСКОПИЧЕСКИЕ ПРИБОРЫ
Комбинированный прибор ДА-ЗОК
Назначение
ДА-ЗОК предназначен для измерения вертикальной ско-
рости вертолета, а также для указания скольжения и пра-
вильного выполнения разворота вокруг вертикальной оси.
ДА-ЗОК является комбинированным прибором, состоит
из указателя поворота, указателя скольжения и вариомет-
ра. Прибор установлен на приборной доске летчика и
включается совместно с АГР-74В выключателем АГР,
ДА-ЗОК на верхнем пульте.
Основные данные
1. Чувствительность указателя поворота при плоском
развороте с угловой скоростью 0,8°/с — (4±2)°.
272
2. Погрешность указателя поворота при кренах 15, 30 и
40° с угловой скоростью разворота соответственно 1,3; 2,9;
5°/с±2°.
3. Допустимые погрешности показаний вариометра на
отметках шкалы:
— на 0 ±1 м/с;
— на 4 ±2 м/с;
— на 30 ±3,5 м/с.
Авиагоризонт АГР-74В
Назначение
АГР-74В предназначен для определения и индикации
углов крена и тангажа относительно плоскости горизонта.
ЛГР-74В является резервным авиагоризонтом и установлен
на приборной доске летчика.
Основные данные
1. Авиагоризонт обеспечивает определение и индикацию
углов крена до 360° и тангажа до 85°.
2. Погрешность в показаниях:
— в установившемся режиме горизонтального полета —
не более ±1,5°;
— после выполнения виражей и разворотов с угловой
скоростью не менее 0,3°/с, а также после разгона и тормо-
жения — не более 5°.
3. Время готовности авиагоризонта к работе — 3 мин.
4. Питание прибора — 36 В 400 Гц.
Включение прибора осуществляется выключателем АГР,
ДА-30 на верхнем пульте.
Принцип действия
Принцип действия авиагоризонта основан на свойстве
трехстепенного гироскопа, корректируемого жидкостными
маятниковыми переключателями, выдерживать направле-
ние истинной вертикали.
Основными элементами прибора являются:
1. Гиросистема, состоящая из трехстепенного гироскопа,
корректирующего механизма и механизма отключения кор-
рекции.
2. Система арретирования, предназначенная для быст-
рого приведения гироскопа в рабочее состояние. Арретиро-
вание осуществляется вытягиванием ручки на себя.
18 Зак. 3154дсп
273
\ . .3. Система индикации. В авиагоризонте применена ин-
дикация типа «вид с самолета на землю». Она включает
подвижные элементы (картушку со шкалой тангажа и эк-
4>ан с индексом крена) и неподвижные элементы (силуэт
самолета и шкалу крена), рис. 22.3.
Рис. 22.3. Авиагоризонт АГР-74В
4. Система поправок угла тангажа. Ручка управления
системой поправок угла тангажа является одновременно и
ручкой арретира.
5. Система контроля исправности авиагоризонта, пред-
назначенная для сообщения летчику о неисправностях
прибора: снижении оборотов гиромотора, отсутствии пита-
ния, обрыве любой из фаз, сигнализации заарретированно-
го состояния гироскопа. Во всех случаях наблюдается вы-
падание флажка на лицевой части панели.
Курсовая система «Гребень-1»
Назначение
Курсовая система предназначена для определения курса
в.ертодетд и выдачи сигнала курса в комплексы НКВ-252,
ПКВ-252 и ППС «Осьминог».
27.4
В состав курсовой системы входят:
— пульт управления ПУ-38;
— гироагрегат ГА-8;
— магнитный корректор, состоящий из коррекционного
механизма КМ-2 и индукционного датчика ИД-6;
— блок усилителей БУ-12.
Основные данные
1. Погрешность в определении магнитного курса ±0,7°
до широт ±80°.
2. Погрешность в режиме «ГПК» Г/ч.
3. Время готовности к работе:
— в режиме «ГПК» 5 мин;
— в режимах «МК» и «ЗК» 3 мин.
4. Нормальная скорость согласования в режимах «МК»
и «ЗК» 2—4 °/мин.
5. Большая скорость согласования в режимах «МК» и
«ЗК» Ю 7с.
6. Электропитание:
— по постоянному току 27 В — от шины аварийного пи-
тания; .
— по переменному трехфазному току — 36 В 400 Гц.
Принцип действия
Принцип действия курсовой системы основан на исполь-
зовании свойств курсового гироскопа сохранять неизмен-
ным заданное в азимуте направление главной оси гироско-
па, а также на использовании принципа совместной работы
курсового гироскопа с корректором (датчиком курса).
Датчик курса определяет курс вертолета относительно маг-
нитного, истинного или условного меридиана и выдает его
для коррекции сигналов курса, снимаемых с гироагрегата
(рис. 22.4).
В зависимости от решаемых задач и условий полета
курсовая система может работать в следующих режимах:
— гирополукомпаса «ГПК»;
— магнитной коррекции «МК»;
— начальной выставки или задатчика курса «ЗК».
Режим гирополукомпаса «ГПК». Основным режимом
работы курсовой системы является режим «ГПК» с на-
чальным согласованием сигналов курса перед взлетом по
магнитному курсу от магнитного корректора или по истин-
ному курсу от задатчика курса.
18*
275
Рис. 22.4. Структурная схема КС «Гребень-1»
Режим «ГПК» включается на пульте ПУ-38 переключа-
телем режимов МК — ГПК — ЗК ib положение ГПК (рис.
22.5). При этом датчиком курса является трехстепенный
курсовой гироскоп. Сигналы курса, отсчитываемые от ус-
ловного меридиана начальной выставки, выдаются на ука-
затели ПНП-72 и другие потребители.
Рис. 22.5. Пульт управления КС «Гребень-1»
Свободный гироскоп (без азимутальной коррекции)
имеет «кажущийся» уход от суточного вращения Земли и
уходы, вызванные наличием момента трения в опорах кар-
276
данного подвеса. Компенсация этих уходов осуществляется
широтным компенсатором. При установке ручки широтно-
го компенсатора на ПУ-38 на широту места самолета ги-
роскоп будет прецессировать с угловой скоростью Q3sin<p,
компенсируя уход гироскопа.
В системе предусмотрен автоматический ввод широты
места от бортового навигационного вычислителя, о под-
ключении которого сигнализирует лампа АВТОМ. <р на
ПУ-38. (Режим автоматического ввода широты не задей-
ствован).
Удержание главной оси гироскопа в горизонтальном по-
ложении осуществляется с помощью горизонтальной кор-
рекции.
При выходе из строя гироагрегата гироузел завалива-
ется и замыкает контакты цепи сигнализации отказа гиро-
агрегата ГА-8. При этом загорается сигнальная лампа ОТ-
КАЗ на ПУ-38, выпадают бленкеры КС на ПНП-72 и ми-
гает лампа КУРС на ЦПУ ПКВ-72.
Режим магнитной коррекции «МК» является резервным
режимом работы и предназначен для формирования гиро-
магнитного курса.
Для включения режима переключатель режимов на
ПУ-38 устанавливается в положение МК. При этом курс,
выдаваемый курсовым гироскопом ГА-8, будет постоянно
корректироваться магнитным корректором. Роль магнит-
ного корректора выполняют индукционный датчик ИД-6 и
коррекционный механизм КМ-2 (рис. 22.6).
Рис. 22.6. Коррекционный механизм КМ-2
277
Для привязки курсовой системы к истинному меридиа-
ну в режиме «МК» на КМ-2 кремальерой вводится магнит-
ное склонение ДМ и курсовой гироскоп в этом случае кор-
ректируется по истинному курсу с нормальной скоростью
согласования. Для ускорения согласования системы нажи-
мается кнопка СОГЛАСОВ. на ПУ-38.
При развороте вертолета с угловой скоростью более
0,15 °/с относительно вертикальной оси по сигналу ВК-90
происходит отключение режима «МК» и система автомати-
чески переключается в режим «ГПК» на время разворота.
Для проверки исправности целей формирования курса
от ИД-6 до ППП-72 предусмотрена система встроенного
контроля. Для ее включения в режиме «МК» (при АМ=0)
нажимается кнопка КОНТРОЛЬ 315 на КМ-2. При этом
шкалы КМ-2 и ПНП-72 отрабатывают значения «фиктив-
ного» курса, равного (315+10)° с большой скоростью.
После отпускания кнопки система согласовывается по маг-
нитному курсу с нормальной скоростью. Для ускорения на-
жимается кнопка СОГЛАСОВ. на ПУ-38.
При нажатии кнопки СОГЛАСОВ. выпадает бленкер КС
на ПНП-72.
В коррекционном механизме КМ-2 имеются:
— устройство для компенсации полукруговой девиации.
Компенсационные поля вводятся в сигнальные обмотки
зондов ИД-6 (шлицы В и С);
• — лекальное устройство для устранения инструмен-
тальных погрешностей и четвертной девиации магнитного
корректора, состоящее из 24 потенциометров (шлицы 0; 15;
30; ...; 345°);
— устройство для компенсации установочной погрешно-
сти ИД-6 в пределах +5° (шлиц А).
Все шлицы расположены на лицевой части КМ-2 под
крышкой КОМПЕНСАТОР ДЕВИАЦИИ.
Режим задатчика курса «ЗК» применяется только при
начальной выставке курсового гироскопа ГА-8 по истинно-
му курсу от задатчика курса.
Этот режим используется в условиях невозможности оп-
ределения магнитного курса вертолета из-за магнитных
аномалий от корпуса корабля или наличия вблизи вертоле-
та металлических масс (например, аэродрома с металличе-
ским покрытием и др.).
Задатчиками курса могут быть либо гироскопическое
устройство выставки курса ГУВК, либо задатчик, установ-
ленный в коррекционном механизме КМ-2.
278
ГУВК представляет собой автономное устройство, пред-
назначенное для определения начального курса вертолета
на палубе корабля и выдачи его в ГА-8. ГУВК пОстроен-по
принципу использования переносного гирополукомпаСа
ГА-10, предварительно ориентированного относительно кур- '
са корабля. Курсовая информация для ориентации пере-
носного ГА-10 ГУВК. поступает от корабельного гирокомпа-
са. При установке предварительно выставленного ГА-10 на
фиксированную площадку вертолета и подключении его ав-
томатически вводится в ГА-8 истинный курс вертолета.
Включение режима «ЗК» производится установкой пе-
реключателя на ПУ-38 МК—ГПК — ЗК в положение ЗК.
При этом на КМ-2 загорается сигнальная лампа ЗК, сигна-
лизируя о подключении к гироагрегату ГА-8 задатчика кур-
са коррекционного механизма КМ-2. Управление этим за-
датчиком осуществляется кремальерой ввода склонения по
цифровому счетчику СКЛОНЕНИЕ на КМ-2.
При использовании ГУВК в качестве задатчика курса
дополнительно на ПУ-38 переключатель НАСТР. — РАБОЧ.
устанавливается в положение НАСТР. и цифровой счетчик
СКЛОНЕНИЕ па КМ-2 с помощью кремальеры выставля-
ется равным нулю. О подключении ГУВК к системе сигна-
лизирует сигнальная лампа ТВ на ПУ-38.
Выключатель коррекции В К-90
ВК-90 предназначен для отключения цепей коррекции
гироагрегата ГА-8 курсовой системы, гировертикали
МГВ-1СУ8 и авиагоризонта АГР-74В при угловых скоро-
стях виража 0,05—0,15 °/с и более, в том числе и в случа-
ях, когда вертолет совершает колебания по курсу. Включа-
ется выключателем КС на верхнем пульте летчика.
§ 3. АВТОНОМНЫЕ ПРИБОРЫ
Магнитный компас КИ-13
КИ-13 используется как резервный и служит для опре-
деления магнитного курса. Магнитный курс вертолета от-
считывается по подвижной шкале относительно курсовой
черты. Цена деления шкалы 5°, оцифровка нанесена че-
рез 30°.
279
Часы АЧС-1М
Авиационные часы АЧС-1М предназначены для показа-
ния текущего времени в часах и минутах, измерения време-
ни полета в часах и минутах и измерения коротких проме-
жутков времени до 30 мин в минутах и секундах. Часы име-
ют электрообогрев. Установлены они на приборной доске
летчика.
Глава 23
ПИЛОТАЖНЫЙ КОМПЛЕКС
ВЕРТОЛЕТА ПКВ-252-1
§ 1. ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПКВ-252-1
Назначение
Пилотажный комплекс ПКВ-252-1 осуществляет автома-
тическую стабилизацию установившихся режимов полета,
формирование и выдачу на пилотажные приборы сигналов
для полуавтоматического управления вертолетом на основе
информации, получаемой от НКВ-252, а также сигналов,
пропорциональных углам крена, тангажа и высоте в
НКВ-252 и ППС.
Состав и размещение
В состав ПКВ-252-1 входят (рис. 23.1):
— вертолетный унифицированный автопилот ВУАП-1;
— малогабаритная гировертикаль МГВ-1СУ8;
— траекторные вычислители;
— блок коммутации БК-252М;
— вычислитель директорного управления ВДУ-252. Все
вышеперечисленные блоки установлены в грузовой кабине
на левой задней этажерке оборудования между шп. 13
и 14;
— прибор командный пилотажный ПКП-77;
— два прибора навигационных плановых ПНП-72-4М.
Приборы установлены на приборной доске;
— центральный пульт управления ЦПУ-252М2 (на
центральном пульте);
— указатель параметров висения УПВ-У (на пульте
оператора);
280
Рис. 23.1. Структурная схема комплекса ПКВ-252-1
281
датчик глубины погружения ДГП-У (в приборе
— датчик троса ДТ-У (на лебедке подъемного устрой-
ства для прибора 10 ГАС);
— два датчика положения троса ДПТ-У (один установ-
лен на подъемно-опускном устройстве прибора 10 ГАС, вто-
рой— на ферме внешней подвески);
— корректор — задатчик высоты КЗВ (между шп. 7 и
7а) с блоком сигнализации готовности БСГ (в носовой ча-
сти фюзеляжа в районе шп. 1);
— радиовысотомер А-036.
Основные данные
1. Точность выдерживания (в спокойной атмосфере и
при невмешательстве летчика):
— курса, крена и тангажа ±1°;
— барометрических высот:
до 1000 м ±6 м;
свыше 1000 м ±12 м;
- — высот по радиовысотомеру:
до 10 м ±1 м;
свыше 10 м ±10%;
— высоты по сигналам датчика ДТП ±3 м;
— угла отклонения троса от заданного положения в ре-
жиме висения с устройством ГАС ±5°;
— заданного направления полета ЗИП ±2°.
2. Время готовности не более 3 мин.
3. Питание:
— постоянным током 27 В;
— переменным током 36 В 400 Гц.
4. Потребление:
— по постоянному току не более 8 А;
" — по переменному току не более 6 А в фазе.
5. Высотность до 5000 м.
6. Масса не более 40 кг.
Принцип действия
Вертолет как летательный аппарат имеет собственную
неустойчивость, особенно при полете с небольшими скоро-
стями и при стабилизации висения. Поэтому летчику для
осуществления нужного режима полета постоянно прихо-
282
дится корректировать его положение в пространстве. Для
облегчения управления на вертолете установлена рулевая
система РС-60, выполняющая функции гидроусилителей и
исполнительных элементов системы управления.
Для разгрузки летчика па всех режимах полета, повы-
шения устойчивости и управляемости на вертолете устанав-
ливается пилотажный комплекс. Составной частью комп-
лекса является автопилот ВУЛП-1. Чувствительными эле-
ментами в каналах направления, крена, тангажа служат
датчики углов (курсовая система «Гребень-1» и малогаба-
ритная гировертикаль МГ13-1СУ8) и угловых скоростей
(ДУСУ1-18АС), в канале высоты — корректор — задатчик
высоты КЗВ или радиовысотомер.
Решение задач во всех режимах работы комплекса
обеспечивается установленными на вертолете траекторны-
ми вычислителями. Сигналы, сформированные в вычисли-
телях и определяющие величину и направление необходи-
мого воздействия, поступают на органы автоматического и
директорного управления, а также для контроля на инфор-
мационные стрелки приборов ПКП-77 и ПНП-72-4М.
В режиме директорного управления формируются ко-
манды на командные индексы прибора ПКП-77, отклонение
которых определяет величину и направление необходимо-
го воздействия на органы ручного управления для удержа-
ния вертолета на заданной траектории.
При включенном автопилоте летчик может вмешаться в
управление с помощью органов управления.
Особенности совместной работы летчика и автоматики
заключаются в том, что летчик сам практически не пило-
тирует вертолет в обычном понимании, а только вовремя
расширяет возможности автоматики, перемещая органы
управления в сторону, где для выдерживания параметра
не хватает 20% хода рулевого агрегата. Другой особен-
ностью такого воздействия является то, что летчик может
только «помогать» автоматике, но ни в коем случае не про-
тиводействовать ей, так как в этих случаях соответствую-
щие рулевые агрегаты автопилота сразу же становятся на
упор, после чего не выдерживается рассчитанный режим,
а вертолет практически оказывается без автопилотной ста-
билизации вообще. Полет по маршруту на установившемся
режиме осуществляется практически без вмешательства
летчика в управление. Для более точного выдерживания
заданного курса необходимы незначительные движения пе-
дали в сторону смещения.
283
§ 2. АВТОПИЛОТ ВУАП-1
Назначение
Вертолетный унифицированный автопилот ВУАП-1
предназначен для улучшения пилотажных характеристик
вертолета на всех эксплуатационных режимах полета, а
также для автоматической стабилизации угловых поло-
жений и демпфирования угловых колебаний по курсу, кре-
ну и тангажу.
Состав и размещение
В состав автопилота входят:
— четыре пульта управления: направления ПУ-Н, кре-
на ПУ-К, тангажа ПУ-Т и высоты ПУ-В;
— три датчика угловой скорости ДУСУ1-18АС.
Блоки автопилота установлены в грузовой кабине на ле-
вой задней этажерке оборудования между шп. 13 и 14.
Режимы работы
Автопилот имеет четыре независимых канала (направ-
ления, крена, тангажа и высоты) и работает в трех режи-
мах: «Согласование»; «Стабилизация»; «Управление и ста-
билизация».
Режим «Согласование» предназначен для автоматиче-
ской подготовки автопилота к включению силовой части.
В этом режиме входные сигналы обнуляются пультами
управления ПУ-Н, ПУ-К и ПУ-Т, чтобы при включении
автопилота не было рывка органов управления. Автопилот
работает в этом режиме с момента включения питания
автопилота. В канале высоты в режиме «Согласование»
на вход пульта ПУ-В сигналы не поступают, а датчик
обратной связи находится в нейтральном положении.
Режим «Стабилизация». Автопилот включается пока-
налыю переключателями КУРС, КРЕН и ТАНГАЖ на
ЦПУ. При включении канала при исправной его работе
загорается сигнальная лампа, а при неисправной — сиг-
нальная лампа мигает.
После включения каналов всякое отклонение вертоле-
та будет вызывать перемещение органов управления и,
следовательно, возвращение вертолета в первоначальное
положение.
Рассмотрим для примера работу канала направления.
Если вертолет под действием каких-то возмущений начи-
284
нает отклоняться от заданного курса, то сигнал измене-
ния курса поступает на усилитель сервопривода пульта
ПУ-Н. Одновременно на вход усилителя с датчика
ДУСУ-Н поступает сигнал угловой скорости <оу. Суммар-
ный сигнал усиливается и подается на рулевой агрегат.
Под действием управляющего сигнала шток рулевого
агрегата перемещается и дифференциально изменяет об-
щий шаг несущих винтов, одновременно с этим соответ-
ственно отклоняется руль направления. При дифферен-
циальном изменении общего шага винтов возникает реак-
тивный момент одного из винтов, который разворачивает
вертолет в направлении, парирующем возмущение. Откло-
нение вертолета от заданного курса будет уменьшаться,
сигнал обратной связи станет больше управляющего сиг-
нала, шток рулевого агрегата начнет перемещаться к ней-
тральному ‘положению, шаг несущих винтов выравнивать-
ся, вертолет возвратится в первоначальное положение.
Режим «Стабилизация» для каналов крена и тангажа
аналогичен.
Режим «Управление и стабилизация». При включенном
автопилоте летчик может в любой момент вмешаться в
управление вертолетом с помощью органов управления.
Например, при необходимости изменения направления по-
лета летчик нажимает кнопку ТРИММЕР на рукоятке
ППУ и перемещает педали, разворачивая вертолет на за-
данный курс. При нажатой кнопке ТРИММЕР автопилот
переключается на режим согласования, при котором сиг-
нал автопилота обнуляется и не мешает ручному управле-
нию. После выхода на новый курс летчик снимает усилие
с педалей, отпускает кнопку ТРИММЕР, автопилот пере-
ходит в режим «Стабилизация» и начинает стабилизиро-
вать новый курс.
Изменение тангажа или крена производится летчиком
воздействием на ручку ППУ.
Автопилот может быть включен от взлета до посадки.
Однако в случае необходимости летчик может выключить
в полете один из каналов или весь автопилот. Для пока-
нального отключения переключатели КУРС, КРЕН и
ТАНГАЖ на ЦПУ устанавливаются в среднее положение.
Канал высоты включается при установке переключателя
МАРШР. — ПОСАД. — ЗАВИС, на рычаге ОШ в поло-
жение МАРШР. или ПОСАД. — ЗАВИС., а в режиме ста-
билизации висения — при включении кнопки ВИСЕНИЕ
на рукоятке ППУ. При нажатии кнопки ОТКЛ. АП на
рукоятке ППУ отключаются все каналы автопилота.
285
§ 3. ХАРАКТЕРИСТИКА ПРИБОРОВ ПКВ-252-1
Прибор командный пилотажный ПКП-77
Прибор ПКП-77 предназначен для индикации прост-
ранственного положения вертолета относительно центра
тяжести и заданной траектории полета в горизонтальной
и вертикальной плоскостях, команд, формируемых вычис-
лителями комплекса, отклонения скорости вертолета от
заданной, малой высоты полета и исправности датчиков.
Прибор имеет тип индикации «вид с вертолета на зем-
лю» и индицирует (рис. 23.2):
Рис. 23.2. Прибор командный пилотажный ПКП-77
— крен в пределах ±90° неподвижным индексом 17
по подвижной шкале 5, вращающейся вместе с линией го-
ризонта, нанесенной на ленте; при вращении шкалы по
ходу часовой стрелки — левый крен, против хода часовой
стрелки — правый;
— тангаж в пределах ±90° по подвижной шкале 3 от-
носительно неподвижного символа 4; при перемещении
шкалы вниз — кабрирование, вверх — пикирование;
— команды по крену и тангажу единым командным
286
индексом 16, перемещающимся в центре прибора; коман-
да по крену — вращением индекса, команда по тангажу —
перемещением индекса вверх-вниз; при выполнении коман-
ды индекс накладывается на боковые грани символа 4;
— - отклонение от глиссады или заданной высоты ин-
дексом 7 по шкале 6;
— отклонение от курсовой зоны или заданной точки
висения индексом 10 по шкале 11;
— малую высоту полета над местностью индексом 10
относительно неподвижного символа 4; при снижении вер-
толета ниже 40 ,м индекс приближается к символу 4,
оценка величины высоты полета ведется без шкалы по
величине расстояния от индекса до символа 4;
— отклонение скорости от заданной индексом 18 по
шкале 15;
— скольжение шариком 12, перемещающимся по
трубке;
— отказ авиагоризонта или каналов крена (тангажа)
прибора появлением бленкера АГ;
— отказ каналов формирования команд по крену и
тангажу появлением бленкеров К и Т соответственно;
— отказ радиовысотомера появлением бленкера РВ.
Заданный угол тапгажа или нулевой тангаж в гори-
зонтальном полете устанавливается кремальерой на ли-
цевой части прибора в пределах ±20°.
Для быстрой проверки исправности прибора имеется
встроенный контроль, включаемый кнопкой ТЕСТ. При
нажатии кнопки указатели прибора должны отклониться
от занимаемого положения:
— указатель крена — на (10±5)° против хода часовой
стрелки;
— указатель тангажа — на (10±5)° вниз;
— указатель команд — на (10±5)° по ходу часовой
стрелки и на (15±5) мм вверх;
— указатель высоты и отклонения от курсовой зоны —
на (10±5) мм вниз и влево.
Бленкеры К, Т и АГ должны появиться на лицевой
части прибора.
При отпускании кнопки все указатели должны возвра-
титься в исходное положение, а бленкеры убраться.
В случае изменения высоты и скорости полета на но-
вом режиме индексы 7 и 18 согласовываются нажатием
кнопки-табло СОГЛАСОВАНИЕ ИНДИКАЦИИ на при-
борной доске.
287
Прибор навигационный плановый ПНП-72-4М
Прибор ПНП-72-4М предназначен для индикации по-
ложения вертолета в горизонтальной плоскости, стран
света и относительно радиоориентиров при полете по
маршруту и заходе на посадку.
Прибор имеет тип индикации «вид с вертолета на зем-
лю» и индицирует (рис. 23.3):
Рис. 23.3. Прибор навигационный плановый ПНП-72-УМ
— текущий курс вертолета на шкале 1 курса против
неподвижного индекса /4;
— заданный курс вертолета индексом 2 заданного
курса по шкале Г,
— заданный путевой угол ЗПУ (заданное направление.
полета ЗИП) стрелкой ЗПУ 3 по шкале 1 и на счетчике
ЗПУ 10;
— угол сноса стрелкой 25 по шкале 26;
— азимут стрелкой 23 по шкале 1;
— курсовой угол радиостанции КУР стрелкой 23 по
шкале 26;
— дальность на трехразрядном счетчике 9 в диапазо-
не от 0 до 999 км;
288
— отклонение вертолета от курсовой зоны или от
траектории в горизонтальной плоскости стрелкой 6 по
шкале 7;
— отклонение вертолета от глиссады или от траекто-
рии в вертикальной плоскости стрелкой 4 по шкале 5;
— отказ датчика и канала текущего курса бленке-
ром КС;
— отказ датчиков курсового и глиссадного радиомая-
ков бленкерами К и Г соответственно.
Погрешность индикации текущего курса, заданного
курса, ЗПУ, угла сноса и КУР (азимута) ± 1°, дальности
+ 1 км в диапазоне от 0 до 25 км и ±3 км в диапазоне
от 25 до 999 км.
Для быстрой проверки исправности прибора имеется,
встроенный контроль, включаемый кнопкой тест-контроля
на лицевой панели прибора. При нажатии кнопки тест-
контроля указатели прибора должны отклониться от за-
нимаемого положения:
— шкала текущего курса — на (20±5)° по ходу ча-
совой стрелки;
— стрелки заданного курса, ЗПУ, азимута и КУР —
на (20±5)° против хода часовой стрелки;
— стрелка угла сноса — па (10:£5)° против хода ча-
совой стрелки.
Показания счетчика дальности должны уменьшиться на
(80 ±5) км.
Бленкер КС должен появиться на лицевой части при-
бора.
При отпускании кнопки все указатели должны возвра-
титься в исходное положение, а бленкер КС — убраться.
В приборах ПКП-77 и ПНП-72-4М имеется встроенный
красно-белый подсвет.
Прочие приборы ПКВ-252-1
Центральный пульт управления (ЦПУ) предназначен
для включения и отключения режимов работы комплекса,
сигнализации о включении и отключении режимов, а так-
же об отказах комплекса.
Блок коммутации (БК) осуществляет:
— коммутацию информационных сигналов по высоте
п скорости отклонения вертолета от заданной траектории
па приборы ПКП-77 и ПНП-72-4М;
— отключение позиционных сигналов крена у, курса ф
п тангажа г;
19 Зак. 3154дсп
289
— формирование захвата глиссады;
— коммутацию сигналов, выдаваемых системой «При-
вод» на приборы ПКП-77 и ПНП-72-4М;
— включение рулевой системы РС-60;
— формирование сигналов при директорном управле-
нии.
Траекторные вычислители (ТВ) ПОИСК ВП-1, ВЫ-
СОТА-ПОСАДКА ВВП2-1, ВИСЕНИЕ — МАРШРУТ
ВВМ1-1, ПОСАДКА — ЗАВИСАНИЕ ВП31-1, ГАШЕНИЕ
КОЛЕБАНИЙ ВГК1-1 обеспечивают работу комплекса во
всех режимах работы.
Вычислитель директорного управления (ВДУ) форми-
рует и выдает на командный индекс прибора ПКП-77 сиг-
налы в соответствии с законами управления.
Указатель параметров висения (УПВ) индицирует
длину выпущенной части троса LT и глубину погруже-
ния йг в воду прибора 10. Принцип действия УПВ осно-
ван на использовании автоматической следящей системы
на синусно-косинусных трансформаторах. В УПВ имеется
автоматический непрерывный контроль. В случае его от-
каза на лицевую панель прибора выпадает флажок. Для
проверки прибора предусмотрен тест-контроль, включае-
мый кнопкой на приборе. При нажатии кнопки шкалы LT
и йг поворачиваются в разные стороны на значение
(45±5) м от первоначального положения, флажки вы-
падают на лицевую панель. Погрешность показаний ука-
зателей ±5 м. Рабочий диапазон 0—170 м.
Малогабаритная гировертикаль (МГВ) предназначена
для определения пространственного положения вертолета
относительно горизонта и выдачи сигналов, пропорцио-
нальных углам крена и тангажа вертолета, в ПКВ, НКВ
и ППС.
Прибор является двухгироскопной платформой с сило-
вой стабилизацией и с коррекцией к вертикали, осуществ-
ляемой от одноосных жидкостных маятников. Малогаба-
ритная гировертикаль включается выключателем МГВ на
верхнем пульте. Кнопка восстановления МГВ расположе-
на там же, сигнальное табло ОТКАЗ МГВ — на прибор-
ной доске.
Время готовности МГВ не более 4 мин. Диапазон уг-
лов работы по крену ±180°, по тангажу ±60°.
Корректор — задатчик высоты (КЗВ) с блоком сигна-
лизации готовности (БСГ) предназначен для выдачи в
ПКВ сигналов, пропорциональных отклонению от задан-
290
ной барометрической высоты полёта в Диапазоне от О ДО
15 км, и выдачи сигнала готовности КЗВ.
Принцип работы КЗВ основан на измерении статиче-
ского давления, изменяющегося по определенному закону
с изменением высоты
Датчик глубины погружения (ДГП) выдает сигнал,
пропорциональный глубине погружения. Установлен в при-
боре 10 и работает в комплекте с указателем УПВ.
Датчик положения троса (ДПТ) предназначен для вы-
дачи в ПКВ сигналов, пропорциональных углам отклоне-
ния кабель-троса прибора 10 и троса устройства внешней
подвески. Датчик выполнен па синусно-косинусных транс-
форматорах. Рабочий диапазон по углу отклонения троса
(15±2)°. Погрешность измерения углов ±1°.
Датчик троса (ДТ) предназначен для выдачи в ПКВ
сигналов, пропорциональных длине выпущенной части ка-
бель-троса и высоте висения.
Датчик представляет собой прибор, построенный на
использовании синусно-косинусных трансформаторов.
§ 4. РЕЖИМЫ РАБОТЫ ПКВ-252-1
Все полеты, как правило, выполняются с включенным
11К.В. ПКВ работает в следующих режимах:
— «Управление п стабилизация»;
— «Маршрут»;
— «Посадка — Зависание»;
— «Стабилизация висения»;
— • «Стабилизация углового положения троса при транс-
портировке груза на внешней подвеске».
Режим «Управление и стабилизация» был рассмотрен
в § 2 настоящей главы.
Режим «Маршрут»
Режим включается при установившемся наборе высоты
установкой переключателя МАРШР. — ПОСАД. — ЗА-
ВИС. на рычаге ОШ в положение МАРШР., на табло
пилотажных команд загорается сигнал МАРШРУТ.
После набора заданной высоты горизонтального по-
лета переключателем Ябар^Дрв на ЦПУ включается ав-
томатическая стабилизация высоты, при этом загорается
соответствующая лампа сигнализации.
Автоматическая стабилизация барометрической высоты
осуществляется по сигналам КЗВ непосредственно кана-
1Т 291
лом высоты автопилота. Если под действием возмущений
вертолет начинает менять высоту полета, управляющий
сигнал с автопилота, воздействуя через рулевую систему,
изменяет общий шаг несущих винтов таким образом, что
вертолет возвращается на заданную высоту.
Автоматическая стабилизация геометрической высоты
осуществляется по сигналам радиовысотомера и ДИСС,
поступающим в траекторный вычислитель ВВП2-1. При
изменении истинной высоты полета сигнал отклонения от
заданной высоты суммируется с сигналом вертикальной
скорости от ДПСС и управляющий сигнал поступает
в рулевую систему, которая изменяет общий шаг несущих
вингов для возвращения вертолета на прежнюю высоту.
Если летчику необходимо изменить высоту полета, он
перемещает рычаг ОШ, нажимая на гашетку, при этом
стабилизация высоты отключается. После вывода верто-
лета на новую высоту летчик отпускает гашетку, авто-
пилот переводится в режим стабилизации повой высоты.
Боковая наводка, доворот вертолета на ЗК, автомати-
ческая стабилизация ЗК и ЛЗП включаются переключа-
телем ЗК—БН на ЦПУ и осуществляются по сигналам
систем «Гребень-1» и «Привод».
Для полета с ЗК сигналы ЗК и текущего курса гр сум-
мируются в приборе ПНП и в виде сигнала Агр=ЗК—гр
через траекторный вычислитель ВВМ1-1 подаются в ка-
налы крена и направления автопилота, обеспечивая коор-
динированный разворот вертолета по курсу. Позиционный
сигнал курса, поступающий в канал направления автопи-
лота с курсовой системы, при стабилизации ЗК обну-
ляется.
Стабилизация ЛЗП включается в условиях наличия
команды «Круг» при выдаче команды «Стабилизация»
или в условиях отсутствия команды «Круг» при выдаче
команды «Управление по AZ». Для стабилизации ЛЗП с
системы «Привод» поступает сигнал бокового отклонения
вертолета от заданной траектории iAZHaB. Управляющий
сигнал подается в канал крена, через который произво-
дится управление по этому сигналу.
Формирование и выдача на прибор ПКП команд ди-
ректорного управления осуществляются вычислителем
ВДУ-252 при включенном на ЦПУ переключателе ДИР.
УПР. на основании информации, получаемой от гировер-
тикали МГВ и вычислителя ВН системы «Привод». От-
клонение по высоте от радиовысотомера и по воздушной
скорости от датчика ДВС подключается на информацион-
292
ные стрелки прибора ПКП при включенном на ЦПУ пе-
реключателе АУДН.
Рис. 23.4. Траектория полета в режиме «Посадка — Зависание»
В установившемся режиме горизонтального полета на
расчетной дальности летчик устанавливает переключатель
МАРШР. — ПОСАД. — ЗАВИС, на рычаге ОШ в положе-
ние ПОСАД. — ЗАВИС, при этом на табло пилотажных
293
команд загорается сигнал ПОС. — ЗАВИС., а стрелка 4
прибора ПНП по сигналам от системы «Привод» плавно
переходит в верхнее положение, показывая, что заданная
глиссада выше. При приближении к глиссаде сигнал от-
клонения уменьшается и стрелка 4 прибора ПНП плавно
приближается к нулевому положению. Когда отклонение
от глиссады станет равным 40 м, начинают мигать кноп-
ка-табло ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ и табло HUJ , предупреж-
дая о приближении к точке захвата глиссады. При про-
ходе вертолета через глиссаду (стрелка ПНП в центре)
летчик нажимает кнопку-табло ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ.
После захвата глиссады отключается автоматическая ста-
билизация высоты, кнопка-табло ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ и
табло |АХ| горят, не мигая, стрелка 8 прибора ПКП ин-
формирует теперь об отклонении от глиссады и в канале
высоты происходит переключение на сигнал отклонения
от глиссады. Дальнейший полет выполняется при удержи-
вании стрелки 8 прибора ПКП в нулевом положении.
Стабилизация посадочной траектории вертолета в верти-
кальной плоскости осуществляется каналом высоты по
управляющим командам вычислителя ВП31-1 на основа-
нии сигналов отклонения от глиссады с системы «При-
вод». ’ ’ ~~~~~
По команде //^215 гаснут кнопка-табло ЗАХВАТ
ГЛИССАДЫ и табло IHM.J. выполняются выравнивание и
переход в горизонтальный полет на высоте 200 м. Стрел-
ка 4 прибора ПНП переходит в верхнее положение и по-
казывает отклонение вертолета относительно второй (по-
садочной) глиссады.
По команде |<s»| («Круг») доворот выполняется коор-
динированно при совместной работе летчика и системы
автоматической стабилизации.
В процессе доворота включается управление по AZ с
индикацией AZ на приборах ПНП и ПКП. По окончании
доворота по команде «Стабилизация» с системы «Привод»
автоматически подключаются подрежимы СПТ (стабили-
зация посадочной траектории), ПТ (программа торможе-
ния) и директор!ное управление режима «Посадка — За-
висание». При полете по прямой подрежимы СПТ, ПТ и
директорное управление подключаются по команде
«Управление по AZ».
После доворота продолжается полет в режиме полу-
автоматического (директорного) управления при совмест-
ной работе с системой автоматической стабилизации, вы-
294
держивая АД, AZ и AV соответственно по стрелкам 8, 6
и 10 прибора ПКП.
Захват второй (посадочной) глиссады производится
автоматически в момент пересечения глиссады (возможен
ручной захват с помощью кнопки ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ),
после чего гаснет табло /7^215 и загорается |.-A2j , Уп-
равляющие сигналы, обеспечивающие стабилизацию вер-
толета на участке посадочной траектории, вырабатыва-
ются вычислителем ВП31-1 па основании информации от
системы «Привод».
По команде [ч | («Выравнивание») табло I—\я.| гас-
нет и производится переход па планирование с малым
углом наклона траектории.
После доворота с системы «Привод» в комплекс ПКВ
поступает сигнал относительной скорости VOTh, который
сравнивается со скоростью, заданной летчиком, Взад. Сиг-
нал AV0TH= VOth—Гзад подается в канал тангаЖа автопи-
лота, обеспечивая стабилизацию скорости относительно
той скорости Гяад, какую вертолет имел в момент вклю-
чения подрежима ПТ.
В то же время в вычислителе ВП31-1 по сигналу оста-
точной дальности полета Дпс.т от системы «Привод» фор-
мируется заданная скорость торможения Глт зад=/(Дост)-
Когда VnT заД= Коти, выдается команда V-*0 («Начало
торможения») и вычислитель ВП31-1 переключается на
формирование управляющего сигнала по отклонению от
Гптзад. Торможение идет от точки начала торможения до
точки, в которой скорость становится равной нулю.
Одновременно на стрелку 10 прибора ПКП с вычис-
лителя ВП31-1 выдается информация об отклонении ско-
рости вертолета от заданной летчиком и об отклонении
от скорости торможения.
Формирование и выдача на прибор ПКП команд ди-
ректорного управления осуществляются вычислителем
ВДУ-252 при включенном на ЦПУ переключателе ДИР.
УПР. на основании информации, получаемой от гировер-
тикали МГВ, вычислителя ВП31-1 и системы «Привод».
Режим «Стабилизация висения»
При продольной составляющей путевой скорости Wx,
выдаваемой ДИСС, не более 15 км/ч необходимость вклю-
чения режима сигнализируется миганием табло ВИСЕ-
НИЕ, что производится по команде, формируемой вычис-
лителем ВП31-1 по сигналам Wx с ДИСС в режиме «По-
садка — Зависание», Переключатель МАРШР, — ПО-
295
САД. — ЗАВИС, на рычаге ОШ из положения ПОСАД. —
ЗАВИС, устанавливается в нейтральное положение, табло
ВИСЕНИЕ гаснет. При нажатии кнопки ВИСЕНИЕ на
ручке ППУ табло ВИСЕНИЕ загорается и горит постоян-
но, сигнализируя о включении режима.
Стабилизация висения в горизонтальной плоскости
осуществляется в каналах крена и тангажа вычислителем
ВВМ1-1, формирующим управляющие сигналы по состав-
ляющим путевой скорости Wx и Wz с ДИСС. Управляю-
щие сигналы с автопилота, воздействуя через рулевые
агрегаты на органы управления, возвращают вертолет в
прежнее положение. Продольно-поперечное смещение от-
носительно заданной точки висения контролируется по
стрелкам 4 и 6 прибора НПН и стрелкам 6 и 10 прибора
пкп.
Стабилизация вертолета в вертикальной плоскости
осуществляется через вычислитель ВВП2-1 аналогично
стабилизации геометрической высоты по сигналам ДИСС
и радиовысотомера в режиме «Маршрут». Высота висе-
ния выдерживается по стрелке 8 прибора ПКП и контро-
лируется по радиовысотомеру.
Для отключения режима нужно вторично нажать кноп-
ку ВИСЕНИЕ.
Стабилизация висения с кабель-тросом производится
по сигналам радиовысотомера и датчика ДПТ или сигна-
лам датчиков ДГП, ДТ и ДПТ. Основным режимом ви-
сения с выпущенным прибором 10 ГАС является режим
висения по радиовысотомеру и датчику ДПТ. В случае
отказа радиовысотомера резервным режимом является
режим висения по датчикам ДГП, ДТ и ДПТ. Режимы
включаются переключателем РВ — ДТП на рычаге ОШ.
При погружении прибора 10 ГАС на глубину 10—12 м
в датчике ДГП срабатывает контактное устройство, с по-
мощью которого стабилизация вертолета от ^ДИСС и ра-
диовысотомера автоматически переключается на стабили-
зацию по сигналам радиовысотомера и датчика ДПТ или
датчиков ДГП, ДТ и ДПТ, на табло пилотажных команд
гаснет сигнал ВИСЕНИЕ и загорается сигнал ПОИСК.
Стабилизация высоты висения с кабель-тросом по сиг-
налам радиовысотомера выполняется через вычислитель
ВВП 1-1, как было указано выше.
В случае стабилизации высоты висения с кабель-тро-
сом по датчикам ДГП и ДТ при отклонении от заданной
высоты висения сигнал —hr с датчика ДТ посту-
пает в вычислитель ВВП1-1, где сравнивается с сигналом
296
заданной высоты //зад, которую вертолет имел в момент
включения режима. Сигнал ЯТ = ЯТ—Наал суммируется
затем с сигналом скорости изменения высоты, получаемым
дифференцированием сигнала Ят. Суммарный управляю-
щий сигнал поступает в канал высоты автопилота и, воз-
действуя через рулевой агрегат на органы управления,
возвращает вертолет на заданную высоту.
Стабилизация вертикальности троса к поверхности
моря осуществляется в каналах крена и тангажа по сиг-
налам ДПТ. Смещение вертолета в боковом или продоль-
ном направлении приведет к отклонению кабель-троса от
вертикального положения и к отклонению рычагов дат-
чика ДПТ. В датчике ДПТ формируются сигналы, про-
порциональные углам отклонения кабель-троса, которые
подаются в вычислитель ВВП1-1. Управляющий сигнал,
воздействуя через рулевой агрегат на органы управления,
возвращает вертолет в прежнее положение.
Контроль заданного режима ведется по стрелкам 4 и 6
приборов НПН (одно деление отклонения стрелки соот-
ветствует 5°), УПВ и радиовысотомеру.
Директорное управление в режиме «Поиск» не рабо-
тает.
Контролируя висение по приборам, летчик может пе-
ребалансировать вертолет, используя кнопку ТРИММЕР
на ручке ППУ, не отключая режим, а высоту висения
изменить рычагом ОШ.
Режим «Стабилизация углового положения троса
при транспортировке груза на внешней подвеске»
После подцепки груза выполняется зависание над гру-
зом, производится предварительный натяг троса и прове-
ряется точность висения над грузом по прибору ПСП-48
ВИСЕНИЕ, на котором индицируется положение грузово-
го троса относительно истинной вертикали. Стабилизация
груза включается переключателем СТАВ. ГРУЗА на ры-
чаге ОШ после отделения груза на высоту 2—3 м. Стаби-
лизация углового положения троса осуществляется по сиг-
налам датчика ДПТ, расположенного на ферме внешней
подвески и выдающего информацию в вычислитель
ВГК1-1 через каналы крена и тангажа автопилота.
Раскачка груза в полете контролируется по стрелке
прибора ПСП-48 ПОЛЕТ, на котором индицируется по-
ложение грузового троса относительно строительной гори-
зонтали вертолета.
297
После опускания и касания груза земли переключа-
тель СТЛБ. ГРУЗА устанавливается в положение ОТКЛ.
Глава 24
МАЛОГАБАРИТНЫЙ БОРТОВОЙ РЕГИСТРАТОР
ПАРАМЕТРОВ «ТЕСТЕР-УЗ»
Назначение
Малогабаритный бортовой регистратор параметров
предназначен для записи в полете и сохранения (в слу-
чае летного происшествия) полетной информации, харак-
теризующей техническое состояние основных систем и
агрегатов вертолета, траекторное движение и положение
его в пространстве, действия экипажа, внешние условия,
время и служебные параметры полета.
Комплект
1. Магнитный накопитель 2Т-3.
2. Блок питания ЗТ.
3. Коммутатор датчиков 4Т.
4. Блок усилителей, записи и самоконтроля 5Т.
5. Блок управления и преобразования 1ТМ.
6. Блок служебных параметров 6Т.
Основные данные
1. Число регистрируемых параметров:
— непрерывных сигналов — 46;
— бинарных сигналов — 29.
2. Запись производится с непрерывным стиранием сиг-
налов, но так, чтобы на магнитной ленте осталась запись
последних 3 ч полета.
3. Погрешность регистрации и воспроизведения непре-
рывных сигналов без учета погрешностей датчиков ±1%.
4. Запись производится на магнитную ленту из желе-
зоникельхромового сплава:
- — количество ленты— 100 м;
— ширина ленты — 25,4 мм;
— толщина ленты — 0,015 мм.
5. Магнитный накопитель помещен в корпус, который
обеспечивает сохранность не менее 95°/о информации при
следующих услориях;
298
— воздействие бензина, керосина, всех гидравлических
и огнегасящих жидкостей в течение 2 ч;
— нахождение в морской воде 5 сут;
— воздействие температуры 1000° С в течение 15 мин;
— воздействие перегрузки до 200 ед.
6. Включение системы осуществляется выключателем
ТЕСТЕР на панели управления спецаппаратурой верхне-
го пульта. Автоматическое включение регистратора осу-
ществляется от концевого выключателя на правой стойке
шасси.
Регистрируемые параметры
Параметры движения:
Л
— скорость полета;
— малая скорость полета (W, Wx, WY, Wz);
— барометрическая высота полета;
— геометрическая высота полета;
— угол курса;
— угол крепа;
— угол тангажа;
— вертикальная перегрузка:
— разовая команда курса;
— разовая команда геометрической высоты полета.
Системы управления:
— дифференциальный шаг винта;
— общий шаг винта;
— циклический шаг винта продольный;
— циклический шаг винта поперечный;
— положение РУД на HP (насос регулятора) левого
двигателя;
— положение РУД на HP правого двигателя;
— положение ручки циклического шага в продольном
управлении;
— положение ручки циклического шага в поперечном
управлении;
— положение ручки общего шага;
—• положение левого стоп-крана;
— положение правого стоп-крана;
— положение педалей,
299
Контроль двигателей:
— обороты ротора турбокомпрессора левого двигателя;
— обороты ротора турбокомпрессора правого двига-
теля;
— обороты несущих винтов;
— температура выходящих газов левого двигателя;
— температура выходящих газов правого двигателя;
— температура масла на выходе левого двигателя;
• — температура масла на выходе правого двигателя;
— давление воздуха за компрессором левого двига-
теля;
— давление воздуха за компрессором правого двига-
теля;
— - давление масла на выходе левого двигателя;
— давление масла на выходе правого двигателя;
— опасный уровень вибрации левого двигателя;
— опасный уровень вибрации правого двигателя;
— давление топлива перед форсунками левого двига-
теля;
— давление топлива перед форсунками правого дви-
гателя.
Контроль редуктора:
— давление масла в редукторе ниже min (1,3 кгс/см2);
— температура масла в редукторе выше шах (100°).
Контроль топливной и противопожар-
ной систем:
— суммарный запас топлива;
— сигнализация ПОЖАРНЫЙ КРАН ЛЕВЫЙ ЗА-
КРЫТ;
— сигнализация ПОЖАРНЫЙ КРАН ПРАВЫЙ
ЗАКРЫТ;
— сигнализация пожара левого двигателя;
— сигнализация пожара правого двигателя;
— сигнализация пожара АИ-9.
Контроль энергосистемы:
— линейное напряжение 200 В, f=400 Гц, I—II фазы;
— линейное напряжение 200 В, /=400 Гц, II—III фазы;
— линейное напряжение 36 В, /=400 Гц, I—II фазы;
— линейное напряжение 36 В, f=400 Гц, II—III фазы;
— напряжение постоянного тока на шинах распреде-
лительного устройства.
Контроль гид роси стем ы:
— давление основной гидросистемы ниже min
(55 кгс/см2);
300
— давление дублирующей гидросистемы ниже min
(55 кгс/см2);
— давление вспомогательной гидросистемы ниже min
(55 кгс/см2);
— давление в тормозной гидросистеме.
Контроль комплекса:
— включение режима «Поиск»;
— выключение автопилота.
Контроль системы сбрасывания:
— тактический сброс;
— положение створок грузолюка;
— переключатель ВЗРЫВ — НЕВЗРЫВ в положении
ВЗРЫВ;
— аварийный сброс;
— включение тросоруба.
Контроль системы противообледенения:
—- сигнализация обледенения;
— включение противообледенительной системы.
Контроль радиосвязи:
— включение кнопки выхода во внешнюю связь Р-863;
— включс|Гне кнопки выхода во внешнюю связь Р-864.
Служебные и а р а м е т р ы:
— дата вылета;
— номер вылета.
Прочие параметр ы:
— самоконтроль реле коммутатора;
— измерение 6,135 В (самоконтроль ПНК);
— измерение 6,4—7 В (самоконтроль ПНК);
— запись текущего времени (с);
— запись текущего времени (мин);
— - запись текущего времени (ч).
Дешифрирование записей «Тестер-УЗ»
Дешифрирование записей производится с помощью
унифицированной системы оперативной дешифровки
«Луч-71М». Система «Луч-71М» обеспечивает:
— списывание запомненной информации и одновремен-
ное воспроизведение с записью на специальную бумагу
с помощью блока графической регистрации;
— перезапись информации на съемную кассету БК-1
с бортового регистратора;
— воспроизведение информации со съемной кассеты
БК-1;
301
- - непосредственное воспроизведение и перезапись ин-
формации с бортового регистратора, демонтированного с
самолета;
— непосредственное воспроизведение и перезапись ин-
формации с магнитной ленты, снятой с самолетного реги-
стратора.
Расшифровка непрерывных параметров
Для оперативной оценки значений параметра и опре-
деления его физической величины в интересуемых точках
или на требуемых отрезках графика применяются шаб-
лоны.
При необходимости получения точного значения физи-
ческой величины параметра определение ее следует вы-
полнять по просечкам на сигналограмме и тарировочному
графику.
Начиная от базовой линии замеряется расстояние до
параметра в условных единицах. Между просечками 5
условных единиц. Далее с помощью тарировочного гра-
фика определяется действительное значение параметра.
Базовая линия определяется наклонными рядами точек,
которые начинаются от базовой линии.
Расшифровка бинарных сигналов (БС)
БС записываются в виде прямых линий или прямых
рядов точек, параллельных базовой линии. Для расшиф-
ровки БС необходимо замерить расстояние от базовой
линии до БС в условных единицах и определить по вели-
чине условных единиц наименование БС. Расшифровку
можно производить с помощью специального шаблона.
Расшифровка времени
Минуты представлены в виде отрезков рядов точек,
расположенных параллельно базовой линии. Начиная с
первой минуты (совпадающей с базовой линией) каждая
последующая минута располагается выше базовой линии
так, что между просечками вмещается 5 мин. Запись
минут со сдвигом вверх осуществляется до 59 мин, затем
запись начинается опять от базовой линии, т. е. с первой
минуты.
Секунды представляются наклонными рядами точек,
начинающихся от базовой линии, между просечками 5 с.
302
На этапе подготовки данных для анализа техники пи-
лотирования летного экипажа необходимо:
— выбрать перечень параметров по этапам, режимам
полета, подлежащих дешифрированию;
— вывести заданные параметры на сигналограмму с
учетом максимального удобства их дешифрирования;
— на каждом этапе полета определить на сигнало-
грамме моменты времени, в которых параметры подлежат
дешифрированию;
— определить физические значения параметров в за-
данные моменты времени.
На этапе анализа и оценки результаты дешифрирова-
ния сравниваются с нормативными величинами и опре-
деляются оценки за каждый элемент техники пилотиро-
вания.
На рис. 24.1* представлена сигналограмма посадки вер-
толета.
На участке 1—2 летчик вывел вертолет из четвертого
разворота, линии записи крена и курса изменяются. Курс
меняется от 101 до 334°.
На участке 2—3 летчик допустил ошибку в пилотиро-
вании, уменьшил скорость до 100 км/ч.
На участке 3 -4 летчик исправляет ошибку, увеличи-
вает скорость, что видно по линиям записи угла тангажа,
общего шага вин га п приборной скорости.
На участке 4 —5 летчик плавным отклонением ручки
на себя и одновременным увеличением общего шага на-
чинает уменьшать поступательную скорость вертолета.
На участке 5—6 происходит зависание вертолета. Ско-
рость равна нулю, высота уменьшается. Момент 6 — при-
земление вертолета.
Участок 6—7 — заруливание на стоянку.
* Рис. 24.1 помещен вклейкой в конце книги.
303
РАЗДЕЛ V
РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Глава 25
РАДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ ВЕРТОЛЕТА
§ 1. АППАРАТУРА ВНУТРЕННЕЙ СВЯЗИ
И КОММУТАЦИИ АВСК (П510 «ЗНАК»)
Назначение
Аппаратура внутренней связи и коммутации предназ-
начена:
— для ведения внутренней телефонной связи между
всеми членами экипажа и техническим персоналом при
проведении работ по техническому обслуживанию верто-
лета;
— для подключения членов экипажа к бортовым ра-
диостанциям в целях ведения внешней телефонной радио-
связи;
— для подключения членов экипажа к бортовым ра-
дионавигационным и специальным радиоустройствам для
прослушивания специальных сигналов;
— для прослушивания членами экипажа нерегулируе-
мых сигналов системы аварийной сигнализации.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— абонентские аппараты БВ-9 (3 шт.). Абонентские
аппараты летчика и штурмана находятся на верхнем
пульте, абонентский аппарат оператора — над пультом
оператора, шп. 5—6;
— согласующие устройства (телефонов) ВГ-1 (3 шт.)
для согласования нагрузки телефонов ЗШ-5 с выходом
телефонного усилителя аппарата БВ-9; ВГ-1 установлены
рядом с абонентскими аппаратами;
304
— согласующее устройство (магнитофона) ВГ-2 рядом
С абонентским аппаратом летчика;
— блок централизованной коммутации МН-10, распо-
ложен в районе ши. 6—7 по правому борту;
' — кнопка СПУ — РАДИО (двухпозпционная: от се-
бя — положение РАДИО, па себя положение СПУ) на
ручке продольно-попсрсчпого управления вертолетом;
— тангеиты СПУ, РАДИО (2 шт.) (левая — СПУ,
правая — РАДИО тина БК-48МВ) па полу кабины штур?
мана, шп. 2;
— тангеиты СПУ, РАДИО (2 шт.) (левая — СПУ, пра-
вая — РАДИО типа БК-48МВ) па полу кабины оператора,
шп. 4—5;
— кнопка КОНТРОЛЬ АВСК (2 шт.) па левой боко-
вой панели верхнего пульта летчика;
— выключатель АВСК—ВЫКЛ. на верхнем пульте;
— усилитель для наземных проверок БВ-10, шп. 4 по
правому борту;
— распределительная коробка РК-150, шп. 4—5 по
правому борту;
— разъем для подключения абонентского аппарата
БВ-23 технического персонала, шп. 4 по правому борту.
Основные данные
1. Аппаратура внутренней связи и коммутации обеспе-
чивает:
— ведение телефонных переговоров. между членами
экипажа в одной сети;
— циркулярную телефонную связь в сети внутренней
связи с принудительным подключением к ней аппаратов
членов экипажа;
— ведение телефонных переговоров членов экипажа с
наземным обслуживающим персоналом;
— избирательную радиосвязь через любую из трех ра-
диостанций;
— прослушивание по выбору сигналов до четырех ра-
дионавигационных устройств и до трех приемников;
— прослушивание нерегулируемых сигналов системы
аварийной сигнализации.
2. Выходное напряжение на паре последовательно сое-
диненных электромагнитных телефонов составляет не
менее 10 В при применении низкоомных телефонов (не
20 Зак. 3154дсп
305
менее 60 В при применении высокоомных телефонов) при
подаче на вход телефонного тракта внутренней связи на-
пряжения 0,25 В частотой 1000 Гц.
3. Выходное напряжение на паре последовательно сое-
диненных электромагнитных телефонов составляет не ме-
нее 10 В при применении низкоомных телефонов (и не
менее 60 В при применении высокоомных телефонов) при
подаче на вход телефонного тракта внешней связи напря-
жения 10 В частотой 1000 Гц.
4. Диапазон регулировки сигнала в сетях внутренней
и внешней связи — не менее 14 дБ.
5. Питание АВСК осуществляется от сети постоянного
тока 27 В.
6. Аппаратура сохраняет работоспособность при коле-
бании напряжения питания в пределах от 18 до 31 В.
7. Потребляемая мощность — не более 75 Вт.
8. Время готовности к работе после включения — не
более 3 с.
9. Время непрерывной работы — 48 ч.
Принцип действия
В отличие от существующих в настоящее время само-
летных переговорных устройств типа СПУ-7, СПУ-8ит. д.,
в которых подключение телефонов и ларингофонов про-
изводится в абонентских аппаратах, аппаратура внутрен-
ней связи и коммутации относится к устройствам, где ана-
логичные переключения осуществляются в блоке центра-
лизованной коммутации МН-10. Блок МН-10 обеспечивает
автоматическое соединение абонентов между собой, а так-
же подключение необходимых радиосредств к абонентам
по управляющим командам (зависящим от вида, направ-
ления связи и выбранного радиоустройства), вырабаты-
ваемым в абонентских аппаратах.
Для обеспечения высокой надежности аппаратуры
внутренней связи и коммутации применено резервирова-
ние тракта речевого сигнала методом дополнения основ-
ных цепей. Сущность метода дополнения состоит в том,
что каждый тракт речевого сигнала образуется из двух
идентичных плеч, каждое из которых выполнено по несим-
метричной схеме. При совместном включении таких плеч
образуется симметричная двухпроводная цепь. Упрощенная
структурная схема двухпроводной цепи изображена на
рис. 25.1. Каждое плечо речевого тракта аппаратуры
внутренней связи и коммутации питается от своего вто-
306
р 1Л кого Источника пйтайиЯ, а нормально замкнутые кноп-
ки КОНТРОЛЬ ЛВСК служат для разрыва цепи пита-
ния соответствующего вторичного источника питания и
используются для проверки работоспособности аппара-
туры.
Рис. 25.1. Структурная схема ЛВСК
Если проверяемая аппаратура полностью исправна, то
при нажатии любой из кнопок КОНТРОЛЬ АВСК гром-
кость прослушиваемого сигнала уменьшается примерно
вдвое. Если при нажатии, например, кнопки Кн1 КОНТ-
РОЛЬ АВСК громкость прослушиваемого сигнала остает-
ся неизменной, это свидетельствует о неисправности от-
ключенного плеча тракта. В этом случае при последую-
щем нажатии кнопки Кн2 КОНТРОЛЬ АВСК сигнал не
прослушивается совсем. Таким образом, при выходе из
строя одного плеча обеспечивается работоспособность ап-
паратуры внутренней связи и коммутации, но с понижен-
ной громкостью.
Связь с бортовым оборудованием
Питание аппаратуры внутренней связи и коммутации
постоянным током +27 В производится от шины распре-
делительного устройства РУ-6 через предохранители ПМ-5
(2 шт.) и сдвоенный выключатель АВСК — ВЫКЛ.
(2ВГ-15к-2с). Для увеличения надежности питания АВСК
электромонтажная схема от распределительного устройст-
20'»
307
ha РУ-6 до блока МН-10 и распределительной коробки
РК-150 ведется двумя симметричными цепями.
Телефонные и ларингофонные цепи членов экипажа,
входные и выходные цепи радиостанций Р-863, Р-864, вы-
ходные цепи радиокомпаса АРК-19, аппаратуры А-100 и
ОГАС подключаются непосредственно к блоку централи-
зованной коммутации МН-10, а в зависимости от поло-
жения переключателей на абонентском аппарате происхо-
дит подключение телефонов и ларингофонов абонента к
выбранному радиоустройству.
Органу управления и индикации
На верхнем пульте установлены:
— сдвоенный выключатель АВСК—ВЫКЛ., с помощью
которого подастся напряжение питания (+27 В ±10) %;
— две кнопки КОНТРОЛЬ АВСК.
Нормально замкнутые кнопки КОНТРОЛЬ АВСК слу-
жат для разрыва цепи питания вторичного источника и
используются при проверках работоспособности аппарату-
ры. Отключение одного из источников вызывает уменьше-
ние громкости сигнала в телефонах в два раза.
На абонентском аппарате установлены (рис. 25.2):
— переключатель ВС—РС-1— РС-2 — РС-3— ОТКЛ.,
предназначенный для выбора вида связи: внешней или
внутренней; при выборе внешней связи одновременно под-
ключается радиостанция, через которую осуществляется
связь (направление). Переключатель обеспечивает:
в положении ВС (внутренняя связь) ведение внутрен-
ней связи с максимальной громкостью с одновременным
прослушиванием с пониженной громкостью сигналов внеш-
ней связи;
в положении РС-1 ведение внешней связи через радио-
станцию Р-863 с максимальной громкостью с одновремен-
ным прослушиванием с пониженной громкостью сигналов
внутренней связи, радионавигационных и специальных ра-
диоустройств;
в положении РС-2 ведение внешней связи через радио-
станцию Р-864 с максимальной громкостью с одновремен-
ным прослушиванием с пониженной громкостью сигналов
внутренней связи, радионавигационных и специальных
радиоустройств (положение РС-3 на вертолете не задей-
ствовано) ;
в положении ОТКЛ., прослушивание только сигналов
внешней связи при отключении сигналов внутренней связи;
308
Контроль АВСК
Рис. 25.2. Абонентский аппарат БВ-9. Кнопки контро-
ля АВСК
— регуляторы громкости ВС и РАД, предназначенные
для раздельной регулировки громкости сигналов внутрен-
ней и внешней связи;
— выключатель РНУ-1 для включения прослушивания
сигналов от радиокомпаса АРК-19;
— выключатель РНУ-2 для включения прослушивания
сигналов от аппаратуры А-100;
— выключатель РНУ-4 для включения прослушивания
сигналов от аппаратуры ОГАС;
309
— выключатель РНУ-3 на вертолете не задействован;
— выключатель РС-1 для включения прослушивания
от радиостанции Р-863;
— выключатель РС-2 для включения прослушивания
от радиостанции Р-864;
— выключ'атель РС-3 на вертолете не задействован;
— кнопка ЦВ для циркулярного вызова голосом лю-
бого члена экипажа независимо от положения органов
управления на абонентских аппаратах.
§ 2. РАДИОСТАНЦИЯ Р-863
Назначение
МВ-ДМВ— радиостанция Р-863 предназначена для
двусторонней командно-стартовой связи в пределах пря-
мой видимости с самолетными, корабельными и наземны-
ми радиостанциями.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— приемопередатчик, включающий в себя приемник-
возбудитель (блок 1), передатчик (блок 2), амортизацион-
ную раму (блок 4), в хвостовой балке в районе шп. 16—17;
— запоминающее устройство (блок 19) на централь-
ном пульте;
— антенна на правом борту нижней части фюзеляжа
в районе шп. 4—5;
— автомат защиты (типа АЗРГК-Ю-2с) УКВ — ВЫКЛ.
на верхнем пульте;
— выключатель (типа ВГ-15к-2с) УКВ—ВЫКЛ. на
верхнем пульте;
— выключатель (типа ППГ-15к-2с) ПШ УКВ—ВЫКЛ.
на верхнем пульте;
— выключатель (типа ППГ-15к-2с) АВАР. ПРИЕМ
УКВ—ВЫКЛ. на пульте оператора;
— табло АВАР.— ПРИЕМ на пульте оператора.
Основные данные
1. Диапазон частот:
МВ — 100—149, 975 МГц;
ДМВ — 220—399, 975 МГц.
2. Разнос частот между соседними каналами — 25 кГц.
3. Общее число каналов связи —9200,
310
4. Число настроенных каналов связи — 20.
5. Нестабильность частоты радиостанции через 15 мин
после включения — ±1200 Гц.
6. Мощность передатчика:
в диапазоне МВ — 10 Вт;
в диапазоне ДМВ — 7 Вт.
7. Вид модуляции — AM.
8. Чувствительность приемника — 3 мкВ.
9. Промежуточные частоты приемника:
в диапазоне МВ — 25 и 1,6 МГц;
в диапазоне ДМВ — 45, 25 и 1,5 МГц.
10. Частота настройки аварийного приемника —
121,5 МГц.
11. Чувствительность аварийного приемника — 3 мкВ.
12. Потребляемая мощность от бортсети +25 В:
в режиме «Прием» 50 Вт;
в режиме «Передача» 200 Вт.
13. Время готовности к работе после включения пи-
тания:
с пониженной стабильностью — 5 мин;
с повышенной стабильностью— 15 мин.
14. Время перехода с канала на канал — 1,5 с.
15. Цикл работы радиостанции:
1 мин — передача;
5 мин — прием.
16. Максимальная длительность работы в режиме «Пе-
редача»— не более 20 мин.
17. Масса станции без кабелей и фидеров— 15 кг.
Связь с бортовым оборудованием
Питание радиостанции напряжением +27 В осущест-
вляется от аккумуляторной шины верхнего пульта через
автомат защиты УКВ—ВЫКЛ- и выключатель УКВ—
выкл.
Связь радиостанции с телефонами и ларингофонами, а
также запуск на передачу от тангент и кнопки РАДИО
осуществляются через аппаратуру внутренней связи и
коммутации.
Органы управления и индикации
На запоминающем устройстве установлен переключа-
тель КАНАЛ (рис. 25.3, 25.4), предназначенный для вклю-
чения требуемого канала связи.
311
ЗАПОМИНАЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО
Рис. 25.3. Органы управления и индикации ра-
диостанции Р-863
Автомат защиты УКВ—ВЫКЛ. и выключатель УКВ—
ВЫКЛ. служат для подачи питания напряжением +27 В
на радиостанцию.
Выключатель подавителя шумов ПШ УКВ—ВЫКЛ.
служит для включения и выключения подавителя шумов.
При включении подавителя шумов и при отношении сиг-
нала к шуму, большем, чем 2:3, подавитель шумов вклю-
чает УНЧ.
Табло АВАР. ПРИЕМ загорается при приеме сигналов
аварийным приемником.
Выключатель АВАР. ПРИЕМ УКВ—ВЫКЛ. служит
для включения и выключения прослушивания сигналов
аварийного канала.
На передней панели приемника-возбудителя установ-
лен переключатель УЗК-—ШИР., предназначенный для
переключения полосы пропускания приемника. При р.абр-
312
те с радиостанциями старого парка используется широкая
полоса пропускания приемника.
Рис. 25.4. Органы включения радиооборудования
на вертолете. Пульты управления радиостанцией
Р-864 и магнитофоном МС-61Б
§ 3. РАДИОСТАНЦИЯ Р-864
Назначение
Приемопередающая коротковолновая однополосная ра-
диостанция Р-864 предназначена для ведения двусторон-
ней телефонной связи с аналогичными радиостанциями,
расположенными на земле, кораблях и летательных ап-
паратах.
313
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— приемовозбудитель (блок-Б1-ЖЛ) с блоком управ-
ления (Б14А-ЖЛ) на амортизационной раме в зоне
шп. 13—14;
— усилитель мощности с антенным согласующим уст-
ройством (блок Б5-ЖЛ) в зоне шп. 18—19;
— пульт управления (блок Б7Б2К-ЖЛ) на верхнем
пульте;
— ’ антенна тросовая (натянута между фюзеляжем и
стабилизаторами);
— предохранители ПМ-2 и ПМ-25 в ЦРУ-4;
— выключатель ВГ-15к-2с (КВ) на панели радиообо-
рудования верхнего пульта.
Основные данные
1. Дальность связи — до 1000 км.
2. Диапазон рабочих частот от 2000 до 17 999 кГц с
дискретностью 1 кГц.
_— 3. Время готовности радиостанции к работе:
— с пониженной стабильностью частоты в телеграфном
виде работы AM — через 2 мин после включения питания;
— с номинальной стабильностью частоты в телефонном
виде работы ОМ—через 15 мин после включения питания.
4. Время непрерывной работы радиостанции по циклу:
1 мин — передача, 3 мин — прием в течение 4 ч и в те-
чение последующих 12 ч— в режиме «Прием».
5. Время непрерывной работы радиостанции на земле
без обдува по циклу: 1 мин — передача, 3 мин — прием в
течение 15 мин (при окружающей температуре +60°С).
6. Радиостанция обеспечивает следующие виды работы:
— телефонную работу при амплитудной модуляции
(AM);
— телефонную работу на одной верхней боковой поло-
се частот (ОМ).
у/ 7. Чувствительность приемника:
— в телефонном виде работы AM— 10 мкВ;
— в телефонном виде работы ОМ — 5 мкВ.
v 8. Мощность передатчика:
— на участках диапазона 2—4 мГц и 12—18 мГц-
50 Вт; ( </
— на остальных участках диапазона— 100 Вт."
9. Число фиксированных частот, заранее настраивае-
мых на земле,—10.
314
10. Время автоматической перестройки с одной частоты
на другую — 5 с.
11. Время перехода с приема на передачу и наоборот—
0,5 с.
12. Рабочий диапазон внешних температур — от +60
до —60° С.
13. Масса радиостанции — 24 кг.
Связь с бортовым оборудованием
Питание радиостанции осуществляется от ЦРУ-4 нап-
ряжением 27 В.
Для выхода па внешнюю связь необходимо па абонент-
ском аппарате АВСК галетный переключатель поставить
в положение РС-2.
Для прослушивания радиостанции необходимо вклю-
чить выключатель РС-2 на абонентском аппарате ЛВСК.
Блок Б5-ЖЛ имеет жидкостно-испарительную система
охлаждения.
Блоки Б1-ЖЛ и Б14-ЖЛ охлаждаются от воздушной
системы кондиционирования вертолета.
Органы управления и индикации (рис. 25.4)
На пульте управления расположены:
1. Переключатель каналов, служит для выбора одного
из 10 заранее настроенных каналов.
2. Выключатель-регулятор ПШ, служит для включения
(выключения) шумоподавителя и установки порога сра-
батывания.
3. Переключатель AM—ОМ, служит для установки со-
ответствующего вида работы радиостанции.
4. Ручка ГРОМК., служит для регулировки громкости
сигнала в телефонах как в режиме приема, так и в режи-
ме передачи.
5. Лампа НАСТР., служит для сигнализации работы
станции в режиме настройки. Лампа загорается при пере-
ключении каналов и гаснет после окончания режима на-
стройки.
6. Кнопка КОНТРОЛЬ, служит для включения встро-
енной системы контроля, обеспечивающей проверку рабо-
тоспособности станции.
7. Лампа КОНТРОЛЬ, служит для индикации работо-
способности приемника и передатчика. Если при нажатой
кнопке КОНТРОЛЬ горит лампа КОНТРОЛЬ и в телефо-
315
нах прослушиваются шумы, то это признак исправной
работы приемника.
Если при нажатой кнопке КОНТРОЛЬ и нажатой тан-
геите горит лампа КОНТРОЛЬ и слышен тон 2000 Гц —
это признак исправной работы передатчика.
§ 4. САМОЛЕТНЫЙ МАГНИТОФОН МС-61Б
Назначение
Предназначен для записи всей информации, поступаю-
щей по каналам внутренней и внешней связи с телефона
летчика или оператора.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— аппарат записи в районе шп. 4—5 хвостовой балки;
• — пульт управления на пульте оператора;
— переключатель ЗАПИСЬ МАГНИТОФОН. ЛЕТ-
ЧИК—ОПЕРАТОР на верхнем пульте;
— предохранитель ПМ-5 в РУ-6.
Основные данные
Длительность непрерывной записи — не менее 5,5 ч.
Диапазон частот записи — от 300 до 3000 Гц.
Линейная скорость движения звуконосителя — от 145
до 195 мм/с.
Питание осуществляется от сети постоянного тока
+27 В +10%.
Потребляемая мощность — не более 20 Вт.
Масса магнитофона — не более 4 кг.
Запись производится на проволоку ЭИ-708А диаметром
0,05 мм с автоматическим стиранием предыдущей записи.
Связь с бортовым оборудованием
Питание магнитофона осуществляется от бортсети по-
стоянного тока +27 В с распределительного устройства
РУ-6, цепь питания защищена предохранителем ПМ-5.
Подключение МС-61 к абонентскому аппарату летчика
или оператора осуществляется установкой переключателя
ЗАПИСЬ МАГНИТОФОН, в положение ЛЕТЧИК или
ОПЕРАТОР.
Сигналы на МС-61 для записи с выходов радиостанций
Р-863 и Р-864, радиокомпасов АРК-19, А-100 п ГАС
«Рось-В» поступают через согласующее устройство ВГ-2.
316
Органы управления и индикации
На пульте управления МС-61 (рис. 25.4) расположены:
— выключатель ВКЛ.—ВЫКЛ. для включения пита-
ния;
— переключатель АВТОПУСК—НЕПРЕРЫВНАЯ РА-
БОТА. В положении ЛВТОПУСК магнитофон включается
на запись автоматически при произнесении первых звуков
речи и по окончании речи через 5—25 с выключается; в
положении НЕПРЕРЫВНАЯ РАБОТА запись ведется не-
прерывно;
— зеленая лампа ЗАПИСЬ, которая горит при включе-
нии магнитофона в режим ЗАПИСЬ;
— переключатель СНУ—ЛАР., который устанавлива-
ет необходимый режим работы. В положении СПУ ведет-
ся запись всех сигналов, поступающих на абонентские ап-
параты летчика или оператора. В положении ЛАР. ведет-
ся автономная запись с ларингофонов летчика или опера-
тора.
Исходное положение органов управления:
1. Выключатель ВКЛ.—ВЫКЛ.— в положении ВКЛ.
2. Переключатель АВТОПУСК- НЕПРЕРЫВНАЯ РА-
БОТА—в положении НЕПРЕРЫВНАЯ РАБОТА.
3. Переключатель СПУ—ЛАР.—в положении СПУ.
§ 5. АВАРИЙНЫЙ РАДИОБУЙ «Призыв-М»
Назначение
Аварийный радиобуй «Призыв-М» предназначен для ра-
диомаркировки места аварии объекта на море и обеспече-
ния привода поисково-спасательного летательного аппара-
та, оборудованного УКВ-ДЦВ радиокомпасом АРК-УД, к
месту аварийного приводнения объекта.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— радиобуй в коке хвостовой балки;
— датчики наличия воды (3 шт.) на задней стороне
ши. 4 (ниже пола), на передней стороне шп. 16 (выше по-
ла), на обшивке фюзеляжа в концевом отсеке мотогон-
долы;
пороговый датчик перегрузок на задней стороне
шп. 16;
317
— яульт уйрайлеййя сбрасыванием радиобуя и контро-
ля цепей радиобуя «Призыв-М» на пульте оператора;
— автомат защиты сети АЗСГк-10-2с в РУ-9.
Основные данные
Рабочие частоты радиобуя— 121,5 и 243 МГц.
Дальность пеленгования при высоте полета 2000 м и
волнении моря 3 балла — не менее 50 км.
Время непрерывной работы в режиме излучения — 24 ч.
Ударная перегрузка срабатывания датчика ударных пе-
регрузок — 30.
Максимальная глубина погружения объекта, при кото-
рой обеспечиваются автоматическое отделение и выход ра-
диобуя за обводы объекта,— 3 м.
Глубина погружения объекта, при которой происходит
расстыковка фала,— 100 м.
Вероятность безотказной работы — 0,9.
Высота сброса при скорости полета до 250 км/ч — не
более 50 м.
Излучаемая мощность — не менее 0,25 Вт.
Плавучесть радиобуя — не менее 10 сут.
Масса радиобуя — 7,3 кг.
Время срабатывания датчика наличия воды после по-
гружения в воду — не более 0,3 с.
Принцип действия
Радиобуй может быть сброшен в следующих случаях:
— при срабатывании датчика перегрузок от ударной
перегрузки более 30;
— при срабатывании датчика наличия воды в случае
попадания воды в места установки датчиков;
— при нажатии кнопки СБРОС.
После отделения радиобуя от объектов начинает рабо-
тать его передатчик. При погружении объекта радиобуй
остается на плаву и на глубине более 100 м происходит
отделение фала, соединяющего объект с радиобуем.
Связь с бортовым оборудованием
Напряжение питания +27 В «Призыв-М» подается с
РУ-9 через АЗСГк-10-2с. Напряжение питания подается на
пиропатрон сброса буя в следующих случаях:
— при нажатии кнопки СБРОС;
318
— При срабатываний датчика ПербгруВбк;
— при срабатывании одного из трех датчиков наличия
воды.
Органы управления и индикации
На пульте управления
роля цепей комплекса
(рис. 25.5):
сбрасывания радиобуя и конт-
«Призыв-М» расположены
Рис. 25.5. Пульт управления сбрасыванием и контроля цепей радио-
буя «Призыв-М»
переключатель РАБОТА—КОНТРОЛЬ под датчиком.
В положении переключателя РАБОТА подается питание
на цепи сброса радиобуя. В положении КОНТРОЛЬ по-
дается питание на переключатель КОНТРОЛЬ;
кнопка СБРОС, служит для замыкания цепи сброса
(питание пиропатрона) радиобуя;
лампа КОНТРОЛЬ, сигнализирует о подаче питания на
контролируемые цепи;
переключатель КОНТРОЛЬ, служит для подключения
лампы КОНТРОЛЬ (для контроля подводимого напряже-
ния) к следующим устройствам: пиродетектору; цепи сбро-
са буя; датчикам наличия воды 1, 2, 3; инерционному за-
мыкателю.
319
Г л а в a 26
РАДИОНАВИГАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
ВЕРТОЛЕТА. НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС
НКВ-252
§ 1. «ПРИВОД-СВ —БОРТ»
Назначение
Вертолетное оборудование «Привод-СВ — Борт» явля-
ется бортовой частью радиотехнической системы ближней
навигации РСБН.
В состав РСБН входят:
— вертолетное оборудование «Привод-СВ — Борт»;
— наземные навигационные маяки РСБН-2Н,
РСБН-4Н;
— наземные посадочные маяки ПРМГ-4, ПРМГ-5;
— радиомаяки корабельные (РМК) «Привод-В»,
«Привод-СВ».
Вертолетное оборудование работает с наземными или
корабельными навигационными маяками в режиме «На-
вигация», а с наземными посадочными маяками — в режи-
ме «Посадка».
В режиме «Навигация» аппаратура «Привод-СВ —
Борт» обеспечивает:
— измерение дальности и азимута относительно радио-
маяков РСБН или РМК;
— выполнение полета по прямолинейному маршруту,
проходящему через точку расположения радиомаяков
РСБН или РМК (полет на радиомаяк или полет от ра-
диомаяка);
— индивидуальное опознавание;
— обмен информацией по линиям связи ЗЕМЛЯ—
БОРТ, БОРТ—ЗЕМЛЯ и БОРТ—БОРТ.
В режиме «Посадка» аппаратура «Привод-СВ —
БОРТ» обеспечивает определение текущего положения
вертолета относительно курса посадки, глиссады снижения
и измерение дальности до торца полосы.
Аппаратура «Привод-СВ—Борт», взаимодействуя с
навигационными устройствами «Гребень-1», ДВС, УВИД,
ДИСС-32, А-036, решает следующие задачи:
— определение дальности и азимута относительно ра-
диомаяка;
— счисление пройденного пути в географической сис-
теме координат;
320
— полет по заданному маршруту;
"v — выводы [вертолета в точку, заданную экипажем;
( — привод в зону действия посадочных средств;
— заход -на посадку по радиомаякам аэродрома;
— вывод в точку, заданную изделием «Осьминог»;
— перелет из одной точки висения в другую;
— возврат в точку, заданную при пролете;
— передачу информации из одной системы «Осьминог»
в другую;
— коррекцию счисленных координат по радиомаяку
или по радиолокационному ориентиру;
— обмен информацией и индивидуальное опознавание
по линиям связи ЗЕМЛЯ—БОРТ, БОРТ—ЗЕМЛЯ и
БОРТ—БОРТ.
Состав и размещение
В состав аппаратуры «Привод-СВ—Борт» (рис. 26.1)
входят:
Рис. 26.1. Состав аппаратуры «Привод-СВ — Борт»
антенно-фидерная система (АФС) «Поток-П»;
подсистемы «Радикал-Н», «ВН-Привод» и «АПД-
11|н|иод»;
блоки связи и управления.
'1 з,тк 3154дсп
321
Антенно-фидерная система «Поток-П» включает четыре
антенны, распределительное устройство и уголковый от-
ражатель.
Передняя антенна и уголковый отражатель расположе-
ны снаружи на носовом обтекателе. Задняя антепна рас-
положена на хвостовом коке.
Боковые антенны установлены слева и справа между
шп. 8 и 8а.
Распределительное устройство расположено под полом
грузовой кабины на этажерке оборудования шп. 4а и 4.
Подсистема «Радикал-Н» включает моноблоки № I и
2, блок БОАС, пульты ПВКН и ЗГГУ.
Моноблок № 1 включает раму амортизационную, пе-
редатчик. СЗДР, усилитель мощности УМ.
Моноблок № 2 включает раму амортизационную, при-
емник АДНР и блок измерения (БИ).
Моноблоки № I, 2 и блок БОАС размещены в грузоот-
секе на левой этажерке шпДа;-^
Пульт выбора каналор ПВКН установлен па пульте
второго штуТШана;
Пульт ЗПУ установлен на центральном пульте летчи-
ка. Подсистема «АПД-Привод» включает моноблок № 3,
состоящий из рамы амортизационной, приемника МСН,
блока ввода и кодирования (БВК-03), блока вывода и де-
кодирования (БДКВ-03), блока преобразования посадоч-
ных сигналов (БППС) и пульта выбора каналов
(ПВКМ).
Моноблок № 3 установлен в носовой части фюзеляжа
шп. 1—2.
Пульт ПВДМ установлен на пульте второго штурмана.
Подсистема «ВН-Привод» включает моноблок № 5,- сос-
тоящий из рамы амортизационной, устройства ввода-выво-
да (УВВ), цифрового вычислительного устройства (ЦВУ),
блока питания (БП).
Блоки связи и управления состоят из моноблока № 4,
блока связи с табло (БСТ), пульта вывода и управления
(ПВУ).
Моноблок № 4 включает раму амортизационную, блок
связи и управления (БСУ), блок коммутации (БК).
Моноблоки № 4 и 5 размещены под полом грузовой
кабины на этажерке оборудования шп. 4 и 4а.
Блок связи с табло (БСТ) установлен в носовой части
фюзеляжа, шп. 1. .lW11
Дополнительно на вертолете установлены:
— АЗРГК-10 «Привод» — на верхней панели АЗС;
322
Выключатель ВГ-15К «Привод» — на нижней пане-
ли АЗС и выключателей;
— предохранитель ПМ-2 — в цепи питания 115 В
400 Гц аварийной шины С распределительного устройства
РУ-11;
— предохранитель ПМ-2 (2 шт.) —в цепи питания 36 В
400 Гц аварийных шин А и С распределительного устрой-
ства РУ-11;
— предохранители ПМ-7,5 (3 шт.) — в цепи питания
+ 27 В неаварийпой шипы постоянного тока ЦРУ-4;
— переключатель ПРИВОД—РД2—РКД — на нижней
половине средней панели;
— кнопка ОПОЗНАВАНИЕ — па пульте оператора.
Основные данные
1. Дальность действия в режиме «Навигация» (табл.
26.1):
Таблица 26.1
Высота полета, м РМК «Прнпод-СВ» PM PCBII-2H, 4Н
25 До 55 км —
100 До 75 км —
250 90—100 км До 90 км
1000 100—120 км НО—140 км
3000 160—200 км 200—220 км
2. Дальность действия в режиме «Посадка» (табл. 26.2):
Таблица 26.2
Высота по- лета, м КР М-4 ГРМ-4 РД-4
300 20 км 18 км 20 км
1000 80 км 20 км 45 км
323
3. Погрешность в измерении дальности до радиомая-
ка— 200 М ±0,03% Дтек.
4. Погрешность в измерении азимута:
0,25° по РМ РСБН-2Н, 4Н;
1° по РМК «Привод-СВ».
5. Количество рабочих каналов:
40 — при работе с РМ РСБН-2Н;
88 —при работе с РМ РСБН-4Н;
176 — при работе с РМК «Привод»;
40 —при работе с ПРМГ-4 или ПРМГ-5.
6. Частоты работы передатчика СЗДР 726 — 812,8 МГц.
7. Частоты работы приемника ЛДПР 873,6—1000,5 МГц.
Принцип действия
Подсистема «Радикал-Н»
Аппаратура «Радикал-Н» предназначена для работы с
радиомаяками наземного или корабельного типа (рис.
26.2):
— РСБН-2Н, РСБН-4Н, РСБН-6Н, «Поле-М», УДАРМ,
ПРМГ-4, ПРМГ-5;
— «Привод-СВ», «Привод-В».
Подсистема «Радикал-Н» решает следующие задачи:
— непрерывное определение места вертолета измере-
нием азимута и дальности относительно радиомаяка;
— определение места вертолета по отношению к тра-
ектории посадки при посадке по наземному радиомаяку
ПРМГ-4 или ПРМГ-5;
— передачу и прием данных по линиям телекодовой
связи вертолет — корабль, корабль — вертолет;
— индивидуальное определение (опознавание) верто-
лета работающим радиомаяком.
Измерение дальности до РМ производится по принципу
«запрос — ответ». Дальность до РМ определяется временем
распространения запросного сигнала с вертолета на зем-
лю и ответного от радиомаяка на вертолет. Измерение ази-
мута осуществляется измерением временного интервала
между импульсом северного совпадения и моментом об-
лучения вертолета направленным лучом маяка. Импульс
северного совпадения формируется наземным (корабель-
ным) радиомаяком в момент прохождения направленным
лучом маяка направления на север.
Определение места вертолета по отношению к траекто-
рии посадки осуществляется определением положения вер-
толета по равносигнальному направлению диаграммы на-
правленности посадочных радиомаяков. Индикация осу-
324
ществляется по планкам положения приборов ПНП и ПКП.
Готовность к работе посадочного тракта аппаратуры
«Радикал-Н» проверяется по убранным шторкам ГОТОВ-
НОСТЬ ДАЛЬНОСТИ, КУРС, ГЛИССАДА.
Подсистема «АПД -Привод»
Аппаратура «АПД-Прпиод» обеспечивает двустороннюю
тслекодовую связь по линиям земля — борт (3—Б), борт—•
земля (Б—3), борт — борт (Б—Б).
Канал телекодовой связи работает только с оборудо-
ванием «Привод-СВ», «Прнвод-В», «Прпвод-СВ — Борт».
Прием и передача телекодовой информации осуществля-
ются в виде информационных посылок (ИП). Длитель-
ность одной посылки 2,4 мс. В течение одной посылки пе-
редаются координаты корабля, разовые команды,(Коорди-
наты вертолета, координаты цели и другая информация.
В режиме «Навигация» работает капал связи 3—Б или
Б—3. В режиме «МСС» (мсжсамолетпая связь) работает
канал связи Б—Б. В режиме «Посадка» но радиолокатору
работает капал связи 3—Б. Выбор частоты связи осуще-
ствляется с пульта I1BKII (в режиме «Навигация») или
с пульта ПВКМ (в режимах «МСС» и «Посадка» по ра-
диолокатору) .
По линиям земля — борт передается навигационная или
посадочная информация в зависимости от режима работы
аппаратуры «Привод-СВ—Борт». В составе навигационной
информации передаются параметры движения корабля,
местонахождение корабля, разовые команды и информа-
ция целеуказания.
В составе посадочной информации передаются положе-
ние вертолета относительно равносигнального направле-
ния, дальность до корабля, относительная скорость сбли-
жения, разовые команды. С вертолета на корабль^переда-
ютей4 остаток горючего, высота полета, целеуказания, ра-
зовые команды. Два взаимодействующих борта могут пе-
редавать друг другу7целеуказания и разовые команды, а
также информацию, видимую на экране аппаратуры «Ось-
миног».
Принятые антенно-фидерной системой сигналы посту-
пают в приемник АДПР или МСН, затем декодируются
блоком БДКВ и выдаются в вычислитель «ВН-Привод»,
на пульт ПВУ, табло ТС-1, в приборы ПНП и ПКП, ин-
дикатор ИДС-1, на траекторные вычислители комплекса
ПКВ или в «Осьминог».
325
Рис. 26.2, Построение
Передаваемая информационная посылка с вычислителя
«ВН-Привод», с пульта ПВУ или с аппаратуры «Осьми-
ног» кодируется блоком БВК и через передатчик СЗДР
передается в эфир.
Подсистема «АПД-Привод» через каждые 0 с автома-
тически контролирует свою работу. Для этого блок БСУ
каждые 9 с формирует контрольную информационную по-
326
измерен-
QjHMyia
системы РСБН
сылку. При правильном ее кодировании и декодировании
табло ОТКАЗ МСС на ТС-1 не должно загораться.
Приемники ЛДПР и МСН каждые 5 с.автоматически
контролируют свою работу, увеличивая чувствительность
до появления «белого шума», в котором присутствуют раз-
нообразные сигналы. Наличие всех сигналов на выходах
327
приемника является признаком их исправности, а табло
ОТКАЗ ПРМ на ТС-1 не должно гореть.
Подсистема «BI I -привод»
Подсистема «ВН-Привод» является центральным элект-
ронно-вычислительным устройством системы «Привод-СВ —
Борт». Подсистема выполнена в виде одного моноблока,
включающего устройство ввода-вывода (УВВ), цифровое
вычислительное устройство (ЦВУ) и блок питания (БП).
Устройство ввода-вывода обеспечивает прием сигналов
от датчиков, их преобразование в двоичный код для выдачи
в ЦВУ и прием двоичного кода от ЦВУ, преобразования
его в аналоговую форму для выдачи потребителям.
Цифровое вычислительное устройство (ЦВУ) обеспечи-
вает выполнение логических и арифметических операций
над числами согласно программе, хранение рабочей про-
граммы вычислителя и обмен цифровой информацией с ап-
паратурой «Радикал-Н», «АПД-Привод», «Осьминог».
Подсистема «ВН-Привод» работает циклически с так-
том 0,6 с. В каждом цикле необходимо контролировать
свою работу прогоном контрольной задачи. Проверка охва-
тывает УВВ и ЦВУ. В случае неисправности выдается сиг-
нал ОТКАЗ ВН на табло ТС-1.
Система посадки по радиолокатору
Корабельный радиолокатор определяет угловое положе- р
ние вертолета по отношению к равносигнальной зоне и пе-
редает его в виде линейных боковых отклонений от курса ♦
и глиссады на борт вертолета по линии АПД.
Ось антенного луча корабельного радиолокатора опи-
сывает вокруг оси рефлектора коническую поверхность с
постоянным углом при вершине. Угол при вершине мень-
ше ширины диаграммы направленности, поэтому в направ-
лении оси рефлектора существует равносигнальное направ-
ление.
Для уменьшения ошибок в измерении угловых коорди-
нат вертолета на носу вертолета стоит уголковый отража-
тель. Так как его размеры меньше размеров вертолета, то
точность измерения угловых координат выше, чем радио-
локация вертолета без уголкового отражателя,
328
А нтенно - фидерная система
«П о т о к - П»
АФС «Поток-П» состоит из четырех антенн дециметро-
вого диапазона: двух боковых, передней, задней и уголко-
вого отражателя.
Антенны работают попарно: нос — хвост, борт — борт.
Коммутация антенн происходит с частотой 2,2 с. Диаграм-
ма направленности каждой пары — «восьмерка». Коммута-
ция антенн обеспечивает круговую диаграмму направлен-
ности. Если сигналы РМ поступают в одну «восьмерку»,
то для повышения помехоустойчивости вторая отключает-
ся. В режиме «МСС» (при приеме) диаграмма направлен-
ности круговая,, а при передаче поочередно подключается
то одна, то другая «восьмерка».
Связь с бортовым оборудованием
Питание аппаратуры «Привод-СВ — Борт» от бортсети
-}-27 В подается через РУ-8 (распределительное устройст-
во), АЗРГК-10 «Привод» и выключатель ВГ-15К «При-
вод», а также через центральное распределительное уст-
ройство ЦРУ-4 и три предохранителя ПМ-7,5 «Привод»,
установленных в ЦРУ-4.
Питание от сети 115 В 400 Гц подастся через неаварий-
ную шину С распределительного устройства РУ-11 и пре-
дохранитель ПМ-2 «Привод», установленный в РУ-11.
Питание от сети 36 В 400 Гц подается через аварийные
шины А и С распределительного устройства РУ-11 и два
предохранителя ПМ-2, установленных в РУ-11.
При срабатывании выключателя ОБЖАТИЕ ШАССИ
в аппаратуру «Привод-СВ — Борт» подается сигнал пуска
ЦВУ на решение включенной задачи.
Аппаратура «Привод-СВ — Борт» формирует сигнал ОТ-
КАЗ ПОСАДКИ как признак отказа выбранной системы
посадки. Сигнал формируется в момент выхода вертолета
на посадочную прямую.
В аппаратуру «Привод-СВ — Борт» из курсовой систе-
мы «Гребень-1» поступают текущий курс вертолета в виде
переменного напряжения 8 В 400 Гц и сигнал -{-27 В ГО-
ТОВНОСТЬ КС (рис. 26.16).
Датчик ДВС-24 выдает в аппаратуру «Привод-СВ —
Борт» воздушную скорость вертолета в диапазоне 50— V
500 км/ч в виде постоянного напряжения, изменяющегося
от 0,2 до 10 В,
329
Барометрический высотомер УВИД-30-15 выдает в ап-
паратуру «Привод-СВ — Борт» относительную высоту по-
лета вертолета в диапазоне 0—15 км в виде постоянного
напряжения, изменяющегося от 0,1 до 10 В.
Аппаратура «Осьминог» формирует для аппаратуры
«Привод-СВ — Борт» кооординаты цели в виде пеленга
(Лц) и дальности (Дц) и заданное направление полета
(ЗИП) на цель в виде 20-разрядного последовательного
двоичного кода.
В аппаратуру «Осьминог» из аппаратуры «Привод-СВ —
Борт» выдаются продольная и боковая составляющие век-
тора путевой скорости и расстояние, оставшееся до цели
(Дост), в виде 20-разрядного последовательного кода.
Топливомер ТПР-10Т выдает в «Привод-Св — Борт» ос-
таток горючего на борту в пределах от 0 до 3300 л в виде
напряжения 6,3 В 400 Гц.
Аппаратура «Привод-СВ — Борт» формирует для
ПКВ-252 пилотажные сигналы, обеспечивающие програм-
мный полет по заданному маршруту:
— заданный курс вертолета (ЗК);
— заданное направление полета (ЗИП);
— боковое уклонение от заданной ортодромии (AZ);
— скорость сближения с кораблем (Котн);
— расстояние, оставшееся до заданной точки (Д0Ст);
— полярные координаты вертолета (А, Д);
— отклонение вертолета от равносигнального направле-
ния курса и глиссады (АК и АГ);
— готовность канала измерения дальности, курса и
глиссады.
Аппаратура «Привод-СВ — Борт» выдает на табло сиг-
нализации № 1 и 2 (ТС1 и ТС2) разовые команды, сиг-
налы управления вертолетом, сигналы отказов подсистем,
информацию «от кого» получена команда.
Аппаратура «Привод-СВ — Борт» вычисляет дальность,
оставшуюся до точки наведения, относительную скорость
сближения с ней и выдает их в виде Дост и УОтн на прибор
ИДС-1, установленный на приборной доске летчика.
Органы управления и индикации
На пульте ввода и управления (ПВУ) установлены
(рис. 26.3):
I/ 1. Цифровой индикатор угловых координат, располо-
женный в верхнем левом углу лицевой панели.
330
Рис. 26.3. Пульт ввода и управления (ПВУ)
На индикатор выдаются текущие географические коор-
динаты (<рТек> ^тек) > пеленг цели (/7ц) и направление вет-
ра (бв).
Дискретность индикации <рт, Хт — 0,8 мин; Пц, Дц—Г.
2. Цифровой индикатор линейных координат, располо-
женный в верхнем правом углу лицевой панели. На инди-
катор выдаются дальность до точки наведения, скорость
ветра, адрес чисел записи и чтения номера ППМ наве-
дения.
Дискретность индикации дальности — 0,1 км, скорости
ветра — 0,1 км/ч.
331
l/ 3. Сигнальные табло:
— 2корр. мигает с тактом 0,6 с при выполнении радио-
коррекции по РМК точки старта или не горит, если верто-
лет находится за радиогоризонтом, при этом радиокор-
рекция не выполняется;
— ЦУ, загорается при приеме целеуказания на борту
вертолета. Прием ЦУ сигнализируется звуковым сигналом
частотой 600 Гц в течение 4—9 с в телефонах экипажа;
— РАЗ. КОМ., при приеме или передаче разовой
команды. Прием разовой команды сигнализируется анало-
гично сигналу ЦУ;
— кнопка «—» (минус), загорается при наличии знака
«Минус» в информации об угловых координатах.
Zj/4? Галетный переключатель ВВОД ПРОГРАММЫ, обес-
печивает выбор вводимых параметров для ввода их в
«ВН-Привод» с наборного поля ЦВУ. Без набора адреса
вводятся:
Дц —дальность до цели (до оперативной точки);
Пц — пеленг цели (пеленг оперативной точки);
Пв —скорость ветра;
6в —направление ветра.
В положении переключателя:
АДР. обеспечивается ввод адреса -числа выработанного
параметра программы полета. Правильность ввода конт-
ролируется по правому индикатору;
ИНФ. обеспечивается ввод величин Аф и АХ, АСХ,
ДА, числа ППМ, счетчика ППМ, номера выбранного
ППМ; 'Хо/гро обеспечивается ввод координат начала райо-
Ф на и параметров корабля — скорости и курса;
РАБ. осуществляется работа аппаратуры «Привод-СВ —
Борт» в полете.
бДГа летный переключатель ИНДИКАЦИЯ, обеспечива-
ет индикацию одного из параметров, выбранных переклю-
чателем:
фт, Хт— текущих географических координат вертолета;
П^/Ди— текущих полярных координат точки наведения
относительно вертолета;
бв/Ив —текущего направления (бв) и скорости (£7В)
ветра, записанных в памяти ЦВУ;
№ ППМ —номера ППМ, на который в данный момент
наводится вертолет (индикация на правом индикаторе
ПВУ);
ППЗУ — содержимого ячейки ППЗУ, выбранной по ад-
ресу чтения планшета или по адресам карты прошивок,
332
Галетный переключатель ВЫБОР_ ПРОГРАММЫ
(РОД РАБОТЫ), обеспечивает выбор программы полета,
ранее введенной в ЦВУ:
ППМ — программы полета по заданному маршруту;
ЗАХ.— программы захода на посадку на корабль по
траектории предпосадочного маневра;
Б — Б — программы полета в точку, заданную по ли-
нии АПД с другого вертолета как целеуказание;
КОР-—программы полета в точку, заданную по линии
АПД с корабля как целеуказание;
ППС — программы полета в гонку, координаты которой
заданы от ППС;
ЦЕЛЬ — программы полета па цель, координаты кото-
рой заданы от кнопки ЦЕЛЬ в момент пролета цели;
ОПТ.— программы полета на точку, координаты кото-
роц^заданы с ПВУ оперативно в полете.
С,—А^Галетный переключатель ВЫБОР СИСТЕМЫ ПО-
САДКИ, обеспечивает выбор одной пг грех систем по-
садки:
АЭР.—посадка на наземный аэродром по системе
ПРМГ-4 или ПРМГ-5;
ПРЛС — посадка па корабль но посадочному радиоло-
катору;
КГРМ — посадка па корабль по корабельной курсо-
глиссадной системе.
8. Выключатель ПОС.— ВЫКЛ., осуществляет переклю-
чение режима работы аппаратуры «Посадка — Навига-
ция».
В положении ПОС. обеспечивается выбор одной из трех
посадочных систем: КГРМ, ПРЛС или АЭР.
9. Выключатель НА Р/М — ВЫКЛ., осуществляет пе-
ревод аппаратуры «Привод-СВ — Борт» в режиме работы
по радиотехническим средствам типа РСБН при отказе
вычислителя «ВН-Привод».
10. Кнопка ЦЕЛЬ, включается при необходимости за-
сечь цель при ее пролете, при этом координаты цели на
момент нажатия запоминаются в ЦВУ.
11. Кнопка ПРИН. КОРР, (принудительная коррек-
ция), включается для коррекции координат вертолета, ес-
ли вертолет долго находится вне зоны радиовидимости.
12. Выключатели ВИДИМ,—НЕТ, ВЕТЕР — НЕТ. обес-
печивают выбор программы полета в заданную точку по
одной из четырех траекторий. Заданной точкой может быть
любая точка маршрута, точка зависания или посадки.
333
13. Выключатель КОНТР. — ОТКЛ., обеспечивает вклю-
чение аппаратуры «Привод-СВ — Борт» в режим встроен-
ного контроля.
14. Галетный переключатель КОМУ, обеспечивает вы-
бор объекта связи при работе е-ним по линии АПД:
ВСЕМ — передача информационной посылки циркуляр-
но всем вертолетам группы;
1—6—передача информационной посылки (квитанции)
выбранному вертолету в группе 1—6;
К—передача информационной посылки только ко-
раблю.
15. Ручка КОМАНДА, определяет номер разовой коман-
ды при передаче ее на вертолет или на корабль.
16. Переключатель ПРИВ.— ППС, обеспечивает под-
ключение наборного поля ПВУ ,к вычислителю «ВН-При-
вод» или к вычислителю изделия «Осьминог».
17. Наборное поле 0, 1, 2, . . ., 9, обеспечивает набор
необходимой информации для ввода ее в вычислитель
«ВН-Привод» или в вычислитель изделия «Осьминог».
18. Кнопка «—» (минус), включается при наборе зна-
ка «минус» при наличии его во вводимой информации.
19. Кнопка КВИТ.— ПУСК, используется:
— для ввода информации в БСУ, набранной на набор-
ном поле ПВУ;
— для выдачи квитанции о приеме РК;
— для обнуления левого и правого индикаторов в
ПВУ.
20. Кнопка ЦУ, обеспечивает передачу целеуказания
объекту связи, выбранного переключателем КОМУ.
21. Кнопка РК, обеспечивает передачу разовой коман-
ды, набранной ручкой КОМАНДА, объекту связи, выбран-
ному переключателем КОМУ.
22. Кнопка ПОВТ., обеспечивает повторное решение
включенной задачи с полетом на цель через упрежденную
точку (До г).
23. Кнопка ВВОД, обеспечивает ввод информации из
БСУ в вычислитель «ВН-Привод» с индикацией на ле-
вом и правом индикаторах ПВУ правильности записи в
ЦВУ набранной информации.
24. Кнопка СБР, обеспечивает обнуление индикаторов
ПВУ (сброс регистров ПВУ в нулевое состояние).
25. Кнопка ППМ, обеспечивает наведение вертолета на
выбранный ППМ с любого участка маршрута.
На пульте выбора каналов навигации (ПВКН) уста-
новлены (рис. 26.4) :
334
Рис. 26.4. Пульты управления ПВКН, ПВКМ, ЗПУ
— ручка НАВИГАЦИЯ, состоящая из двух ручек, на-
ходящихся на одной оси,— широкой и узкой. Узкой ручкой
устанавливается номер частотно-кодового капала выбран-
ного маяка (тремя правыми цифрами), широкой ручкой —
тип маяка (первая цифра слева):
О —РМ РСБН-2Н, РСБН-4Н;
1 — РМ РСБН-6Н;
2 —РМ ПРМГ-4, ПРМГ-5;
3 — РМК «Привод-СВ», «Привод-В»;
4 — РМ УДАРМ;
— ручка ПРМГ, которая обеспечивает установку час-
тотно-кодового канала в режиме посадки по РСБН 30-см
диапазона.
На пульте выбора каналов М ПВКМ (рис. 26.4) уста-
новлены:
— ручка БОРТ — БОРТ, которая обеспечивает установ-
ку частотно-кодового канала при работе в режиме обмена
информацией между вертолетами;
— ручка ПРЛС, которая обеспечивает установку час-
тотно-кодового канала при посадке по радиолокатору.
На задатчике ЗПУ (заданного путевого угла) установ-
лены ручка ЗПУ и трехразрядный счетчик для контроля
значения вводимого ЗПУ в изделие ПКВ-252.
На пульте оператора установлена кнопка ОПОЗНАВА-
НИЕ, обеспечивающая индивидуальное выделение данного
335
вертолета на индикаторе кругового обзора радиомаяка
РСБН.
§ 2. ДОПЛЕРОВСКИЙ ИЗМЕРИТЕЛЬ СКОРОСТИ
И УГЛА СНОСА ДИСС-32
Назначение
Доплеровский измеритель представляет собой автоном-
ную радиолокационную аппаратуру, предназначенную для
автоматического непрерывного измерения и индикации
трех составляющих вектора путевой скорости значения пу-
тевой скорости, угла сноса и выдачи этой информации в
другие бортовые системы вертолета.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— высокочастотный блок (блок ВЧ) в нижней части
хвостовой балки между шп. 17 и 19;
— вычислитель составляющих скорости (блок ВСС),
низковольтный источник питания (блок Н11-2), коробка
соединительная (прибор КС) на левом борту в районе
шп. 4а и 4;
— бортовой пульт контроля (прибор ВПК) на цент-
ральном пульте;
— индикатор малых скоростей и висения (блоков), ин-
дикатор угла сноса и путевой скорости (индикаторы УС
и ПС, рис. 26.5), табло ДИСС НЕ РАБОТАЕТ на прибор-
ной доске;
— выключатель ДИСС на приборном щитке радиообо-
рудования;
— предохранитель ПМ-10 в цепи питания аппаратуры
напряжением -}-27 В в РУ-6;
— предохранитель ПМ-5 в цепи питания аппаратуры
напряжением 115 В 400 Гц, три предохранителя ПМ-2 в
цепи питания аппаратуры напряжением ~36 В в РУ-11;
— предохранитель ПМ-5 в цепи включения аппаратуры
4-27 В в ЦРУ.
Основные данные
1. В аппаратуре предусмотрены следующие режимы
работы:
«Навигация», включается автоматически по достижении
объектом путевой скорости 50 км/ч. В этом режиме инди-
кация путевой скорости осуществляется на индикаторе
УС-ПС;
«Висение», включается автоматически при уменьшении
336
путевой скорости объекта ниже 50 км/ч. При этом индика-
ция продольной, поперечной и вертикальной составляющих
полной скорости осуществляется на индикаторе малых ско-
ростей и висения;
«Память», включается автоматически при отказе раз-
личных элементов и узлов аппаратуры и при уменьшении
отраженных сигналов при полете над штилевыми участка-
ми водной поверхности, бетонными площадками и взлетно-
посадочными полосами значительной протяженности. При
этом на индикаторе УС и ПС загорается табло П, а на при-
борной доске — табло ДИСС НЕ РАБОТАЕТ, запрещаю-
щие использовать показания индикатора малых скоростей
и висения и индикатора УС и ПС.
2. Вид излучения — непрерывный.
3. Частота излучения — /о±7,5 МГц.
4. Мощность передатчика — 250 МВт.
5. Рабочий диапазон высот: м
в режиме «Навигация» — от 10 до 3000 м;
в режиме «Висение» над сушей — от 4 до 3000 м;
в режиме «Висение» над морем — от 4 до 300 м.
6. Диапазон измерения путевой скорости—от 0 до
400 км/ч.
7. Диапазон измерения угла сноса ±30".
8. Диапазон измерения и индикации вектора путевой
скорости в режиме «Навигация»:
продольной — от 50 до 100 км/ч;
поперечной — ±100 км/ч;
вертикальной — ±10 м/с.
9. Диапазон измерения п индикации вектора путевой
скорости в режиме «Висение»:
продольной — от —25 до 50 км/ч;
поперечной — ±25 км/ч;
вертикальной — ±10 м/с.
10. Время готовности к работе—не более 3 мни
11. Время непрерывной работы — по более 6 ч.
12. Потребляемый ток:
по цепи ±27 В—7 А;
по цепи ~115 В 400 Гц — 7 А;
по цепи ~36 В 400 Гц— 1 А.
13. Масса — не более 50 кг.
Связь с бортовым оборудованием
Питание ДИСС-32 от бортовых источников Ч 27 II,
~ 115 В 400 Гц и ~36 В 400 Гц осуществляется при ПКЛЮ
чении ДИСС.
22 Зак. 3154дсп
Встроенный подсвет индикатора малых скоростей и ви-
сения и индикатора угла сноса и путевой скорости вклю-
чения включается с помощью выключателя, расположен-
ного на приборной доске летчика или штурмана-операто-
ра. Углы крена и тангажа подаются от гировертикали
МГВ-1СУ.
В НКВ-252 ДИСС-32 выдает сигналы продольной и по-
перечной составляющих путевой скорости, а также сигнал
ИСПРАВНОСТЬ в виде напряжений постоянного тока.
В ПКВ-252 ДИСС-32 выдает сигналы продольной, по-
перечной и вертикальной составляющих путевой скорости,
а также сигналы ИСПРАВНОСТЬ и ПАМЯТЬ в виде на-
пряжений постоянного тока. Сигнал угла сноса выдается
в виде переменного напряжения частотой 400 Гц.
В ППС «Осьминог» аппаратура выдает сигналы про-
дольной и поперечной составляющих путевой скорости, а
также сигнал ИСПРАВНОСТЬ в виде напряжений посто-
янного тока.
В СУС аппаратура выдает сигнал путевой скорости в
виде напряжения постоянного тока.
Органы управления и индикации
Включение и выключение ДИСС-32 производится вы-
ключателем ДИСС на приборном щитке радиооборудова-
ния.
На индикаторе угла сноса и путевой скорости установ-
лены (рис. 26.5):
Рис. 26.5. Индикатор малых скоростей и висения. Индикатор угла сно-
са и путевой скорости
338
переключатели С, М-С, М-Б. В положении С
(суша) обеспечивается нормальная работа аппаратуры
при полете над сушей, в положении М-С (море спокой-
ное) —при полете над морем с волнением моря 1—3 бал-
ла, а в положении М-Б (море бурное) — при полете над мо-
рем с волнением более 3 баллов;
— табло П. Включение табло происходит при перехо-
де аппаратуры в режим «Память».
На лицевой напели прибора БПД установлены
(рис. 26.6):
вес
вч
ВКЛ.
ПОИСКА
контр
дисс
ВПЕРЕД-17
ВЛЕВО -17
вниз -л
СКОРОСТЬ
127
снос-0
СКОРОСТЬ
258
снос-9.5
НАЗАД 17
ВПРАВО 17
нш рх 5
Рис. 26.6. Прибор БПК. Пульт выбора ре-
жимов НКВ-252
— табло ВСС (красного цвета). Загорание табло сиг-
нализирует об отказе блока ВСС;
— табло ВЧ (красного цвета). Загорание табло сигна-
лизирует об отказе блока ВЧ;
— табло Н (красного цвета)—не задействовано;
— табло ПОЛЕТ (зеленого цвета). Загорание табло
сигнализирует об исправности ДИСС-32;
— табло ИСПРАВНОСТЬ (зеленого цвета). Загорание
табло сигнализирует об исправности ДИСС-32, приеме от-
раженных сигналов и готовности выдачи информации по-
требителям;
22*
339
— табло ПОИСК (желтого цвета). Загорание табло
сигнализирует о переходе ДИСС-32 из режима «Захват»
в режим «Поиск» любого из трех приемных каналов;
— клавиша КОНТР. ДИСС с встроенным подсветом,
служит для перевода ДИСС-32 в режим контроля;
— четыре клавиши с встроенным подсветом, служат
для включения одной из четырех контрольных задач:
ВПЕРЕД-17, ВЛЕВО-17, ВНИЗ-З;
НАЗАД-17, ВПРАВО-17, ВВЕРХ-3;
СКОРОСТЬ 127, СНОС ^_0;
СКОРОСТЬ 258, СНОС _ 9,5;
— клавиша ВКЛ- ПОИСКА (без подсвета), служит для
перевода аппаратуры в режим «Поиск».
Сигнальное табло ДИСС НЕ РАБОТАЕТ на приборной
доске сигнализирует о переходе аппаратуры в режим «Па-
мять».
§ 3. АВТОМАТИЧЕСКИЙ РАДИОКОМПАС
АРК-19
Назначение
Автоматический радиокомпас АРК-19 («Оленек»)
предназначен для определения курсовых углов радиостан-
ций и позволяет решать следующие задачи:
— производить полет на радиостанцию и от нее с ви-
зуальной индикацией КУР;
— по двум курсовым углам определять местоположение
вертолета;
— производить заход на посадку по системе ОСП;
— в качестве резервного приемника вести прием и про-
слушивание связных радиостанций СВ диапазона.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— приемник;
— распределительная коробка;
— блоки предварительной постройки; все блоки уста-
новлены на левой задней этажерке радиооборудования в
зоне шп. 13—14;
— антенно-согласующее устройство на левом борту в
зоне шп. 4—5;
— ненаправленная антенна (шлейф-антенна) по лево-
му борту внизу шп. 5—9;
340
— блок рамочной антенны в верхней части хвостовой
балки в зоне шп. 17—18.
На верхнем пульте вертолета установлены:
— пульт управления;
— переключатель ПРИВОДИ. Р/С ДАЛЬН.—
БЛИЖН.;
— блок плавной постройки;
— переключатель подключения радиокомпасов к
ПНП-72;
— выключатель питания.
Основные данные
1. Диапазон рабочих частот — от 150 до 1299,5 кГц.
2. Чувствительность приемника в режиме ТЛФ (при со-
отношении сигнал/шум 6 дБ) — не ниже 8 мкВ.
3. Точность установки частоты:
на I, II, IV и V поддиапазонах — +100 Гц;
на III поддиапазоне — +200 Гц.
4. Точность индикации курсового угла +2°.
5. Предельная чувствительность по приводу при откло-
нении указателя КУР от направления пеленга +10°, ско-
рости автоматического вращения 15°/с и колебаниях стрел-
ки +3° в диапазоне частот:
от 150 до 339,5 кГц—не более 50 мкВ/м;
от 340 до 1299,5 кГц — не более 40 мкВ/м.
6. Время перестройки — 4 с.
7. Скорость автоматического вращения — не менее
30%.
8. Питание от бортсети =27 В и ~36 В 400 Гц.
9. Масса комплекса (без кабелей) 11,5 кг.
10. С помощью блоков предварительной настройки ра-
диокомпас может быть настроен на 8 частот.
Связь с бортовым оборудованием
Радиокомпас питается постоянным током от генера-
торной шины распределительного устройства ЦРУ-4, пе -
ременным током от распределительного устройства РУ-11.
Цепи питания защищены предохранителями типа ПМ-2.
Замыкание цепи питания переменным током происходит
при срабатывании реле, обмотка управления которого за-
питывается при включении питания по цепи постоянного
тока.
341
Индикация курсовых углов осуществляется на ПИП-72
(отсчет производится по положению стрелки КУР) при
установке переключателя ПРИВОД — РК-1—-РК-2 в по-
ложение РК-1.
Звуковые сигналы с телефонного выхода приемника
АРК-19 поступают на блок централизованной коммутации
МН-10 аппаратуры АВСК и далее через абонентские ап-
параты в телефоны тех членов экипажа, у которых вклю-
чен выключатель РНУ-1.
Режимы работы:
— автоматического пеленгования — «Компас»;
— приема сигналов на ненаправленную антенну —
«Антенна».
Режим «Компас» является основным рабочим режимом.
В этом режиме при настройке РК на частоту пеленгуемой
станции стрелки указателей курса автоматически устанав-
ливаются в положение КУР.
Сигналы радиостанции опознаются на слух.
Режим «Антенна» служит для прослушивания и опоз-
навания позывных сигналов радиостанции. При переходе
из режима «Компас» в режим «Антенна РК» работает в
качестве связного приемника.
Выбор режима работы радиокомпаса производится пе-
реключателем КОМП.—АНТ., расположенным на ПУ.
Органы управления и индикации
1. На пульте управления установлены (рис. 26.7):
— переключатель каналов для переключения каналов
блока предварительной настройки (в положениях 1—4), а
также для включения блока плавной настройки и схемы
самоконтроля (в положении П). В положении 1 подготав-
ливаются к работе одновременно два канала—1Д и 1Б.
Включение любого из них определяется положением вы-
ключателя ПРИВОДНАЯ PC ДАЛЬН.— БЛИЖН. Ана-
логично производится подключение РК в положениях 2—4.
В положении П включаются:
при установке выключателя ПРИВОДНАЯ PC
ДАЛЬН. — БЛИЖН. в положение ДАЛЬН. блок плавной
настройки и производятся установка частоты и выбор под-
диапазона;
при установке выключателя ПРИВОД РК ДАЛЬН. —
БЛИЖН. в положение БЛИЖН. устройство встроенного
контроля, на приборе ПНП-72 отрабатывается контрольное
значение КУР =15°;
342
Рис. 26.7. Пульт управления АРК-15. Переключатель привод-
ных радиостанций
— переключатель АНТ. — КОМП, для переключения
режимов работы АРК;
— переключатель ТЛФ — ТЛГ для переключения ре-
жимов работы приемного устройства при прослушивании
позывных радиостанций;
— кнопка РАМКА для включения автономного враще-
ния искательной катушки гониометра;
— регулятор ГРОМКОСТЬ для изменения громкости в
телефонах в режиме «Компас» и изменения усиления
АРК в режиме «Антенна».
2. На блоке предварительной настройки установлены
32 малогабаритных переключателя типа МПН-1 на 10 по-
ложений каждый, разделенных на 8 групп (каналов). Каж-
дая группа переключателей коммутирует все необходимые
цепи для установки частоты по одному каналу. Каждый
канал состоит из четырех переключателей для установки
сотен, десятков и единиц килогерц и переключателя для
выбора поддиапазонов в зависимости от частоты настрой-
ки.
В целях сокращения количества переключателей уста-
новка значения 0,5 кГц производится переключателем под-
диапазонов в положении 0,5.
343
Установка частот от 1 МГц и выше производится авто-
матически при соответствующем положении переключате-
ля сотен килогерц и переключателя поддиапазонов, кото-
рый необходимо установить в положение пятого поддиа-
пазона.
3. На блоке плавной настройки (рис. 26.8) установлено
наборное устройство, с помощью которого производится
перестройка АРК с дискретностью 0,5 кГц. Установка ча-
стоты производится с помощью трех ручек:
Рис. 26.8. Пульт плавной настройки АРК-15 Органы включе-
ния ДИСС-ЗВ, АРК-15, А-036
— наружной рифленой ручкой устанавливаются зна-
чения сотен килогерц;
— нижней ручкой (типа «клювик») устанавливаются
значения десятков килогерц (перемещением ручки по про-
филю прорези);
— центральной ручкой устанавливаются значения еди-
ниц килогерц и 0,5 кГц.
4. Дополнительно на вертолете установлены:
— выключатель АРК для включения питания радио-
компаса. Установлен на верхнем пульте летчика;
— выключатель ПРИВОДНАЯ PC ДАЛЬН. —
БЛИЖН. для переключения приводных радиостанций с
ближней на дальнюю и наоборот;
344
— переключатель РК-1— РК2— ПРИВОД. В положе-
нии РК-1 производится подключение АРК-19 к ПНП-72-4М
для индикации КУР.
§ 4. РАДИОВЫСОТОМЕР А-036
Назначение
Радиовысотомер Л-036 служит для измерения текущей
высоты вертолета над любой поверхностью и выдает эки-
пажу в систему автоматического управления (САУ) и дру-
гие бортовые системы следующую информацию:
- — визуальные данные о текущей высоте с указателя
высоты;
— сигнал о пролете объекта сверху вниз и полете ни-
же опасной высоты, заранее установленной перемещением
индекса на указателе высоты, — II ОПАСНАЯ;
— сигналы о полете ниже трех заранее устанавливае-
мых высот — разовые сигналы (I PC, 2РС, ЗРС) в виде
напряжения (26+3) В;
— сигнал об исправной работе изделия А-036 — сигнал
ИСПРАВНОСТЬ;
— сигнал ОТКАЗ, выдаваемый при недостоверности по-
казаний изделия А-036, — флажковая сигнализация в виде
напряжения (26±3) В;
— сигнал БЛОКИРОВКА, выдаваемый в систему ав-
томатического управления в период проверки (тест-конт-
роля) изделия А-036 в виде напряжения (26+3) В;
— сигнал ПРОВЕРКА при получении удовлетвори-
тельных результатов тест-контроля изделия Л-036 в виде
напряжения (26+3) В.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— приемопередатчик (блок А-036-1), антенны (прием-
ная и передающая, блоки АР-1) в хвостовой части фю.х
ляжа в районе шп. 16-71;
— указатель высоты (блок А-031-4-2) на приборной
доске летчика;
— выключатель РВ на верхнем пульте;
— предохранитель ПМ-5 в РУ-6;
— предохранитель ПМ-2 в РУ-Н.
345
Основные данные
1. Диапазон измеряемых высот — от 0 до 300 м.
2. Диапазон индицируемых высот — от 0 до 300 м.
3. Погрешность измерения высоты:
— по автоматическим выходам — ±0,5 м на высотах
от 0 до 10 м и ±0,06 Н на высотах от 10 до 300 м;
— по указателю высоты — ±1 м на высотах от 0 до
10 м и ±0,1 Н на высотах от 10 до 300 м.
4. Диапазон установки разовых сигналов 1РС, 2РС,
ЗРС — от 2 до 300 м.
5. Погрешность выдачи разовых сигналов относительно
истинной высоты — ± (1 ± 0,07 Н).
6. Погрешность сигнализации опасной высоты (отно-
сительно шкалы указателя высоты) •—±0,5 м на высотах
от 2 до 10 м и ±0,05 Н на высотах свыше 10 м.
7. Диапазон рабочих частот — от 4200 до 4400 МГц.
8. Излучаемая мощность — не более 0,1 Вт.
9. Остаточная высота — от 7,5 до 10 м.
10. Диапазон индицируемых высот — от 0 до 300 м.
11. Диапазон установки опасной высоты—от 2 до
300 м.
Связь с бортовым оборудованием
i
Напряжение питания ±27 В подается с распредели-
тельного устройства РУ-6 через предохранитель ПМ-5.
Напряжение 115 В 400 Гц подается с распределитель-
ного устройства РУ-11 аварийной шины через предохра-
нитель ПМ-2.
При снижении ниже установленной опасной высоты
загорается лампа ОПАСНАЯ ВЫСОТА на индикаторе ра-
диовысотомера и выдается звуковой сигнал через САС в ап-
паратуру внутрисамолетной связи и коммутации.
В ППС «Осьминог» выдаются сигналы ИСПРАВ-
НОСТЬ, КОРПУС, БЛОКИРОВКА, ТЕКУЩАЯ ВЫСО-
ТА.
В аппаратуру «Привод-СВ — Борт» выдаются третий
разовый сигнал (ЗРС), сигналы ИСПРАВНОСТЬ, ТЕКУ-
ЩАЯ ВЫСОТА, первый разовый сигнал (1РС), второй
разовый сигнал (2РС).
В прибор ПКП выдаются сигналы ИСПРАВНОСТЬ и
ТЕКУЩАЯ ВЫСОТА.
В ПКВ-252 выдаются второй разовый сигнал (2РС),
третий разовый сигнал (ЗРС), сигналы ТЕКУЩАЯ ВЫ-
346
СОТА, ИСПРАВНОСТЬ, КОНТРОЛЬ РВ (с приемопере-
датчика) и КОНТРОЛЬ РВ (с указателя высоты).
Органы управления и индикации
На верхнем пульте расположен выключатель РВ, кото-
рый служит для включения 'радиовысотомера.
На табло сигнальном ТС-2К приборной доски распо-
ложено табло ОПАСНАЯ II, 'которое служит для преду-
преждения экипажа о снижении вертолета ниже установ-
ленной опасной высоты.
На пульте ЦПУ-252М1 комплекса ПКВ-252-1 (цент-
ральный пульт) расположена лампа НРБ, которая начи-
нает мигать при отказе радиовысотомера.
На указателе высотомера А-036 (рис. 26.9) располо-
жены:
Рис. 26.9. Указатель радиовысотомера
— шкала высоты с темным сектором, в который захо-
дит стрелка при отказе радиовысотомера или при полете
на высоте, большей 300 м;
— ручка УСТ. ВЫСОТ., спаренная с кнопкой КОНТ-
РОЛЬ. Ручкой по индексу и шкале устанавливается опас-
ная высота. При нажатии кнопки КОНТРОЛЬ проверяет-
ся работоспособность высотомера по отклонению стрелки
указателя высоты на отметку (10±2) м;
— лампа (желтая) ОПАСНАЯ ВЫСОТА загорается
при снижении вертолета ниже установленной опасной вы-
соты.
347
§ 5. НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС НКВ-252
Назначение
Навигационный комплекс НКВ-252 совместно с пило-
тажным комплексом ПКВ-252 предназначен для:
— вывода вертолета в район решения тактических за-
дач по заранее запрограммированному маршруту;
— вывода вертолета в точку, заданную экипажу комп-
лексом «Осьминог» или переданную по линии передачи
данных с борта взаимодействующего вертолета или кораб-
ля базирования;
— возврат вертолета на корабль базирования с пост-
роением предпосадочного маневра в горизонтальной и вер-
тикальной плоскостях.
Навигационный комплекс НКВ-252 решает следующие
задачи:
— определение координат вертолета в полете и их кор-
рекция;
— формирование траектории полета вертолета в гори-
зонтальной плоскости;
— формирование траектории полета вертолета в вер-
тикальной плоскости.
Решение указанных задач осуществляется способом об-
работки информации, поступающей от датчиков бортовых
систем (курса, скорости, высоты, координат цели).
Управление вертолетом осуществляется в полуавтома-
тическом или автоматическом режиме с индикацией пило-
тажных команд на приборах и светосигнальных табло.
Состав и размещение
В состав НКВ-252 входят:
— автоматизированная радиотехническая система
«Привод-СВ — Борт»;
— курсовая система «Гребень-1»;
— датчик воздушной скорости ДВС-24;
— электромеханический барометрический высотомер
УВИД-30-15;
— доплеровский измеритель ДИСС-32;
— автоматический радиокомпас АРК-19.
Дополнительно на вертолете установлены:
— табло сигнализации № 1 (ТС-1) в кабине экипажа^
под блоком светосигнализаторов верхнего пульта;
348
— табло сигнализации № 2 (ТС-2) на приборной до-
ске летчика;
— переключатель МАРШРУТ—'ПОСАДКА — ЗАВИ-
САНИЕ да ручке общего шага;
прибор ИДС-1 па приборной доске летчика;")
— выключатель КОНТРОЛЬ НКВ — ВЫКЛ. па пуль-
те оператора;
— галетный переключатель РЕЖИМ НКВ НА МОРЕ
на центральном пульте;
— табло ДИСС Illi РАБ. па приборной доске летчика.
Принцип действия
А. Определение координат вертолета и их коррекция.
Район действия навигационного комплекса не превышает
квадрат со сторонами 800X800 км, который может быть
расположен на земном шаре в пределах ±75° по широте.
Для решения навигационных задач в навигационном комп-
лексе используются два вида координат: географические
и прямоугольные. Географические координаты использу-
ются в качестве исходных данных при вводе программы
полета в предполетную подготовку н для индикации ко-
ординат местоположения вертолета.
Прямоугольные координаты используются для хране-
ния в памяти вычислителя исходных данных о программе
полета и для проведения операций вычисления в цифро-
вом вычислительном устройстве.
При вводе программы в качестве исходных данных о
положении начала координат района действий использу-
ется широта <р0 и долгота Ло, отсчитываемые от нулевого
меридиана и экватора.
Величины ф0 и Уо снимаются с карты, причем их значе-
ние определяется с дискретностью 1°, а знаки при вели-
чинах ф0 и Ло определяются расположением начала коор-
динат района относительно пулевого меридиана и эквато-
ра (рис. 26.10). Для ввода данных о координатах точки
старта и промежуточных пунктах маршрута (ППМ) ис-
пользуются географические координаты этих точек в пре-
делах района действия, причем отсчет ведется от начала
координат в виде АЛ и Аф.
Вычисленные значения АХ и Аф и другие исходные дан-
ные программы полета записываются в специальный план-
шет и вводятся в вычислитель «ВН-Привод».
Вид планшета показан на рис. 26.11. Ввод в вычисли-
тель производится с дискретностью 0,1 мин.
349
N(C„)
Рис. 26.10. Географическая и прямоугольная системы
координат
В вычислителе пересчитываются географические коор-
динаты точек в прямоугольные координаты X и У, 'причем
ось X направлена на восток, ось У— на географический
север (рис. 26.10).
Для обеспечения информацией летчика о местоположе-
нии вертолета вычислитель определяет текущие коордйна-
350
ты, пересчитывает их в географические и выдает на инди-
каторы ПВУ в виде текущей широты и текущей долготы,
причем знак при координате определяет положение верто-
лета относительно нулевого меридиана и экватора.
Исходными данными для определения координат вер-
толета являются:
— географическое положение начала координат райо-
на действия;
— координаты корабля в прямоугольной системе ко-
ординат;
— курс и скорость движения корабля;
— курс и скорость движения вертолета;
— радиотехнические координаты местоположения вер-
толета относительно радиомаяка корабля — азимут и даль-
ность.
Данные об элементах движения корабля заносятся в
память вычислителя с выхода липни АПД. Вычислитсльс
циклом 0,6 с вычисляет текущие координаты вертолета
(корабля) путем интегрирования значения путевой скоро-
сти вертолета и корабля с учетом их курса:
Ак=Ацо |-ДХК;
У„=У1(0-1-АУк;
Аи=Лцо |-|ДЛп;
Ув=Уво+АУ„,
где Хк, Ук — текущие координаты корабля;
Хв, Ув—текущие координаты вертолета;
А'ко, Уко; Уво, Уво — начальные координаты корабля и
вертолета;
ДХК, ДУК; ДАВ, ДУВ— приращения координат корабля и
вертолета за цикл (0,6 с), получен-
ные способом интегрирования значе-
ния путевой скорости корабля ивер-
толета (рис. 26.10).
Для коррекции счисленного положения корабля ис-
пользуются данные, поступающие по линии АПД зем-
ля — борт в режиме «Навигация».
Для определения полярных координат 1вертолета отно-
сительно корабля вычисляются разности прямоугольных
координат:
ДХ=ХВ- Хк-
ДУ=УВ-УК,
361
Лата составления планшета Дата полета № полета № изделия № блока ИВУ, установленно- го на изделие Дата ввода
!
Инфор- мация Адрес записи Предпо- летные значен. Адрес чтения Послепо- летные значения Приме- чание |
Д?Ст 72 8 0,1'
А А-ст 73 9 0,1'
Д<£, 74 10 0,1'
ДЛ( 75 И 0,1'
Д«р2 76 12 0,1'
ЛЛ-2 77 13 0,1'
лТз 78 14 о,1'
ДЛ3 79 15 0,1'
Д<рч 80 16 о,1'
ДА. 4 81 .' 17 0,1'
ЛК 70 6 0.1'
ДСХ 89 25 0,1'
То 9.4 30 0,8'-1'
Л-о 95 31 0,8'-1'
Дфрло 90 26 0,1'
ДЛ.рЛ0 91 27 0,1'
Ун 104 40 0,1 км/ч
Фк 105 41 1 град
Кол.ППМ 108 44 1
счетчик ППМ 109 44 1
Рис. 26.11. Планшет исходных
на основании чего определяются пеленг (азимут) и даль-
ность:
arc tg — ;
& ДУ
Д-=УАХ2 + ДУ2 •
Вычисленные координаты корабля заносятся в память
вычислителя для дальнейшего их использования, а поляр-
352
Планшет составил Оператор Проверил
Фамилия- Фамилия Фамилия
Подпись Подпись Подпись
Инфор- мация Адрес затеи Предполет- ные значения Адрес чтения После- полетн. знамен. Приме- чание
Дц(Ьпгп) Без' набора адреса Без набора адреса 0,1 км
Пц (опт.) Без набора адреса Без набора адреса /°
Ив км/ч Без набора адреса Без набора адреса 0,1 км/ч
8 g 2р Q д Без набора адреса Без набора адреса 1°
Переключа- тель рода работы *
Тумблер ВЕТЕР
Тумблер ВИДИМ,
Параметр Номер ППМ
Т СТ- 1 1-2 2-3 3-4 4-Т. СТ.
П,...°
Д, км 4 ; —
данных программы полета
ные координаты вертолета выводятся из вычислителя че-
рез устройства ввода-вывода (УВВ) в пилотажный комп-
лекс ПКВ-252 для индикации на приборах ПНП-72.
Одновременно вычислитель «ВН-Привод» преобразует
вычисленные полярные координаты вертолета в географи-
ческие и выдает их на индикаторы ПВУ с ценой млад-
шего разряда 0,8 мин.
Воздушная скорость вертолета, поступающая от
ДВС-24, и путевая скорость, поступающая от ДИСС-32,
23 Зак. 3154дсп
353
используются для вычисления значения и направления
ветра.
Результаты расчета данных о ветре заносятся в па-
мять вычислителя автоматически, однако при неустойчи-
вой работе или при выходе из строя измерителя ДИСС-32
данные о значении и 'направлении ветра могут быть зане-
сены в память вычислителя вручную с пульта ПВУ.
Полярные координаты вертолета, вычисленные вычис-
лителем ЦВУ, сравниваются с полярными координатами,
измеренными аппаратурой «Радикал-Н». Если абсолютная
разность их меньше установленных допусков, то истинны-
ми принимаются координаты, измеренные аппаратурой
«Радикал-Н», о чем сигнализирует мигающее табло СУМ-
МАРНАЯ КОРРЕКЦИЯ на ПВУ. В противном случае таб-
ло СУММАРНАЯ КОРРЕКЦИЯ горит постоянно.
В навигационном комплексе предусмотрен режим кор-
рекции текущих координат по данным бортового радиоло-
катора. При обнаружении радиоориентира на экране из-
делия «Осьминог» определяются пеленг и дальность до
него, затем эти данные вводятся в вычислитель «ВН-При-
вод».
В вычислителе сравниваются координаты радиоориен-
тира, введенные с ПВУ координатами радиоориентира, из-
меренными аппаратурой «Осьминог».
После сравнения рассогласований с допустимыми уров-
нями автономно счисленные координаты вертолета кор-
ректируются.
Б. Построение траектории полета вертолета по задан-
ной программе. Навигационный комплекс позволяет про-
граммировать маршрут полета по четырем частным ортод-
ромиям (рис. 26.12).
Исходными данными для построения траектории поле-
та служат координаты точек исходного пункта маршрута
(ИПМ), промежуточных пунктов маршрута (ППМ), ко-
нечного пункта маршрута (КПМ).
Координаты ИПМ, ППМ, КПМ снимаются с карты по-
лета в виде приращений координат и вводятся в вычисли-
тель «ВН-Привод».
В момент взлета в вычислителе формируются пилотаж-
ные сигналы, разовые команды и производится счисление
координат вертолета.
Пилотажные сигналы выдаются на траекторные вычис-
лители ПКВ-252 и на приборы ПНП.
Одновременно в ПКВ-252 выдаются:
— координаты вертолета относительно корабля (ази-
мут, дальность);
354
Рис. 26.12. Построение траектории полета по заданной программе
— заданное направление полета (ЗИП);
— заданный курс;
— боковое отклонение от траектории снижения;
— расстояние, оставшееся до точки полета;
— пеленг на точку полета.
В. Построение траектории предпосадочного маневра и
траектории повторного захода на посадку. Для вывода
вертолета в точку зависания над кораблем базирования
навигационный комплекс формирует траекторию предпо-
садочного маневра в горизонтальной и вертикальной пло-
скостях (рис. 26.13).
Сторона захода (левым или правым разворотом) опре-
деляется автоматически в зависимости от взаимного поло-
жения вертолета и корабля.
При выполнении полета по траектории предпосадочно-
го маневра в навигационном комплексе вырабатываются
следующие сигналы для пилотажного комплекса:
— координаты вертолета относительно корабля (ази-
мут, дальность);
— заданное направление посадки;
• — заданный курс;
— отклонение от траектории снижения;
— оставшееся расстояние до корабля (Д0Ст);
— скорость движения вертолета относительно корабля;
— команды, указывающие положение вертолета на
траектории (рис. 26.14):
23
355
Рис. 26.13. Пос^рОёнйе траектории предпосадочного маневра
и траектории повторного захода на иосадку
V—*VP; КРУГ; УПРАВЛЕНИЕ по 2;
Я<215; Г-^0; ВЫРАВНИВАНИЕ.
Задача построения траектории перелета вертолета из
одной точки зависания в другую в. простых и сложных'
метеоусловиях не отличается от задачи построения траек--
тории предпосадочного маневра. Направлением захода
вертолета в точку зависания служит направление, проти-
воположное направлению ветра.
Выбор типа траектории в зависимости от метеоусловий
осуществляется с помощью выключателей ВИДИМОСТЬ,
ВЕТЕР на ПВУ. Вид траектории перелета из одной точ-
ки зависания в другую показан на рис. 26.15.
При необходимости выполнения повторного захода на.,
посадку необходимо нажать кнопку ПОВТ, на ПВУ, при"
этом вычислитель «ВН-Привод» обеспечивает построение,
траектории полета, не отличающейся от траектории пред-
посадочного маневра.
Г. Взаимодействие с пилотажным комплексом. Аппара-
тура «Привод-СВ — Борт» формирует для пилотажного
комплекса ПКВ-252 сигналы управления вертолетом при
полете по заданной траектории и сигналы контроля поло-
жения вертолета на заданной траектории.
356
В режиме «Навигация» аппаратура «Привод-СВ—*
Борт» (при исправном вычислителе) выдает на траектор-
ные вычислители и индикаторные приборы ПНП и ПКП
пилотажного комплекса следующие сигналы:
— азимут вертолета и дальность до корабля;
— заданный курс;
— заданный путевой угол;
357
пролет
Vb = 70-14-0 км/ч
висение Н-1
Разгон Эо Vb=350km/h
снабором Н = 200м
идс
a i
Траектория типа Ш
Ub<4-5m/c ночЬ’ДеньСМУ
висение Ув--250км/ч с
Н’25м л
3=20
V»70-U0km|h
Н =30-40 м
Разгон до V’70*440km/h
с набором
горизонтальный
висение Н:25м попет
Ув=250и>и/м
траектория runqlV Ч
4-5м/с
ночь, день СМУ
Ve = 250км/и
торможение
Ув^140км/ч
V-0
93
со
Раъг?н
до Vs250kMji
с набором
200 м
Горизонт,
попет кч
V = 2S0kMh
н-аоом
Торма*.
до
у=1ЧОкм|н
Горчзон от
попет
Ув=14Окм|н
Н=аоом
Снижение
по !ицсеал«
VbsHOkMri
Тормошен,
со смч1е«м.
М угпом .
метлона 1?^8
Ub^ 4-5м/с
Vb^ssokm/.
5
’ормо±ение
разгон доУв - 250км/ч
е, набором Н:70-100м
, f Чв^4-5м/с
ИДС
Vb • 250км/ч
Лв-.250м
разгон -
AoVe--?0-140kM/H
с набором
Vb = 90км н
П’-70-100м
разгон cV:const
Умап » 30° с набором
в= 70- 44-0 км/ч
Горизонт.полет
на УвгЗБОкм/ч
Н= 70-100 м
Траектория
типа П
5 м/с
|Ь т)МУ
висение гь
М=25м
Траектория типа I
Us <4-5 м/с
день ПМУ
О
Разгон
до VB’SSOxm/h
С набором
Н » ТО -100м
Ьисение
Н-25м
торможение
со снижением
V» :90*'*
V-0
Горизонтальный нонет
Vb=250km/-.
И'- ТО- 100м
О
ЛВисение
Н=25м '
V—О
. ।
Д ост
400м
Рис. 26.15. Траектории перелета из одной точки зависания в другую
— заданное направление полета;
— отклонение относительно траектории полета в боко-
вом канале;
— неисправности.
При отказе вычислителя «ВН-Привод» в ПКВ-252 ази-
мут вертолета и дальность до корабля поступают непос-
редственно с блока измерения аппаратуры «Радикал-Н»;
с датчика ЗПУ поступает сигнал отклонения от текущего
азимута радиомаяка.
В'режиме «Посадка» предусмотрено использование трех
типов посадочных систем: сантиметрового диапазона, де-
циметрового диапазона, посадки по радиолокатору.
Выбор типа посадки осуществляется с пульта ПВУ.
В режиме «Посадка» в пилотажный комплекс выда-
ются сигналы готовности глиссадного, курсового и даль-
номерного каналов, сигналы отклонения от линии курса
и глиссады снижения, дальность до РМ РСБН.
При посадке по радиолокатору сигналы отклонения от
равиасигнального направления, относительная скорость
сближения с кораблем, дальность, оставшаяся до кораб-
ля, вычисляются корабельным комплексом и по линии
АПД -передаются в аппаратуру «Привод-СВ — Борт», за-
тем в пилотажный комплекс ПКВ-252.
Посадка на корабль, оборудованный радиомаяком
«Привод-СВ», производится также по расчетной траекто-
рии снижения. Вычислитель «ВН-Привод» формирует сиг-
нал отклонения вертолета от расчетной глиссады сниже-
ния. При этом прибор ПНП отрабатывает по боковому и
продольному каналам сигналы отклонения, а вычислители
ПКВ-252 и стрелки положения ПКП подключаются к от-
работке продольного канала после принудительного нажа-
тия кнопки ЗАХВАТ ГЛИССАДЫ.
Подключение ПКВ-252, приборов ПНП и ПКП по бо-
ковому каналу происходит в момент, когда вычислитель
«ВН-Привод» формирует сигнал СТАБИЛИЗАЦИЯ.
Связь с бортовым оборудованием
Питание НКВ-252 осуществляется от сети 115 В 400 Гц
(потребляемая мощность 321 В • А), 36 В 400 Гц (потреб-
ляемая мощность 222 В-А), +27 В (потребляемая мощ-
ность 1192 Вт).
ДИСС выдает (рис. 26.16) в аппаратуру «Осьминог» и
«Привод-СВ — Борт» продольную и боковую составляю-
щие вектора скорости, в аппаратуру СУС — значение пу-
лво
Рис. 26.16. Схема связей ПКВ-252
24 Зак. 3154дсп
361
А тевой скорости, на стрелку 25 прибора ПНП —значение
\ угла сноса. А'РК-19 выдает на навигационный плановый
прибор ПНП (на стрелку 23) курсовой угол радиостанции.
По линии передачи данных в направлении борт — зем-
* ля (борт — корабль) передаются целеуказания, разовые
< команды, остаток горючего на борту, текущая высота по-
V, лета, номер борта; в направлении земля — борт (корабль—
А, борт) передаются координаты корабля, параметры движе-
А ния корабля,'Целеуказания, разовые команды.
По линии передачи данных в направлении борт —борт
передаются целеуказания, разовые команды и номер
борта.
'— Радиовысотомер А-036 выдает в аппаратуру «При-
вод-СВ — Борт» текущую высоту и две разовые команды
РКг=215 м; РК3=300 м, в аппаратуру «Осьминог» и тра-
екторные вычислители ПКВ-252— текущую высоту.
Изделие «Осьминог» выдает в аппаратуру «Прй-
вод-СВ — Борт» информацию для передачи по линии
АПД, целеуказания и заданное направление полета.
Органы управления и индикации
На светосигнализирующее табло ТС-1 выдаются (рис.
17): Ч- %.
РК-1 РК-2 рк-з Q РК-4
РК-5 РК-6 РК-7 Q РК-8
рк-э Q РК-1О РК-11 Q РК-12
РК-15 РК-14 РК-15 Q РК-16
0Т1 ' 0Т2 , ОТЗ Q 0Т4
0Т5 0Т6 от КОРАБЛЯ О ОТКАЗ ПРИЕМА
отказ ПЕРЕДАЧИ ОТКАЗ мсс ОТКАЗ НАВИГАЦИИ ОТКАЗ вн
Рис. 26.17. Табло сигнализации № 1 (ТС-1)
362
— разовые условные команды РК-1 — РК-16 в режиме
приема информации по линии связи земля — борт, борт —
борт;
— сигналы вызова на связь по линии АПД от взаимо-
действующего борта ОТ1 — ОТ6 или ОТ КОРАБЛЯ;
- — сигналы отказов оборудования «Привод-СВ —
Борт»:
ОТКАЗ ПРИЕМА — отказ канала приема сигналов ра-
диомаяка, принимаемых приемником АДПР или МСН;
ОТКАЗ ПЕРЕДАЧИ — отказ передатчика СЗДР;
ОТКАЗ МСС — отказ канала приема информации по
линии АПД;
ОТКАЗ НАВИГАЦИИ—отказ канала измерения ази-
мута, дальности;
ОТКАЗ ВН — отказ вычислителя ЦВУ подсистемы
«ВН-Привод».
На светосигнализирующее табло ТС-2 (рис. 26.18.) вы-
даются сигналы:
V "Vp —команда на предварительное торможение
вертолета перед посадкой или зависанием;
(до скорости 80 км/ч — при полете по тра-
ектории I или II типа; до скорости
140 км/ч — при полете по траектории III или
IV типа);
7/^215 — команда, предупреждающая об окончании
полета но первой глиссаде и о выходе на го-
ризонтальную площадку на высоте (215±
±15) м;
1ЧД —команда «Круг», предупреждающая о нача-
ле разворота вертолета для выхода на ли-
нию ЗНП;
>• — команда «Стабилизация», предупреждаю-
щая о переходе на управление вертолетом
___ по боковому каналу AZ;
ГМ — команда «Выравнивание», предупреждаю-
щая об окончании полета по второй глис-
саде и о выходе на траекторию выравни-
вания;
V—”0 — команда «Торможение», предупреждающая
о подходе вертолета к точке зависания; |(.$
ПРОЛЕТ — команда о пролете цели, предупреждаю-
щая ,что до цели осталось.200 м.
Галетный переключатель РЕЖИМЫ НКВ НА МОРЕ’
обеспечивает НКВ-252 выбор режима счисления коорди-
нат— курсодоплеровского или курсовоздушного в завиои-
24*
363)
мости от выбранного положения переключателя — ШТИЛЬ,
МЕНЬШЕ, БОЛЬШЕ. В положении:
ШТИЛЬ — режим счисления координат курсовоздуш-
мый- в данное положение переключатель устанавливается,
когда на море штиль или когда ДИСС-32 находится в ре-
жиме «Память».
$64
МЕНЬШЕ — режим счисления автоматически переклю-
чается то на первый, то на второй; в данное положение
переключатель устанавливается, когда ДИСС-32 работа-
ет неустойчиво или волнение моря меньше 2 баллов.
БОЛЬШЕ — режим счисления курсодоплеровский; к
данное положение переключатель устанавливается при
волнении моря больше 2 баллов.
Световое табло ДИСС НЕ РЛБ. загорается при установ-
ке переключателя РЕЖИМЫ ПКВ ПЛ МОРЕ в положение
ШТИЛЬ или при нахождении ДИСС-32 в режиме
«Память».
Переключатель МАРШРУТ — ПОСАДКА — ЗАВИСА-
НИЕ в положении МАРШРУТ задает соответствующий
режим комплексу ПКВ-252 в положении ПОС. — ЗАВИС.,
комплексу НКВ-252 и ПКВ-252 — режим «Снижение».
Прибор ИДС-1 индицирует относительную скорость
сближения с кораблем и дальность, оставшуюся до точки
наведения.
Выключатель КОНТРОЛЬ ПКВ — ВЫКЛ. в положении
КОНТРОЛЬ НКВ включает режим «Тест-Контроль»
НКВ-252.
Г л а в а 27
РАДИОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
ВЕРТОЛЕТА
§ 1. САМОЛЕТНЫЙ РАДИОЛОКАЦИОННЫЙ
ОТВЕТЧИК СРО-2
Назначение
Самолетный радиолокационный ответчик СРО-2 пред-
назначен для выдачи ответных сигналов (и при необходи-
мости сигнала бедствия) при приеме запросных сигналов
запросчиков.
Состав и размещение
На вертолете установлены:
— пульт управления (блок 8К), кнопка и лампа ВЗРЫВ
(блок АР-19-21) на верхнем пульте;
— передние антенны I диапазона (2 шт.) в носовой час-
ти кабины экипажа;
— задние антенны I диапазона (2 шт.) на хвостовом
коке; -
365
— блок контроля (БК-70), контрольная коробка (блок
12-4 м), соединительная коробка (блок 19), тройник (блок
13-4), антенная коробка (блок 23-П), приемопередатчик
(блок 5-ОМ) на правой задней этажерке между шп. 13
и 15;
— инерционный замыкатель (блок АРЗ-7) на левой
задней этажерке в районе шп. 14;
— антенная коробка (блок 23-3) в хвостовой балке, с
правой стороны, между шп. 20 и 21;
— передняя антенна III диапазона на кабине экипажа;
— задняя антенна III диапазона на хвостовом коке;
— вилка ВЗРЫВ и фальшрозетка возле блока 5-ОМ;
— предохранитель ПМ-5 в цепи 27 В РУ-6.
Основные данные
1. Импульсная мощность передатчика — 400 Вт.
2. Чувствительность приемника III диапазона —
98 дБ/Вт.
3. Чувствительность приемника I диапазона — 54 дБ/Вт.
Связь с бортовым оборудованием
Напряжение питания 27 В подается с аварийной шины
распределительного устройства РУ-6 через предохранитель
ПМ-5.
Напряжение питания 115 В 400 Гц подается с шины
№ 1 распределительного устройства РУ-11 и предохрани-
тель ПМ-5.
Органы управления и индикации
На пульте управления (блок 8К) расположены
(рис. 27.1):
— спаренный выключатель ПИТАНИЕ, служит для.
включения питающих напряжений +27 Ви 115 В 400 Гц;
— переключатель кодов, служит для установки дей-
ствующего кода;
— лампа КОНТР. ПИТ., сигнализирует о подаче напря-
жения 115 В 400 Гц и нормальной работе выпрямителей.
Лампа загорается через 1—2 мин после включения пита-
ния;
— лампа КОД. ВКЛ., сигнализирует о подаче напряже-
ния 27 В и об установке кода в блоке 5-ОМ. Лампа заго-
рается при включении напряжения 27 В. При переключении
кодов лампа кратковременно гаснет;
366
Рис. 27.1. Пульт упраилеиии CPO-2
— лампа ОТВЕТ, служит для индикации работы канала
ответа;
— выключатель БЕДСТВИЕ, служит для включения
сигнала БЕДСТВИЕ, который выдастся только при нали-
чии сигнала ЗАПРОС.
Потенциометр РЕГУЛИРОВКА и предохранитель ПУСК
не задействованы.
367
ОГЛАВЛЕНИЕ
01 СЧ иО О id Г* I GO «—< СО t"- I СО СП — СЧ со | ю ь- 00 СП —< СЧ СО Ю —< СЧ СО Ю I Ь-О) I сч СО
»—< •—< СЧ СЧ СЧ I СЧ СО СО СО I СО СО I СО СО I Ь
Стр.
Раздел I. ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА 3
Глава 1. Основы аэродинамики соосной несущей системы .
§ 1. Общая характеристика несущей системы.................
§ 2. Параметры, определяющие характеристики несущих винтов
§ 3. Особенности работы винтов соосной схемы ....
§ 4. Работа несущих винтов при осевом обтекании
§ 5. Работа несущих винтов при косом обтекании
§ 6. Маховые движения лопастей ........
§ 7. Сближение лопастей...............................
§ 8. Аэродинамические силы винтов
Аэродинамические силы элемента лопасти...................
Аэродинамические силы лопастей и винтов................
§ 9. Аэродинамическая компоновка вертолета................
§ 10. Потребная и располагаемая мощности..................
Глава 2. Режимы полета вертолета.............................
§ 1. Вертикальные режимы..................................
Висение ...............................................
Потребная и располагаемая мощности на висении .
Методика выполнения висения и летные ограничения .
Вертикальный набор высоты.......................'.
Потребная и располагаемая мощности.....................
Методика выполнения набора высоты и ограничения
Вертикальное снижение..................................
Режим вихревого кольца ................................
Методика выполнения вертикального снижения
§ 2. Набор высоты с поступательной скоростью ....
Вертикальная скорость подъема ...........................
Методика набора высоты с поступательной скоростью .
§ 3. Горизонтальный полет вертолета.......................
Тяга и мощность в горизонтальном полете................
Характерные скорости горизонтального полета
Методика выполнения горизонтального полета
§ 4. Снижение с поступательной скоростью ....
Вертикальная скорость снижения...........................
Методика снижения с поступательной скоростью
Глава 3. Взлетно-посадочные характеристики ....
§ 1. Руление вертолета...................................
Земной резонанс .......................
§ 2. Взлет вертолета..................................
Взлет по-вертолетному (вертикальный взлет) ....
Взлет по-самолетному ...........
§ 3. Посадка вертолета ...................................
Посадка по-вертолетному ...............................
368
Стр.
Посадка по-самолетному ......... 78
Глава 4. Маневренные характеристики вертолета .... 80
§ 1. Маневры в горизонтальной плоскости...............—
Развороты на висении . . —
Разгон н торможение ...........................—
Вираж ............................. 81
§ 2. Маневры в вертикальной плоскости ...................84
Спираль ............................. —
Г орка ................................86
Глава 5. Балансировка, устойчивость и управляемость
вертолета ...................................................89
§ 1. Продольная балансировка ..............................—
Центровка вертолета................................. . 91
§ 2. Поперечная балансировка ....... 92
§ 3. Путевая балансировки ........ 94
§ 4. Устойчивость п управляемость пер толста .... 95
Продольная устойчивость в управляемость ... 96
Поперечная устойчивость и управляемость .... 99
Путевая устойчивость и управляемоегь .................100
Глава 6. Дальность н продолжительность полета . 102
§ 1. Общие сведения ...................................—
§ 2. Часовой расход топлива . ...... 104
§ 3. Километровый расход топлива . 106
Глава 7. Особые случаи в полете ............................ 108
§ 1. Полет с одним работающим двигателем .... —
§2. Посадка вертолета с одним риботпющнм двигателем . 111
§ 3 Планирование н посадка при нернботаюнщх лингв гелях 114
Работа несущих пингов в режиме самовращения . —
Планирование н посадки на режиме самовращения . .118
Раздел II КОНСТРУКЦИЯ ВЕРТОЛЕТА 123
Глава 8. Фюзеляж ..............................................—
§ 1. Передняя часть фюзеляжи . . —
§ 2. Хвостовая часть фюзеляжи ............................137
§ 3. Хвостовое оперение ................................. 138
§ 4. Гондола силовой установки ...........................139
§ 5. Крепление силовой установки . .................140
Глава 9. Взлетно-посадочные устройства ..................141
§ 1. Переднее шасси ........................................—
§ 2. Основное шасси ......................................145
§ 3. Пневмосистема и аварийные баллонеты .................149
Глава 10. Несущая система вертолета .........................152
§ 1. Колонка несущих винтов ..............................153
Втулки верхнего и нижнего винтов —
Автоматы перекоса .....................................156
Ползушки...............................................157
Механизм общего и дифференциального шага (МОДШ) —
§ 2. Несущие винты....................................... 159
Глава 11. Управление вертолетом и двигателями . . . .161
§ 1. Система продольно-поперечного управления .... 162
§ 2. Система путевого управления ........ 167
§ 3. Система управления общим шагом.......................169
§ 4. Управление двигателями..............................171
§ 5. Система управления тормозом несущих винтов . . .175
Глава 12. Гидравлическая система вертолета..................176-
§ 1. Общие сведения и основные данные......................—
§ 2. Устройство и работа основной гидросистемы . . . .177
369
Стр.
Магистраль питания основной гидросистемы . ... 177
Линия управления торможением колес......................181
Линия управления створками бомболюка....................182
§ 3. Устройство и работа дублирующей гидросистемы . . —
Магистраль питания дублирующей гидросистемы ... —
§ 4. Устройство и работа вспомогательной гидросистемы . 183
Магистраль питания вспомогательной гидросистемы . . —
Линии управления подъемом ХЧФ и НЧФ..................184
Линия торможения колес...............................185
Линия питания основной гидросистемы...................—
§ 5. Система наддува гидробаков.........................—
§ 6. Сигнализация и управление работой гидросистемы . .186
§ 7. Действия при отказе гидросистемы . . .... 188
Глава 13. Топливная система вертолета........................189
§ 1. Общие сведения и основные данные ......................—
§ 2. Устройство системы топливопнтания . ..... 192
§ 3. Работа системы топливопнтания........................197
§ 4. Система централизованной заправки .................. 199
§ 5. Управление системой и контроль ее работы .... 201
§ 6. Действия летчика прн отказах системы топливопнтания 202
Глава 14. Противопожарное оборудование .... 203
§ 1. Общие сведения и основные данные.......................—
§ 2. Работа противопожарной системы . ...................206
§ 3. Проверка системы перед полетом.......................207
§ 4. Действия экипажа при возникновении пожара на вертолете 208
Глава 15. Система обогрева и вентиляции, противообледени-
тельная система..............................................209
§ 1. Общая характеристика систем обогрева и вентиляции . —
§ 2. Назначение и основные данные агрегатов системы обогре-
ва и вентиляции...........................................210
§ 3. Устройство и работа линий, питаемых от правого двига-
теля .................................................... 212
§ 4. Устройство и работа линий, питаемых от левого двигателя 215
§ 5. Противообледенительная система...................216
Раздел III. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА ВЕРТОЛЕТА 220
Глава 16. Краткие сведения о конструкции силовой установки —
§ 1. Общая характеристика и основные данные .... —
Основные данные двигателя ................................222
Ограничения параметров работы двигателя ................. —
§ 2. Устройство двигателя.................................224
§ 3. Редуктор ВР-252 228
Глава 17. Системы топливо- и маслопитания....................230
§ 1. Масляная система двигателя . .... —
§ 2. Топливная система двигателя..........................232
Насос-регулятор НР-ЗАМ..................................234
Работа топливной автоматики при запуске двигателя . . —
Работа топливной автоматики на установившихся режимах 235
Работа топливной автоматики при ограничении параметров
работы двигателя................................... . 236
Глава 18. Система запуска двигателя..........................240
§ 1. Двигатель АИ-9.........................................—
Основные данные двигателя АИ-9..........................241
§ 2. Воздушный стартер СВ-78 ............................ 245
§ 3. Работа системы запуску двигателя ТВЗ-П7КМ ...—
Глава 19. Особенности эксплуатации силовой установки . . 247
§ 1. Особенности эксплуатации бортовой установки АИ-9 . —
.370
Стр.
§ 2. Особенности эксплуатации двигателя ТВЗ-117КМ . 247
Раздел IV. АВИАЦИОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ 250
Глава 20. Системы электроснабжения.............................—
§ 1. Система электроснабжения переменного трехфазного
тока 220/115 В 400 Гц......................................—
Источники электроэнергии .............................. —
Основные данные генератора ГТ40П48Б...................251
Основные данные ПОС-Ю00А..............................252
Особенности системы.....................................—
Бортовая электрическая сеть и режимы ее работы . . . 253
Приборы контроля......................................254
§ 2. Система электроснабжения переменного трехфазного
тока 36 В 400 Гц.........................................255
Основные данные трансформатора Т-1,5/0,2 . ... —
Основные данные ПТС-800А...................................—
Бортовая электрическая сеть и режимы ее работы . . . 256
§ 3. Система электроснабжения постоянного тока . . . 257
Источники электроэнергии ................................. —
Основные данные ВУ-6Б.................................—
Основные данные 20НКБН-25 258
Бортовая электрическая сеть и режимы ее работы . . . 259
Приборы контроля....................................261
§ 4. Наземное электропитание вертолета...................—
§ 5. Работа бортовой электросети вертолета при отказах гене-
Отказ одного генератора переменного тока . . —
Отказ двух генераторов переменного тока 262
Глава 21. Потребители электрической энергии —
§ 1. Противообледенительная система вертолета .... —
Радиоизотопный сигнализатор обледенения РИО-3 . . 263
Противообледенительная система лопастей несущих винтов . —
Обогрев приемников послушного давления 264
§ 2. Светотехническое оборудование . . . . 265
Внешнее светотехническое оборудование . —
Внутреннее светотехническое оборудование .... 266
Система аварийной, предупреждающей и уведомляющей
сигнализации САС-1 ................267
Глава 22. Пилотажно-навигационные приборы и системы . 269
§ 1. Манометрические и барометрические приборы ... —
Системы полного и статического давлений . . —
Указатель скорости УС-350К 270
Высотомер механический ВМ-15К............................—
Высотомер электромеханический УВИД-30-15 • • —
Датчик воздушной скорости ДВС-24 ..................... 272
§ 2. Гироскопические приборы —
Комбинированный прибор ДЛ-ЗОК............................—
Авиагоризонт АГР-74В...................................273
Курсовая система «Гребень-1» 274
Выключатель коррекции ВК-90 ......................... 279
§ 3. Автономные приборы.....................................—
Магнитный компас КИ-13...................................—
Часы АЧС-1М............................................280
Глава 23. Пилотажный комплекс вертолета ПКВ-252-1 . . —
§ 1. Общая характеристика ПКВ-252-1 ........................—
Назначение............................................. —
371
Стр
Состав и размещение................................ .
Основные данные ...............................
Принцип действия
§ 2. Автопилот ВУАП-1...............................
Назначение . . ...................................
Состав и размещение...............................
Режимы работы.....................................
§ 3. Характеристика приборов ПКВ-252-1 .............
Прибор командный пилотажный ПКП-77 ....
Прибор навигационный плановый ПНП-72-4М
Прочие приборы ПКВ-252-1 ......................
§ 4. Режимы работы ПКВ-252-1 ....................
Режим «Маршрут»....................................
Режим «Посадка — Зависание».......................
Режим «Стабилизация висения»......................
Режим «Стабилизация углового положения троса при транс
портировке груза на внешней подвеске» ....
Глава 24. Малогабаритный бортовой регистратор параметров
«Тестер-УЗ».........................
Назначение..................................
Комплект..............................
Основные данные..................................
Регистрируемые параметры............................
Дешифрирование записей «Тестер-УЗ» ....
Расшифровка непрерывных параметров..................
Расшифровка бинарных сигналов (БС)..................
Расшифровка времени.................................
Раздел V. РАДИОЭЛЕКТРОННОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
Глава 25. Радиосвязиое оборудование вертолета
§ 1. Аппаратура внутренней связи и коммутации АВСК
(П510 «Знак»).........................................
Назначение..........................................
Состав и размещение.................................
Основные данные ................................. .
Принцип действия....................................
Связь с бортовым оборудованием......................
Органы управления и индикации.......................
V § 2. Радиостанция Р-863 ....................... .
Назначение . . ...............................
Состав и размещение.................................
Основные данные......................... .
Связь с бортовым оборудованием
Органы управления и индикации
U § 3. Радиостанция Р-864 . .........................
Назначение . . . .............................
Состав и размещение . ....
Основные данные............................
Связь с бортовым оборудованием
Органы управления и индикации . . .
§ 4. Самолетный магнитофон МС-61Б ....
Назначение................................................
Состав и размещение.................................
Основные данные ................................. .
Связь с бортовым оборудованием ...
Органы управления и индикации ......................
§ 5. Аварийный радиобуй «Призыв-М».....................
280
282
284
286;
288
289
291
293*
295
297
298
299
301
302
304
305
306
307
308
310
311
313
314
315
316
317
372
Стр.
Назначение.........................................
Состав и размещение................................
Основные данные ...................................
Принцип действия...................................
Связь с бортовым оборудованием.....................
V Органы управления и индикации........................
Глава 26. Радионавигационное оборудование вертолета.
Навигационный комплекс НКВ-252 .....................
§ 1. «Привод СВ — Борт»..............................
Назначение.............................
Состав и размещение . . .................
Основные данные ...................................
Принцип действия . . .....................
Связь с бортовым оборудованием , . ... .
Органы управления и индикации , . ....
§ 2. Доплеровский измеритель скорости и угла сноса ДИСС-32
Назначение...........................................
Состав и размещение................................
Основные данные ...................................
Связь с бортовым оборудованием.....................
Органы управления и индикации......................
§ 3. Автоматический радиокомпас АРК-19 ....
Назначение . .
Состав и размещение................................
Основные данные....................................
Связь с бортовым оборудованием.....................
Органы управления и индикации
§ 4. Радиовысотомер Л-036 . . . ..............
Назначение........................................
Состав и размещение ..............................
Основные данные ..................................
Связь с бортовым оборудованием
Органы управления и индикации
§ 5. Навигационный комплекс ПКВ-252
Назначение...........................................
Состав и размещение...............................
Принцип действия .... .................
Связь с бортовым оборудованном .....
Органы управления и индикации ....................
Глава 27. Радиотехническое оборудование вертолета
§ 1. Самолетный радиолокационный ответчик СРО-2
Назначение................................
Состав и размещение ..............................
Основные данные...................................
Связь с бортовым оборудованием....................
Органы управления и индикации ....................
317
318
319
320
321
323
324
329
330
336
337
338
340
341
342
345
346
347
348
349
360
362
365
366
373
ВЕРТОЛЕТ Ка-27
Под наблюдением В. А. Смирнова
Редактор Н. А. Мисиюк
Редактор (литературный) Е. М. Дубань
Технический редактор А. А. Перескокова
Корректор С. А. Терентьева
Сдано в набор 22.06.83. Подписано в печать 03.10.83.
Формат 84X108/32. Печ. л. 113Д. Усл. печ. л. 19,74+5 вкл. 1 печ. л.; 1,68 усл. печ. л.
Усл. кр. отт. 20,58 Уч.-нзд. л. 19,53
Изд. № 9/9053дсп Зак. 3154
376