/
A.M. Володко, М.П, Верхозин,
В.А.Горшков
ВЕРТОЛЕТЫ
Справочник по аэродинамике,
динамике полета, конструкции,
оборудованию и технической
эксплуатации
Под редакцией заслуженного деятеля науки
и техники РСФСР, профессора, доктора
технических наук
А.М.ВОЛОДКО
I
МОСКВА
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
1992

ББК 39.54
В 68
УДК 629.735.45
Рецензент кандидат технических наук С. В. Степанов
Д. М. Володко (ч. 1 ...3), М. П. Верхозин (ч. 4),
В- А. Горшков (ч. 5)
1305040000—046
В 068(02)—92 95~91
© А. М. Володко, М. П. Верхозин,
В. А. Горшков, 1992
ISPN §—203—008Q4—§
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Основные сокращения и обозначения
Часть 1. Аэродинамика И
1.1. Общие положения -—
1.1.1. Свойства и параметры воздуха —
1.1.2. Кинематика и динамика воздушного потока. . . 13
1.1.3. Основные законы 15
1.1.4. Характеристики профиля 17
1.2. Аэродинамика и динамика лопасти несущего винта 25
1.2.1. Общие положения —
1.2.2. Силы и моменты, действующие на лопасть ... 29
1.2.3. Маховое движение лопасти * 31
1.2.4. Компенсатор взмаха 36
1.2.5. Качание лопастн в плоскости вращения 38
1.3. Аэродинамические характеристики несущего н
рулевого винтов 39
1.3.1. Несущий винт на режимах вертикального полета —
1.3.2. Несущий винт при горизонтальном полете .... 42
1.3.3. Несущий винт на режимах снижения 47
1.3.4. Несущий винт вблизи земли 60
1.3.5. Управляющие силы и динамические свойства НВ 53
1.3.6. Особенности рулевого винта 65
1.3.7. Особенности соосной системы несущих винтов . 57
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 63
1.4.1. Характеристики планера —
1.4.2. Потребная и располагаемая мощности 67
1.4.3. Летные данные вертолете 71
1.4.4. Дальность и продолжительность полета 77
1.4.5. Балансировка и запасы управления 81
Часть 2. Динамика полета 90
2.1. Устойчивость и управляемость —
2.1.1. Статическая устойчивость —
2.1.2. Демпфирование и динамическая устойчивость . . 98
2.1.3. Управляемость 101
2.1.4. Автоматическая стабилизация полета 104
2.2. Маневренные и динамические характеристики .... 109
2.2.1. Общие положения —
1»

4
Оглавление
2.2.2. Разгон и торможение ■ • ИЗ
2.2.3. Вираж и разворот И/
2.2.4. Горкз и пикирование 122
2.2.5. Пространственные маневры 126
2.2.6. Динамика системы НВ — силовая установка . . 130
2.2.7. Динамика вертолета на земле 134
2.3. Взлет и посадка 139
2.3.1. Руление —
2.3.2. Висение ....... 142
2.3.3. Взлет 1 . . . . 145
2.3.4. Набор высоты и разгон 150
2.3.5. Снижение и посадка 152
2.4. Полеты в усложненных условиях 157
2.4.1. Полет с грузом на внешней подвеске —
2.4.2. Полет в неспокойном воздухе 162
2.4.3. Полет в условиях о'бледенения 165
2.5. Особые случаи в полете 167
2.5.1. Полет с выключенным двигателем —
2.5.2. Посадка на режиме самоврашения НВ 173
2.5.3. Отказы системы управления 177
Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация 182
3.1. Несущий в рулевой винты —
8.1.t. Конструкция лопасти НВ -—
3.1.2. Прочность и силовая схема лопасти ....... 185
3.1.3. Упругие деформации и флаттер лопастей . • . . 189
3.1.4. Надежность и эксплуатация лопастей 196
3.1.5. Конструкция и эксплуатация втулки НВ .... 202
3.1.6. Конструкция и эксплуатация РВ 209
3.2. Система управления 216
3.2.1. Общие сведения —
3.2.2. Конструкция основных агрегатов 218
3.2.3. Усилия в системе управления 227
3.2.4. Особенности эксплуатации 231
3.2.5. Гидравлическая система 235
3.2.6. Пневматическая система 243
3*3. Системы планера 246
3.3.1. Фюзеляж —
3.3.2. Взлетно-посадочные устройства 257
3.3.3. Трансмиссия 267
3.3.4. Система кондиционирования 283
3.3.5. Десантно-транспортное и санитарное
оборудование ........ 287
3.4 Силовая установка 291
3.4.1. Общие сведения —
3.4.2. Система управления двигателями 297
3.4 3. Системы смазки и охлаждения 304
3.4 4. Топливная система 309
3.4.5. Эксплуатационные свойства топлив 316
3.4.6. Системы защиты силовой установки 321
Оглавление
S
Часть 4. Оборудование 333
4.1. Электрооборудование . —
4.1.1. Источники электрической энергии —
4.1.2. Системы распределения электрической энергии 348
4.1.3. Аэродромные средства электроснабжения .... 355
4.1.4. Потребители электрической энергии 356
j* 4.2. Приборное и кислородное оборудование 371
4.2.1. Пилотажно-навигационное оборудование —
4.2.2. Приборы контроля работы силовой установки . . 389
4.2.3. Контрольно-записывающая аппаратура режимов
полета 406
4.2.4. Кислородное оборудование 427
4.3. Радиооборудование 429
4.3.1. Радиосвязное оборудование —
4.3.2. Радионавигационное оборудование 434
4.3.3. Специальное оборудование 44б
4.4. Пилотажно-навигационные комплексы 449
-$»- 4.4.1. Аьтопилоты —
4.4.2. Система автоматического управления полетом и
пилотажные комплексы 456
Часть 5. Войсковой ремонт 463
5.1. Агрегаты несущей системы и рулевого винта .... —
в< 5.1.1. Лопасти несущего и рулевого винтов —
5.1.2. Втулки несущего и рулевого винтов 475
5.2. Агрегаты системы управления, гидро- и пневмосистем —
5.2.1. Тросовое управление ~
5.2.2. Тягн управления 478
5.2.3. Трубопроводы топливных, воздушных и
гидравлических систем 480
5.2 4. Гибкие шланги 494
5.3. Фюзеляж 497
5.3.1. Расчет заклепочного шва —
5.3.2. Обшивка планера 501
- 5.3 3. Шпангоуты 507
5.3.4. Стрингеры 508
5.3.5. Нервюры 509
5.3.6. Гермокабины 510
5.3.7. Детали остекления из органического стекла и
полотняной обшивки стабилизаторов 514
5.4. Шасси S18
5.4.1. Стальные подкосы стоек —
*г 5.4.2. Амортизационные стойки и колеса 521
5.5. Агрегаты силовой установки и трансмиссии 522
5.5.1. Газотурбинные двигатели —
5.5.2. Воздушно-масляные и воздухо-воздушные
радиаторы 527
Ж
f

f
к
6 бглавлеиие
б.Б.З. Металлические топливные баки 532
5.5.4. Мягкие топливные баки 534
5.6. Оборудование 535
5.6.1. Электронные блоки оборудования и вооружения —
5.6.2. Электромашинные устройства 541
5.6.3. Бортовая электрическая сеть 543
Приложение. Характеристики отечественных вертолетов 550
Предметный указатель 553
t
V
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ И ОБОЗНАЧЕНИЯ
АБ —аккумуляторная батарея
АК — астрокомпас
АМП — аэрометрические приборы
АП — автопилот
АПА — аэродромный подвижной агрегат
АРК —автоматический радиокомпас
AT — авиационная техника
АУ —агрегат управления
БАНО —бортовые аэронавигационные огни
БУР — бортовое устройство регистрации
ВПП — взлетно-посадочная полоса
ВСУ — вспомогательная силовая установка
ГПК — гирополукомпас
ГТД —газотурбинный двигатель
ЗК —задатчик курса
ЗМГ —земной малый газ i
ИК —истинный курс
ИН — индикатор нулевой
КАУ — комбинированный агрегат управления
КВД — компрессор высокого давления
КК —компасный курс
КМ —коррекционный механизм
КНД —компрессор низкого давления
КПД — коэффициент полезного действия
КС —курсовая система
КТЦ —контрольно-тренировочный цикл
КУР — курсовой угол радиостанции
ЛП — летное происшествие
МБР — максимальный взлетный режим
МК — магнитный курс
МСХ — муфта свободного хода
НВ — несущий винт
НЭ — нагревательный элемент

8
Основные сокращения и обозначения
ОК —ортодромический курс
ПЗУ —пылезащитное устройство
ПЛП —предпосылка к летному происшествию
ПНК — пнлотажно-навигационные комплексы
ПНП — пилотажно-навигационный прибор
ПОС — противообледенительная система
ПК.В —пилотажный комплекс вертолета
ПКП — пилотажно-командный прибор
ППС — противопожарная система
ПУ — пульт управления
РВ —рулевой винт
РК — разовые команды
РУ — распределительное устройство
САУ —система автоматического управления
СГК — система гашения колебаний
СДУ — система директорного управления
СКВ —система кондиционирования воздуха
СТ —свободная турбина
СТУ —система траекторного управления
СУ —силовая установка
СЭС —система электроснабжения
УК —условный курс
ЦД — центр давлений
ЦЖ — центр жесткости
ЦМ —центр масс
ЦРУ —центральное распределительное устройство
ЧЭ — чувствительный элемент
ЭГУ — электрогидравлическая установка
ЭДС —электродвижущая сила
а — скорость звука
flo — средний угол конусности НВ
fli — угол отклонения конуса лопастей НВ в
продольной плоскости
Ь — хорда лопасти
Ь\ — угол отклонения конуса лопастей НВ в
поперечной плоскости
с — толщина профиля лопасти
Сх — коэффициент лобового сопротивления
Су — коэффициент подъемной силы
С„ — коэффициент продольной силы
Cs — коэффициент поперечной силы
Основные сокращения и обозначения 9
Ст —коэффициент тяги
D —диаметр НВ
DH —передаточное отношение между углом
отклонения оси конуса лопастей НВ и углом
отклонения автомата перекоса
G —сила тяжести
g —ускорение свободного падения
И — продольная сила НВ
JT —массовый момент инерции лопасти
относительно оси горизонтального шарнира
i_ — передаточное число автопилота
k — коэффициент компенсатора взмаха НВ
£рв —расстояние от оси рулевого винта до
центра масс вертолета
1Т —расстояние от оси вала НВ до оси
горизонтального шарнира
М —число Маха
Мк —крутящий момент НВ
Мкр —критическое число М
Мр —окружное число М
Мх — поперечный момент
My —путевой момент
Ыг —продольный момент
Мщ —шарнирный момент лопасти
тв —полетная масса вертолета
Ne —эффективная мощность двигателя
Nn —потребная мощность
JV_ — располагаемая мощность двигателя
пя —число лопастей
пн —частота вращения НВ
лтк —частота вращения ротора турбокомпрессора
двигателя
пха —тангенциальная перегрузка
Пуа —нормальная скоростная перегрузка
пга — боковая перегрузка
р — усилие в системе управления несущим
винтом
Q —сила сопротивления вращению лопасти
R —радиус НВ
/?РВ — радиус рулевого винта
г —радиус сечения лопасти
i

10
Основные сокращения и обозначения
S —поперечная сила НВ
Т —тяга НВ
Тя —тяга лопасти
U — скорость обтекания сечения лопасти
V —скорость полета вертолета
Vy —вертикальная скорость подъема (снижения)
v —индуктивная скорость НВ
W —скорость ветра
X —сила лобового сопротивления
хт —продольная центровка
У —подъемная сила
Ут —вертикальная центровка
Уз —эффективная вертикальная центровка
Z —поперечная сила
« —угол атаки сечения лопасти
акр —критический угол атаки
ан —угол атаки НВ
Р —угол скольжения вертолета
Рл —угол взмаха лопасти относительно
горизонтального шарнира
7 —угол крена вертолета
Кл —массовая характеристика лопасти
€л —угол качания лопасти относительно
вертикального шарнира
* — угол отклонения автомата перекоса в
продольной плоскости
*) —угол отклонения автомата перекоса в
поперечной плоскости
Фл —угол азимутального положения лопасти
р —плотность воздуха
Да —амплитуда изгибных динамических
напряжений в сечении лопасти
<р —угол установки сечения лопасти
<Ро —общий шаг НВ
<рУк —шаг НВ по указателю в кабине экипажа
<?рв —шаг рулевого винта
о> —угловая скорость вращения НВ
<°дг —угловая скорость крена вертолета
«У —угловая скорость рысканья
о>, —угловая скорость тангажа
Часть
АЭРОДИНАМИКА
1.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
1.1.1. Свойства и параметры воздуха
В нижних слоях атмосферы воздух можно
рассматривать как сплошную среду. При этом вместо
беспорядочного движения молекул изучается упорядоченное
течение воздушных струй. Кроме того, при изучении
обтекания различных тел воздухом используется
принцип обратимости, согласно которому вместо
рассмотрения движения тела в неподвижной среде
рассматривается движение среды относительно неподвижного
тела.
Плотность p=m/v — масса воздуха т, заключенная
в объеме о.
Силовое воздействие воздуха на тело выражается
силой Р, действующей на поверхность тела s по
нормали к ней.
Статическое давление p=**P/s характеризует
энергию хаотического движения молекул, заключенных
в единичном объеме воздуха. Если воздух неподвижен,
давление одинаково во всех направлениях.
Плотность, давление и температура воздуха,
называемые параметрами состояния, связаны уравнением

12
Часть 1. Аэродинамика
состояния идеального (невязкого) газа pv=RT,rneR —
газовая постоянная; T=273+tH — абсолютная
температура, К (*и — температура, °С). С увеличением высоты
Р, «н.
ммрт.ст С
600 20
400 10
200 О
-Ю
-20
м/с \
\0
^^
2\ i
6 Н,км
Vh
Рис. 1.
Зависимость параметров
воздуха от
барометрической
высоты
над поверхностью Земли плотность, давление и
температура монотонно уменьшаются (рис. 1). Результаты
определения этих характеристик приводят к так
называемым стандартным атмосферным условиям, согласно
которым за начало отсчета высоты Н—0 принят уровень
океана, р0== 101325 Па=760 мм рт. ст., р0= 1,226 кг/м3,
Т0-288 К (*но~ + 15°С).
Вязкость — способность воздуха оказывать
сопротивление усилиям сдвига. В свободном потоке
вязкость воздуха, по существу, не проявляется. Однако
при движении воздушного потока вблизи твердой
поверхности образуется заторможенный пограничный
слой, в котором скорость потока возрастает от нуля
ДО Углах- Считают, что толщина этого слоя
соответствует Vm£x=0,99 V^.
Основным безразмерным показателем соотношения
сил инерции и сил вязкости воздуха является число
1.1. Общие положения
IS
Рейиольдса Re=V00L/v, где L — характерный размер
тела (длина, диаметр), v —коэффициент
кинематической вязкости. Увеличение Re характеризует
уменьшение роли вязкости среды.
Сжимаемость — свойство воздуха изменять свой
объем, а следовательно, и плотность при изменении
давления или температуры. Сжимаемость
характеризуется отношением изменения давления Др к
изменению плотности Др, которое равно квадрату скорости
звука (скорости распространения слабых возмущений
сжатия и разрежения) в данной среде: а2*=Др/Др.
Скорость звука зависит от температуры воздуха а«
»20,1УГ и уменьшается по высоте (рис. 1).
Для движущегося воздуха или, по принципу
обратимости, для тела, движущегося в неподвижном
воздухе со скоростью V, основной характеристикой
сжимаемости служит число Маха M=V/a. При М<0,5
сжимаемостью воздуха можно пренебречь, а при М»
>0,5 ее необходимо учитывать в действующих на тело
аэродинамических силах и моментах.
1.1.2. Кинематика и динамика воздушного потока
Движение частиц воздуха называется воздушным
потоком. Если в каждой точке пространства, через
которую проходит поток, плотность, давление,
температура, значение и направление скорости не изменяются
во времени, воздушный поток считается
установившимся (стационарным).
Спектр обтекания тела воздушным потоком
представляет собой картину распределения траекторий
(линий тока) частиц воздуха вокруг этого тела. Для
наблюдения за линиями тока в воздушный поток вводят
струйки цветного дыма, шелковинки и т. п. При
фотографировании с большой выдержкой получают
аэродинамические спектры обтекания тел различной
конфигурации (рис. 2).
Тела неплавной формы (рис. 2, а) вызывают
наиболее интенсивный изгиб линии тока и мощное вихре-
образование. Чем интенсивнее вихреобразование за
телом, тем больше его сопротивление. При закругленной

14 Часть 1. Аэродинамика
форме обтекаемого тела интенсивность вихреобразова-
ния уменьшается (рис. 2, б). Наиболее плавный спектр
обтекания с небольшим завихрением потока имеют
каплеобразные тела (рис. 2, в).
Рис. 2. Обтекание тел различной формы:
а—плоская пластина; б — цилиндр; в — каплеобразное тело
Спектры обтекания определяются не только форма,
ми и размерами тел, но и их ориентацией по
отношению к набегающему потоку, значениями скорости и
плотности этого потока. Если траектории спектра
представляют собой плоские кривые, воздушный поток
называют плоскопараллельным. Таким потоком
обтекаются центральные сечения крыльев и лопастей НВ.
Если размеры обтекаемых тел во всех направлениях
соизмеримы между собой, траектории спектра и сам
поток являются пространственными. Таким потоком
обтекаются концевые сечения крыльев и лопастей.
При обтекании тел со сверхзвуковой скоростью
возникают скачки уплотнения. Любое движущееся в
воздухе тело является источником возмущений,
передающим воздуху часть энергии своего движения. Тело как
бы гонит воздух перед собой, уплотняя его
пропорционально скорости своего движения.
Если тело движется- с дозвуковой скоростью V,
вызываемые им возмущения параметров состояния
воздуха непрерывно удаляются от тела во всех
направлениях, в том числе и в направлении движения со
скоростью звука а. Если V=at скорость распространения
звуковой волны относительно тела равна нулю, т. е.
тело движется вместе с фронтом создаваемой им
волны возмущения. Если же V>a, волны возмущения от
1.1. Общие положения
15
всех точек поверхности тела накладываются друг на
друга, в результате образуется скачок уплотнения,
существующий вследствие постоянной передачи
энергии (возмущений) от движущегося тела.
Скачок уплотнения разграничивает таким образом
невозмущенную и возмущенную части воздуха
впереди и по сторонам движущегося со сверхзвуковой
скоростью тела. В скачке давление, плотность и
температура воздуха скачкообразно возрастают, а скорость
воздушного потока скачкообразно уменьшается. Ска-,
чок не изменяет своего положения относительно
источника возмущения, двигаясь вместе с ним со
сверхзвуковой скоростью.
Скачки уплотнения могут возникать и при
достаточно больших дозвуковых скоростях движения тела
в тех местах потока, где скорости обтекания
достигают сверхзвуковых значений. Такие скачки в отличие
от головных, возникающих при М>1, называют
местными скачками уплотнения. Вместе с тем скачки раз.
реження- невозможны, т. е. не могут возникнуть
поверхности, на которых плотность и давление воздуха
скачкообразно уменьшаются.
Необратимые потери механической энергии,
переходящей в тепловую энергию на скачке уплотнения,
являются источником так называемого волнового
сопротивления, вызывают увеличение затрат энергии на
движение тела с большой околозвуковой скоростью.
1.1.3. Основные законы
Уравнение неразрывности представляет собой
частный случай всеобщего закона сохранения материи
(массы вещества). В соответствии с этим законом
через каждое поперечное сечение струйки при
установившемся движении в единицу времени должна
протекать одна и та же масса воздуха]
SiVipi ■» SaV2p3 = SiVtfi = const,
где St, Vt, pi — площадь поперечного сечения, средняя
скорость течения и плотность воздуха в каком-либо
поперечном сечении струйки.

16 Часть I. Аэродинамика
При малых скоростях течения, когда р можно
считать постоянной во всех сечениях, уравнение
неразрывности принимает вид Vi/V2=S2/Su т. е. скорость
движения воздуха в струйке обратно пропорциональ.
на площади ее поперечного сечения.
При движении с большой скоростью р вследствие
влияния сжимаемости уменьшается с ростом скорости.
При некотором значении скорости У*р, K6f6py16 Назь!*
вают критической скоростью, удельный расход
воздуха pV в струйке достигает максимума, а сама
струйка имеет минимальное сечение. Это сечение называют
критическим, а скорость VHp в нем равна местной
скорости звука. Дальнейшее увеличений уже
сверхзвуковой скорости вызывает уменьшение pV и возрастание
площади сечения струйки.
Уравнение Бернулли представляет собой частный
случай закона сохранения энергии и для двух
произвольных сечений имеет вид
Pi + piVj/2 = p2 + HVll2 = pi+ piVJ/2 = const.
Все слагаемые имеют размерность давления, при
этом первое из них называют статическим, а второе —
PiVl/2 —динамическим давлением или скоростным
напором. Таким образом, сумма статического
давления и скоростного напора во всех сечениях струйки
неизменна. При разгоне воздушного потока
потенциальная энергия статического давления переходит в
кинетическую энергию скоростного напора, при
торможении — наоборот.
На использовании уравнения Бернулли базируется
способ измерения воздушной скорости ЛА с помощью
приемников воздушного давления.
Аэродинамическая сила, действующая на
обтекаемое воздушным потоком тело:
# = СдРУ25/2,
где Сц — коэффициент полной аэродинамической силы;
S—характерная площадь обтекаемого тела. Силу R
обычно раскладывают по осям поточной системы
координат, в которой ось ОХ совпадает с направлением
1.1. Общие положения
17
вектора скорости набегающего воздушного потока, ось
ОУ перпендикулярна оси ОХ и направлена вверх, ось
OZ перпендикулярна плоскости XOY (рис. 3).
Рис. 3. Кинематические параметры и аэродинамические
силы профиля
Проекция силы R на ось ОХ называется силой
лобового сопротивления X — CxpV2S/2, а проекция силы
R на ось ОУ — подъемной силой Г = СурУ25/2,
где Сх — коэффициент лобового сопротивления; Су -—
коэффициент подъемной силы.
1.1.4. Характеристики профиля
Аэродинамика несущей поверхности определяется
прежде всего формой ее поперечных сечений.
Профиль представляет собой контур,
образующийся при пересечении крыла или лопасти плоскостью,
перпендикулярной ее продольной оси (рис. 4), и
характеризующийся совокупностью геометрических
параметров.
Прямая, соединяющая две наиболее удаленные
точки профиля, называется хордой, длина ее обознача-

18
Часть Т. Аэродинамика
•то* •. Относительная толщина профиля с —
отношение его максимальной толщины Сщах к хорде: с»
"Стх/Ь. В зависимости от значения с профили
подразделяют на тонкие (с<6%). средней толщины (с=
«=6... 12%) и толстые (с>12%). Линия, проведенная
Рис. 4. Параметры профиля несущей поверхности
через середины отрезков, перпендикулярных хорде и
ограниченных дужками профиля, называется средней
линией профиля. У симметричного профиля средняя
линия совпадает с хордой, у несимметричного профиля
средняя линия криволинейна.
Вогнутостью (стрелой прогиба) fmbT называется
максимальное отклонение средней линии профиля от
его хорды. Относительная кривизна (вогнутость)
профиля f — отношение стрелы прогиба к хорде:
f = f max/6.
Для лопастей вертолетов применяют в основном
двояковыпуклые несимметричные профили с небольшой
кривизной и хорошо закругленным носком.
Относительная толщина профиля с=8... 20% уменьшается от
комля к концу лопасти. На профиль лопасти
существенно влияют конструктивные ограничения по
размещению лонжерона, противофлаттерного груза, про-
тивообледенительной системы.
При обтекании конкретной несущей поверхности
воздушным потоком аэродинамическая подъемная
сила У зависит главным образом от скорости потока V
и угловой ориентации в нем несущей поверхности,
определяемой углом атаки о. Для рассматриваемого се-
1.1. Общие положения 19
чения несущей поверхности, т. е. профиля, а
измеряется между хордой профиля и вектором скорости
набегающего потока. При набегании потока на профиль
снизу угол атаки положительный, при набегании
сверху — отрицательный. Точка пересечения линии
действия силы Y с хордой называется центром давления
(рис. 3).
Рис. б.
Стационарная зависимость
коэффициента
подъемной силы от
угла атаки
0 4 SccKC12ocKpJ6 «,e
Характеристики профиля, используемые в
аэродинамике вертолета, — зависимости коэффициентов
подъемной силы и лобового сопротивления крыла или
лопасти бесконечного размаха, имеющего данный
профиль, от угла атаки и числа М воздушного потока.
Подъемная сила обусловлена характером
распределения давления по профилю. При увеличении угла
атаки струйки на верхнем скате профиля сужаются,
поток ускоряется, давление в нем уменьшается. На
нижнем скате профиля, наоборот, струйки
расширяются, поток тормозится, давление в нем возрастает.
В результате Су увеличивается (рис. 5) вначале почти
по линейному закону: Су = Су <*.
Эта линейная зависимость с градиентом Су
нарушается при значении угла атаки ан.с, когда вблизи
задней кромки профиля возникает местный отрыв
потока (рис. 6). При дальнейшем увеличении а
коэффициент Су увеличивается лишь до некоторого
максимального значения Сутм*, соответствующего
критическому углу атаки окр. Затем С„ уменьшается, так как
"У
1,2
0,8
/
/

20
Часть 1. Аэродинамика
зона срыва потока расширяется, перемещаясь к
передней кромке профиля.
Рис. 6. Развитие срыва потока на профиле
На режимах горизонтального полета лопасти
несущего и рулевого винтов работают в нестационарных
условиях, вследствие чего аэродинамическая нагрузка
Су
1,6
1,2
0,8
0,4-
О 4 8 12 16 ос,°
Рис. 7. Нестационарная
зависимость коэффициента
подъемной силы от угла
атаки
изменяется с запаздыванием по отношению к
изменению кинематических параметров движения лопасти.
Нестационарная зависимость Су=Си(а) имеет
характерный вид петли гистерезиса (рис. 7), т. е. наблюда-
1.1. Общие положения
21
ется динамический заброс Су при быстром увеличении
а и динамический провал при быстром уменьшении а.
Срывное обтекание профиля при быстро
изменяющихся по времени скорости обтекания и угла атаки
называют динамическим срывом. Явление затягивания
—0,08
—006
—Ой
/"
1
-4
8 12 а,"
Рис. 8. Зависимость
коэффициента сопротивления от
угла атаки
срыва потока при быстром увеличении угла атаки
сверх критического возможно только в течение очень
малого промежутка времени при малых числах М
воздушного потока.
Коэффициент Сх слабо зависит от угла атаки
профиля, пока этот угол мал (рис. 8). При этом 70... 80%
значения Сх создается силами трения в пограничном
слое, 10... 20%—разностью давления воздуха спереди
и сзади профиля и 10... 20%—небольшой подъемной
силой. При увеличении а коэффициент Сх начинает
заметно возрастать, особенно резко тогда, когда
начинается отрыв потока на верхнем скате профиля.
Влияние нестационарности обтекания на зависимость С* (а)
незначительно.
Как следует из сопоставления рис. 6 и 8, срыв
потока проявляется преимущественно в увеличении сил
лобового сопротивления, а не в уменьшении несущей
способности лопасти.

22 Часть I. Аэродинамика
Полярой называется графическое изображение
зависимости коэффициента подъемной силы от
коэффициента лобового сопротивления (рис. 9). Каждой точ-
0,8
0,6
0,2
О 0,04 0,06 Сх
Рис. 9. Поляра профиля лопасти
•
р'
1
/«-/•
г""*9'5
—•„'.
ке поляры соответствует определенный угол атаки
профиля. Для наглядности отдельные углы атаки
размечают на поляре цифрами, при этом, если провести
к поляре касательную, параллельную оси ОСх, точка
касания на поляре соответствует максимальному
значению коэффициента Су; точка пересечения поляры
с осью ОСх определяет угол атаки а0, при котором
Су=0; касательная к поляре из начала координат
характеризует так называемый наивыгоднейший угол
атаки анаив, которому соответствует наилучшее
соотношение между Си и Сх', точка касания поляры и
прямой, параллельной оси ОСи, определяет угол атаки
а„ и -наименьший коэффициент лобового сопротив-
Сх mln
ЛеНИЯ С* mln-
Аэродинамическое качество профиля представляет
собой отношение коэффициента подъемной силы к
коэффициенту лобового сопротивления на данном угле
11 Общи* положения 23
атаки: К**Си/Сх. Для определения качества по поляре
достаточно провести на рис. 9 луч из начала
координат в соответствующую точку поляры и вычислить
тангенс угла 6, заключенного между направлением лу«
ча и осью ОСх: /С—tg0. С увеличением угла атаки
~* ° "наиб 8 12 а'°
Рис. 10. Зависимость аэродинамического качества от
угла атаки
качество вначале растет вследствие преобладающего
возрастания Су, достигает максимального значения
Ктах, а затем уменьшается вследствие
преобладающего возрастания Сх, при больших закритических углах
атаки К близко к нулю (рис. 10).
Влияние сжимаемости воздуха необходимо
принимать во внимание при большой скорости обтекания
профиля. Число М невозмущенного потока, при
достижении которого местная скорость обтекания хотя бы
в одной точке на поверхности профиля становится
равной скорости звука, называется критическим и
обозначается МКр. При этом скорость движения
рассматриваемого сечения несущей поверхности еще не
достигает скорости звука, т. е. МКр<1. Значение МКр тем

24
Часть 1. Аэродинамика
больше, чем тоньше и симметричнее профиль. У
тонкой пластинки под нулевым углом атаки Мкр=1. С
увеличением толщины и кривизны профиля местные
числа М в самом узком сечении струйки, обтекающей
профиль, становятся больше числа М невозмущенного
потока, и Мир уменьшается.
0,2
0,1
0
0
2 0,
Су
^
сх
1е 0
6 1^
V
'
1
-СЛтп
г
. 1,0 М
Рис. П. Зависимость аэродинамических коэффициентов
профиля от числа М
В типичной зависимости аэродинамических
коэффициентов от числа М при а=0 (рис. 11) практически
существенно резкое уменьшение коэффициента
подъемной силы и увеличение при М>Мкр коэффициента
сопротивления, включающего теперь в себя не только
сопротивление Сх тр, но и волновое сопротивление Сх „.
Волновое сопротивление профиля может в несколько
раз превосходить сопротивление трения и оказывает
неблагоприятное влияние на аэродинамику лопасти.
Явление резкого изменения аэродинамических
характеристик профиля при достижении Мкр, связанное
с возникновением скачков уплотнения и
соответствующим изменением распределения давления по профилю,
называется волновым кризисом обтекания. В отличие
от кризисного явления срыва потока, свойственного
большим углам атаки, волновой кризис возможен и
при малых значениях угла атаки профиля.
Увеличение числа М до значений, больших 0,4,
способствует утолщению пограничного слоя, вследствие
1.2. Аэродинамика и динамика лопасти НВ
25
чего срыв потока начинается при меньших углах
атаки, акр и Cs,max существенно уменьшаются, поэтому
волновой кризис наиболее неблагоприятен при
больших углах атаки. Влияние сжимаемости проявляется
и в уменьшении динамического затягивания срыва
потока при нестационарном обтекании профиля. В
частности при М>0,6 такого явления не наблюдается.
1.2. АЭРОДИНАМИКА И ДИНАМИКА ЛОПАСТИ
НЕСУЩЕГО БИНТА
1.2.1. Общие положения
Несущий винт предназначен для создания
подъемной и движущей (пропульсивной) силы, а также
управляющих моментов. НВ состоит из втулки и
лопастей, которые крепятся к втулке с помощью
шарниров или упругих элементов. Наибольшее
распространение получил классический трехшарнирный НВ,
имеющий горизонтальный, вертикальный и осевой
шарниры. Лопасти при поступательном полете вертолета
вращаются вокруг оси НВ, перемещаются вместе
с вертолетом в пространстве, изменяют свое угловое
положение, поворачиваясь в указанных шарнирах при
каждом обороте винта.
Шарниры расположены на определенных
расстояниях it от центра втулки НВ в последовательности:
горизонтальный, вертикальный, осевой (/г<*в</о).
Ось горизонтального шарнира лежит в плоскости
вращения НВ, ось вертикального шарнира параллельна
оси вращения НВ, ось осевого шарнира почти
совпадает с продольной осью лопасти, относительно
которой изменяются углы установки ее сечений при
управлении несущим винтом. Конструктивная плоскость
вращения НВ перпендикулярна оси вала винта и
проходит через центр втулки.
Лопасть НВ представляет собой вращающееся
крыло^ большого удлинения и характеризуется
определенной совокупностью геометрических и кинематических
параметров, относящихся ко всей лопасти или к ее
отдельным сечениям.

26
Часть I. Аэродинамика
Радиус сечения лопасти г определяет его
расстояние от оси вращения НВ. Часто используется
относительный радиус r*=rjRt изменяющийся от 0 до 1, где
R — радиус НВ.
Угол установки <р измеряется между хордой
сечения лопасти и плоскостью вращения НВ. Значения ф
и г вычисляют при условии, что лопасть не меняет
своего положения относительно плоскости вращения.
Угол установки сечения на характерном относительном
радиусе г=0,7 при отсутствии махового движения
лопасти и нейтральном положении органов управления
НВ считается углом установки всей лопасти и вместе
с тем общим шагом НВ, обозначаемым ф0. Значение
общего шага НВ по .указателю в кабине экипажа
Фук вертолета меньше ф0 на 1 ... 2°.
Геометрическая крутка осуществляется
конструктивным поворотом сечений относительно друг друга на
угол Дфг. На серийных вертолетах применяют лопасти
с линейной геометрической круткой.
Лопасти НВ серийных вертолетов имеют удлинение
/?/Ь = 18... 25, прямоугольную форму в плане (Ь=*
*=const), которая, хотя и не оптимальна в аспекте
аэродинамики, но предпочтительна с точки зрения
технологии изготовления.
Частота вращения НВ пс — число оборотов НВ
в секунду. Обычно рассматривают не частоту, а
угловую скорость вращения несущего винта to=2jx«c,
определяющую его окружную скорость wi? и
окружное число М/г=й/?/а. Значение a>R у современных
вертолетов равно 180... 220 м/с, при этом Мд=0,5... 0,7.
Указатель оборотов НВ в кабине регистрирует
частоту вращения л^ в процентах от номинального значе*
ния.
Угол азимутального положения ^л измеряется по
направлению вращения НВ между продольной осью
лопасти и проекцией вектора скорости набегающего
потока на плоскость вращения НВ. При полете без
скольжения фл отсчитывают от положения лопасти
вдоль хвостовой балки (рис. 12). Лопасть называется
опережающей (наступающей), если 0<фл<180°, и
отстающей (отступающей), если 180в<я|)л<360Л
1.2. Аэродинамика и динамика лопасти НЕ 27
Угол взмаха р\ определяет угловое перемещение
лопасти в горизонтальном шарнире относительно
конструктивной плоскости вращения и считается
положительным при отклонении лопасти вверх от этой плос-
Рис. 12. Основные кинематические параметры и
элементарные аэродинамические силы
кости. Угол качания £л характеризует угловое
перемещение лопасти в вертикальном шарнире в плоскости
вращения и считается положительным при отклонении
лопасти против направления вращения.
Скорость обтекания сечения лопасти U выражают
через горизонтальную и вертикальную составляющие:
U-Vu\ + £/у, где £/*=(or+VcosctHsin^;
Uy=Vs\u ан—v—г р\л — Vcos aHcosфл 6Л.
Здесь v — создаваемая НВ и осредненная по его
ометаемой площади индуктивная скорость.
Угол атаки НВ ав измеряется между вектором
скорости набегающего воздушного потока и
конструктивной плоскостью вращения НВ. Величина ан
считается положительной, если воздушный поток набегает
на НВ снизу. На режимах горизонтального полета
вертолета и набора высоты ан<0, на режиме
снижения ан>0. На серийных вертолетах угол атаки НВ
не измеряют. Угол атаки в сечении лопасти а=ф +
+ arctg Uy/Ux.
При расчете аэродинамических характеристик НВ
часто используют безразмерный коэффициент протека-

28 Часть I. Аэродинамика
ния потока через винт a,= (Vsin ан-у)/©/?, а для го,
ризонтального полета — безразмерную характеристику
режима работы винта \i= Vcos aa/b>R. При наборе
высоты и горизонтальном полете вертолета Я<0, при
760°
Рис. 13. Критические
зоны обтекания НВ:
1 — зона волнового
кризиса; 2 — зона обратного
обтекания; 3 — зона
срыва потока
■%-е
крутом снижении %>0. Величина р, изменяется в
пределах 0... 0,4.
Как следует из выражений для Ux и Uy, при
горизонтальном полете вертолета со скоростью V в
окрестности азимута ^л=270° существует такая часть оме-
таемого диска НВ, где комлевые сечения лопастей
обтекаются не с передней, а с задней кромки.
Зона обратного обтекания комлевых сечений
лопастей НВ существует на режимах горизонтального
полета. При обратной обдувке у несущего
вертолетного профиля острая передняя и толстая
закругленная задняя кромки, максимальные толщина и
вогнутость сдвинуты назад. Аэродинамические
характеристики профиля при обратном обтекании значительно
отличаются от соответствующих характеристик при
прямом обтекании. В частности, уменьшается на 8...
... 10% градиент изменения коэффициента подъемной
силы по углу атаки Су, почти вдвое увеличивается
коэффициент лобового сопротивления. Срыв потока
при обтекании острой задней кромки сопровождается
1.2. Аэродинамика и динамика лопасти НВ 29
значительными пульсациями. Положение и размеры
зоны обратного обтекания определяются из условия
Ux^wr+V cosaf.sin^=0, согласно которому зона
обратного обтекания представляет собой окружность
диаметром Do6P= V cosaH/w с центром в точке,
имеющей азимут ^=270° и находящейся на
расстоянии 0,5DO6p от оси вращения НВ (рис. 13).
Поскольку скорости обтекания комлевых сечений лопасти
малы, а углы атаки велики, участок лопасти,
находящийся в рассматриваемой зоне, в основном охвачен
срывом. Однако вследствие малости скоростей обтекания
и соответственно аэродинамической нагрузки комлевой
части лопасти влияние этого срыва на аэродинамику
лопасти в целом несущественно.
1.2.2. Силы и моменты, действующие на лопасть
Элементарные тяга дТ и сопротивление вращению
лопасти AQ выражаются следующим образом:
dT = 9bUxAr/2; dQ = Р bUx (CXUX — CyUy)/2.
Элементарный момент сопротивления вращению лопасти
(крутящий момент) dAf„ = dQr.
Шарнирный момент, скручивающий лопасть
относительно ее продольной оси в произвольном сечении
на радиусе г:
<ШШ = (Ша + (Ш з + (Ши+Шп+йМуп+йМТр.
Аэродинамический момент йМа обусловлен
кривизной профиля, а также несовпадением ЦЖ и ЦД по
хорде сечений лопасти, вследствие чего элементарная
подъемная сила AY, приложенная к ЦД, создает на
плече Ха ДО ЦЖ момент, скручивающий лопасть (рис. 14).
Аэродинамический момент 6М3 возникает при
отклонении закрылка, установленного на задней кромке
нескольких хвостовых отсеков лопасти. Отгиб закрылков
используется для устранения несоконусности вращения
лопастей НВ в условиях эксплуатации. Инерционный
момент АМИ обусловлен несовпадением центров
жесткости и масс по хорде сечений лопасти. Вследствие
этого элементарная инерционная сила АР, приложен-

so
Часть 1. Аэродинамика
ная к ЦМ, создает на плече хн до ЦЖ момент,
скручивающий лопасть. «Пропеллерный» шарнирный
момент dAfn обусловлен действием поперечных
составляющих центробежных сил, возникающих при качании
лопасти в плоскости вращения. Момент dMyn обуслов-
П/юскость вращения
Рис. 14. Возникновение шарнирного момента лопасти
лен упругими изгибными деформациями лопасти,
создается элементарной силой аУ, действующей в
плоскости вращения, на плече х прогиба элемента лопасти
в плоскости тяги и силой dX, действующей в плоскости
тяги, на плече у прогиба элемента лопасти в
плоскости вращения. Момент АМтр обусловлен трением при
повороте лопасти в осевом шарнире, знак dMTP
противоположен знаку скорости изменения угла
установки ф на соответствующем азимуте.
Суммарные силы и момент, действующие на всю
лопасть, представляют собой периодические функции
азимутального угла я|)л и на режимах поступательного
полета вертолета описываются тригонометрическими
рядами:
Тл = Т0 + Тг sin (фл + «г,) + Г2 sin (2фл + «г,) + ...;
Сл = Qo + Qi sin («br + eQl) 4- Q2 sin (2фл + *Qa) + --•',
Мш.л = Мй + Mi sin (фл + *м) + M* sin (2Фл+«аг,)+ •. •
Входящие в эти ряды амплитуды и углы сдвига
фаз периодического изменения сил и шарнирного мо-
1.2. Аэродинамика и динамика лопасти НВ
31
мента лопасти определяются ее аэродинамическими,
геометрическими, массовыми и жесткостными
характеристиками, а также кинематическими параметрами
режима полета. Следовательно, силы и шарнирный
момент, действующие на лопасть, представляют собой
суммы отдельных гармонических составляющих
(гармоник), каждая из которых изменяется с
определенной частотой, кратной частоте вращения НВ.
1.2.3. Маховое движение лопасти
Динамическое равновесие в плоскости тяги
элемента лопасти длиной dr и массой dm, вращающегося
с частотой со и расположенного на расстоянии г от
Плоскость Вращения винта.
Рис. 15. Силы, действующие на элемент машущей
лопасти
оси вращения, определяют следующие силы (рис. 15):
тяга dT; центробежная сила d/7=dmrco2, действующая
перпендикулярно оси вращения НВ во внешнюю
сторону; сила инерции от взмаха лопасти йРр = — йтгфя,
направленная перпендикулярно оси лопасти
противоположно ускорению взмаха р\; сила тяжести dGa=*gum,
где g — ускорение свободного падения.
Так как шарнир воспринимает и передает лишь
силу, сумма моментов всех действующих на лопасть сил
относительно оси горизонтального шарнира равна нулю:
/?
Мг= jr (йТ-^AF- dPp - 6G„) = О,
h

32 Часть 1. Аэродинамика
откуда
R
'г
где It, Sr — момент инерции и статический момент
лопасти относительно горизонтального шарнира.
Кроме того, маховое движение лопасти
определяется ее массовой характеристикой ул = pbCyR4/2JT,
выражающей соотношение между аэродинамическими и
инерционными силами.
Свободное возмущенное маховое движение
вращающейся лопасти после прекращения действия
возмущающей силы представляет собой затухающие
колебания с постоянной частотой £=(1,05... 1,15)со и
убывающими отклонениями от исходного положения
равновесия. Соответственно период колебанийZ(a =2яДо
несколько меньше времени оборота НВ.
Отношение двух последовательных максимальных
отклонений лопасти от исходного положения
равновесия, разделенных интервалом времени tw , постоянно
и зависит главным образом от массовой
характеристики лопасти. У сравнительно тяжелых и инерционных
в маховом движении цельнометаллических лопастей
(7л«4) амплитуда свободных колебаний уменьшается
за один цикл приблизительно в 15 раз, у обычных
лопастей Оул*5^)—в 30... 40 раз, а у сравнительно
легких стеклопластиковых лопастей Сул^б)—более чем
в 60 раз. Таким образом, если вывести вращающуюся
лопасть из нормальной для данного режима
траектории, она возвращается к ней с сильным затуханием
в течение одного-двух оборотов НВ. Свободные
колебания устойчивы, хорошо за демпфированы и поэтому
не играют существенной роли в маховом движении
лопасти, представляющем собой, по существу,
вынужденные колебания под действием аэродинамических и
инерционных нагрузок.
Угловые положения рл каждой лопасти в
определенных азимутальных положениях Vpn относительно
плоскости вращения винта одинаковы. Следовательно,
маховое движение лопастей является циклическим
1.2. Аэродинамика н динамика лопасти НВ 33
с периодом, равным времени одного полного оборота
винта, и описывается уравнением Рл=а0—^icos^ —
—bi sin г|)л. Оно представляет собой вращение
лопастей по образующей кругового конуса, положение оси
Рис. 16. Отклонение конуса НВ в горизонтальном полете
которого определяется углами d и Ь\. Ось OYa конуса
является аэродинамической осью НВ, й0 — средний
угол конусности, cii и Ъх — углы отклонения
аэродинамической оси от конструктивной оси вращения НВ
в продольном и поперечном направлениях (рис. 16).
Положительные направления углов Со, ait Ъ\
соответствуют взмаху лопастей вверх от конструктивной
плоскости вращения винта, отклонению оси конуса назад
и в сторону опережающей лопасти.
В каждом сечении машущей лопасти сумма
инерционной силы махового движения и нормальной к оси
лопасти составляющей центробежной силы постоянна
по азимуту: Jrt»*a0 = const (<рл), хотя угол взмаха
лопасти на режимах горизонтального полета вертолета
изменяется по азимуту существенно. Следовательно,
так как у^Т = const ($л), в результате махового дви-
'г
жения лопасти относительно горизонтального
шарнира и дополнительной вертикальной обдувки ее сечений
аэродинамические силы перераспределяются по
лопасти таким образом, что момент тяги сохраняется
постоянным на всех азимутах. Таким образом, горнзон-
? Зек. 7ЗД

34
Часть 1. Аэродинамика
тальный шарнир способствует выравниванию
аэродинамических сил по всему ометаемому НВ диску.
Коэффициенты махового движения — углы ао, аи Ъ\
определяются из уравнения махового движения:
«о = тл ["з" х + т(1 + i*1)*]- т^г;
01 = i-o?v (Х + Х*):
* -± 1
bi ~ 3 1+0,5fi2 ^°*
Средний угол конусности а0 пропорционален
общему шагу НВ, вертикальной скорости протекания
воздушного потока через НВ и массовой характеристике
лопасти. При увеличении полетной массы и высоты
полета, т. е. потребного значения общего шага НВ, а0
возрастает, а в конечном счете определяется только
тягой, создаваемой НВ на данном режиме полета.
Углы отклонения оси конуса лопастей назад cti и вбок by
пропорциональны тяге и характеристике режима
работы НВ (скорости полета). Коэффициент а} не зависит
от инерционных свойств лопасти и определяется
только кинематическими параметрами режима полета, а
коэффициент Ь\ зависит от инерционных свойств и
аэродинамических характеристик лопасти, так как
выражается через коэффициент ао.
Коэффициенты d в Ь\ выравнивают
аэродинамическую несимметрию обтекания НВ на режимах
горизонтального полета, благодаря чему момент тяги
лопастей относительно горизонтального шарнира оказывается
постоянным по азимуту. Отклонение оси конуса
назад на угол ах выравнивает аэродинамическую
несимметрию обтекания НВ, вызванную различием
скоростей набегающего воздушного потока на азимутах
^■"90° и 1|>я~270°. Отклонение оси конуса вбок в
сторону опережающей лопасти на угол Ьх выравнивает
аэродинамическую несимметрию обтекания НВ,
вызванную наличием среднего угла конусности
Экстремальные углы взмаха согласно уравнению
махового движения Рл.э = ао ± V а\ \ Ь\ .
1.2. Аэродинамика и динамика лопасти НВ
S5
Максимальному углу взмаха лопасти вверх от
плоскости вращения соответствует знак «+»,
минимальному— знак « —». На всех
эксплуатационных режимах £/м/С
полета вертолета экстре- *
мальные углы взмаха мень- jgQ\
ше соответствующих
конструкционных ограничений,
т. е. соприкосновения
комлей лопастей с упорами
горизонтальных шарниров
втулки НВ не происходит.
Типичный характер
махового движения лопасти
НВ на режиме
горизонтального крейсерского полета
представлен на рис. 17, где
основные кинематические
параметры соответствуют
характерному сечению г=
=0,7. Благодаря маховому
движению увеличение
скорости обтекания сечений
лопасти сопровождается
уменьшением углов атаки и,
наоборот, уменьшение
углов атаки приводит к
увеличению скорости
обтекания, что способствует
выравниванию тяги лопасти по
ее азимутальному
положению. Вместе с тем
вследствие махового движения
углы атаки концевых
сечений отстающих лопастей в
окрестности азимута -фл=
=270° резко возрастают
вплоть до закритических
значений, что вызывает
образование зоны срыва потока (рис. 13). При
увеличении скорости и высоты полета маховое движение ста
новится более интенсивным, что способствует расшире
2*
so то 270%;
Рис. 17. Зависимость
компонентов махового
движения от
азимутального положения лопасти

36
Часть 1. Аэродинамика
нию зоны срыва потока; увеличение частоты вращения
НВ способствует отдалению срыва потока на конце
отстающих лопастей, однако увеличение со способствует
росту числа Mx=4)R/a и волнового сопротивления на
конце опережаюших лопастей, расширению
неблагоприятной зоны волнового кризиса в окрестности азимута
*|зл=90о.
Шарнирно закрепленные лопасти не передают на
втулку НВ и конструкцию вертолета значительных
переменных по азимуту изгибающих моментов. Если бы
лопасти крепились к втулке жестко, переменные
моменты создавали бы высокий уровень динамических
напряжений в комлевых частях лопастей и вызывали
опрокидывание вертолета по крену.
1.2.4. Компенсатор взмаха
Кинематическая связь в управлении углом
установки лопасти, предназначенная для уменьшения
амплитуды ее маховых колебаний, называется компенсато-
Рис. 18. Крепление лопасти к втулке:
/ — демпфер ВШ; 2—лопасть НВ
ром взмаха. Вследствие смещения точки А крепления
рычага поворота лопасти в осевом шарнире на
расстояние гр и угол ак (рис. 18) при маховом движении ло-
1.2. Аэродинамика и динамика лбпасти НЕ 3?
пасти одновременно изменяется угол ее установки.
Например, при взмахе вверх на угол {Зл лопасть
повернется в осевом шарнире и угол ее установки
уменьшится на угол Дфк=— tgo-KpV Параметр H=>tgcK
называется коэффициентом компенсатора взмаха. Для
серийных вертолетов &=0,4 ... 0,6.
Угол установки лопасти НВ с компенсатором
взмаха ф==фуПр—Щл, где фупр — угол установки,
задаваемый отклонением органов управления.
Коэффициенты махового движения_НВ с
компенсатором взмаха: а^={ах +&&i)/(l + £2); 6i»(&i-4tai)/(l +
+k2), где а{ и bi—коэффициенты мэхоеого движения
НВ без компенсатора взмаха.
При наличии компенсатора взмаха средний угол
конусности и амплитуда махового движения Дрл="
= V (а\ + *i)/(l + k2) уменьшаются. Таким образом,
компенсатор взмаха подобен аэродинамической
пружине, а момент центробежной силы — существенно более
мощной механической пружине, причем обе пружины
препятствуют увеличению амплитуды маховых
колебаний.
Увеличение коэффициента компенсатора взмаха
вызывает резкое уменьшение наклона оси конуса
лопастей НВ влево. При k=b\jai ось конуса отклонена от
конструктивной осн вращения НВ только в_продольной
плоскости, а при дальнейшем увеличении k конус НВ
отклоняется вправо. Изменение коэффициентов Oj и Ь\
характеризует отставание фазы махового движения
лопасти от фазы возмущающей силы на угол Д-фм=»
=arctg(fci/ai)=60. ..70°. При &=0 сдвиг фаз
составляет 90°, что соответствует резонансным колебаниям.
Если НВ не имеет разноса горизонтальных шарниров
(/г=0) и компенсатора взмаха (fc=0) или вращается
в пустоте, вынужденные маховые колебания лопасти,
возбуждаемые первой гармоникой аэродинамической
нагрузки, являются резонансными: собственная
частота маховых колебаний равна со, совпадает с частотой
действующего на лопасть гармонического возбуждения.
ш

3g Часть t. Аэродинамика
Таким образом, компенсатор взмаха уменьшает
амплитуду махового движения лопастей и
аэродинамическую несимметрию винта на режимах
горизонтального полета вертолета, что, однако, реализуется лишь
для РВ, т. к. они не имеют автомата перекоса. Для
создания движущих и управляющих сил НВ в
полете с помощью автомата перекоса компенсатор взмаха
требует большего отклонения органов управления и в
конечном счете почти не изменяет потребную
амплитуду махового движения лопастей.
1.2.5. Качание лопасти в плоскости вращения
Движение лопасти в плоскости вращения
относительно вертикального шарнира характеризуется углом
качания £л и обусловлено действием аэродинамичемкого
лобового сопротивления, поперечной составляющей
центробежной силы, инерционной силы от ускорения
качания, кориолисовой силы, возникающей по закону
сохранения момента количества движения тлсо#гц=
«= const, где r4 — радиус ЦМ лопасти.
Для демпфирования колебаний лопасти
относительно вертикального шарнира установлен демпфер,
создающий момент Мд='—Кл%л (/(A=const).
Стабилизирующий момент центробежной силы относительно
вертикального шарнира Мп — 5В/Вш2?л, где SB —
статический момент лопасти относительно
вертикального шарнира.
При качании в плоскости вращения под действием
моментов аэродинамических сил лобового
сопротивления и инерционных сил относительно вертикального
шарнира, а также момента демпфера лопасть далеко
отстроена от резонанса с частотами со и тем более
2со, с которыми происходит возбуждение ее колебаний.
На значительной части ометаемого НВ диска
переменные моменты кориолисовых и аэродинамических сил
действуют в противофазе, частично компенсируя друг
друга. В результате амплитуда качания лопасти сое-
тавляет лишь доли градуса, а угловая скорость £тах«
r*0,005co. Подобное, близкое к вибрационному
колебательное движение лопасти практически не оказывает
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РБ 39
влияния на скорости обтекания и углы атаки ее
сечений.
Средний угол отставания лопасти пропорционален
крутящему моменту (среднему моменту сопротивления)
НВ и составляет 5... 10°. Удержание лопасти при
вращении в указанном угловом положении обусловлено
мощным стабилизирующим моментом центробежной
силы. За счет такой «динамической жесткости» лопасть
реагирует на изменение крутящего момента и режима
работы двигателей практически так же, как если бы
она жестко крепилась ко втулке. При этом, если бы
лопасти шарнирно крепились на оси вращения НВ (/„=()),
они не обладали бы «динамической жесткостью» и
передать на них вращающий момент двигателей было бы
невозможно. В начале раскрутки НВ комли лопастей
находятся на задних упорах вертикальных шарниров,
а затем по мере увеличения со отходят от упоров,
перемещаются вперед и занимают равновесное
положение со средним углом отставания £ло. При остановке
НВ после посадки или торможении вращения вала НВ
после отказа двигателей лопасти могут по инерции
перемещаться вперед по вращению вплоть до передних
упоров вертикальных шарниров. На всех
эксплуатационных режимах полета вертолета соприкосновения
комлей лопасти с упорами вертикальных шарниров не
происходит.
1.3. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
НЕСУЩЕГО И РУЛЕВОГО ВИНТОВ
1.3.1. Несущий винт на режимах вертикального полета
Аэродинамические силы лопастей в условиях осевой
обдувки НВ не зависят от их азимутального
положения, поэтому суммарные тяга и крутящий момент НВ
определяются суммированием соответствующих
величин для всех пп лопастей. Чем больше лопастей имеет
НВ, тем больше создаваемая им тяга, но вместе с тем
и крутящий момент, т. е. потребная для вращения
мощность.

40 Часть 1. Аэродинамика
На режиме висения НВ подсасывает воздух со всех
сторон и отбрасывает вниз, придавая его частицам
определенные скорости. Перед винтом образуется зона
подсасывания, за винтом — зона отбрасывания и
устанавливается воздушный поток через винт {рис. 19).
Рис. 19. Обтекание НВ на режиме внсения
Отбрасывая воздух, НВ изменяет его импульс и
кинетическую энергию, а сила реакции воздушной струи,
соответствующая этому изменению, представляет
собой тягу виита. Скорость движения воздуха,
создаваемая винтом и измеряемая в плоскости его вращения,
называется индуктивной скоростью v. При условии ос-
реднения по всей ометаемой НВ площади v = iy р/2р,
где p—T/Fn — удельная нагрузка на ометаемую
винтом площадь г„ при создании тяги Т. Скорость
отбрасывания воздуха винтом в два раза больше скорости
подсасывания в плоскости вращения винта.
Практически удвоение индуктивной скорости происходит на
расстоянии, примерно равном радиусу НВ, так что под
вертолетами, особенно тяжелыми, на режиме висення
создается мощный поток воздуха.
Перепад давления на винте равен четырем скоро*
стным напорам индуктивной скорости. При этом
избыточное давление за винтом, работающим на месте,
равно трем скоростным напорам индуктивной скорости.
Воздействие избыточного давления на тела или эле-
1.3. Аэродинамика характеристики НВ я РВ 41
менты конструкции, находящиеся за винтом,
вызывает увеличение их сопротивления по сравнению с
сопротивлением в невозмущенном воздушном потоке.
Учет потерь мощности реального НВ
осуществляется с помощью коэффициентов полезного действия и
использования ометаемой площади. КПД виита
представляет собой отношение мощности, непосредственно
затрачиваемой на создание тяги работающего на
месте НВ, к располагаемой мощности, подводимой
квинту от двигателей: г)о=7Ч>/Л/р. Для существующих
вертолетных винтов т]о=0,6... 0,7, для перспективных
т]о=0,75... 0,8. Коэффициент использования ометаемой
площади винта х— отношение эффективной ометаемой
площади, непосредственно участвующей в создании
тяги, ко всей ометаемой площади FH = nR*. Для
вертолетных винтов х=0.93... 0,97.
На установившихся режимах полета располагаемое
значение мощности на валу НВ равно потребному для
его вращения: Мр=Л/п=Л1к<о. При заданных значениях
частоты вращения НВ и барометрической высоты
висения вертолета КПД винта определяется
соотношением создаваемых им тяги н крутящего момента, т. е.
аэродинамическими характеристиками НВ. С учетом
типичных для режима висения у земли численных зна.
чений параметров Цо, X» р тяга и потребная мощ-,
2/3
ность НВ определяются выражениями 7" = KT(DN9)
Wn = К^Г^/Д где Дт=0,8...0,9; **-1,2... 1,4}
D — диаметр НВ. При уменьшении диаметра НВ (что
с точки зрения конструкции и эксплуатации вертолета
всегда целесообразно) тяга уменьшается в степени 2/3,
а потребная мощность возрастает по
гиперболическому закону.
Таким образом, для заданных располагаемой
мощности двигателей и диаметра НВ тяга имеет вполне
определенное значение, несколько увеличить которое
можно совершенствованием НВ и трансмиссии
вертолета (увеличением коэффициентов г\0 %). При
уменьшении плотности воздуха тяга НВ при
постоянной мощности двигателей пропорционально уменьшал

42 Часть I. Аэродинамика
ется, а потребная мощность двигателей для
обеспечения постоянной тяги НВ возрастает.
Аэродинамические характеристики НВ на режиме
висения (тяга и крутящий момент) зависят главным
образом от общего шага НВ (рис. 20). Кроме того,
Рис. 20. Зависимость
тяги и крутящего
момента от общего шага
НВ на режиме
висения
ш 4 ~'~а 12 ip0,°
рассматриваемые аэродинамические характеристики, как
у любого винта, пропорциональны квадрату частоты
вращения: Т = <£т ?FH (о#)2/2; Мк = mK pFKR ЫЯ)2/2.
Здесь Ст и тк — коэффициенты тяги и крутящего
момента, зависящие в данном случае только от общего
шага НВ и сжимаемости воздуха.
1.3.2. Несущий винт при горизонтальном полете
Аэродинамические силы лопастей в условиях косой
обдувки НВ зависят от их азимутального положения.
Поскольку лопасти совершают маховое движение,
возникают инерционные силы, также переменные по
азимутальному положению лопасти фл=<о'.
У НВ с числом лопастей пл переменные силы,
действующие на каждую лопасть, отличаются только
сдвигом по времени или, что то же самое, сдвигом фаз,
уо
12
~иИм
тюЧн
в s^
м</
Г/
/
/
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ 43
равным азимутальному углу между лопастями Д'фл"»
=2л/пл. При этом на каждую лопасть действуют
одинаковые нагрузки, у лопастей одинаковые углы
взмаха, когда они занимают одно и то же азимутальное
Рис. 21. Обтекание НВ при полете с горизонтальной
скоростью
положение. При суммировании переменных сил от
лопастей на втулке сохраняются лишь постоянная часть
и гармоники переменной части сил, кратные числу
лопастей. На установившихся режимах полета все
переменные инерционные силы от лопастей на втулке НВ
уравновешиваются.
Как и на режимах осевого перемещения, НВ
создает струю воздуха, ориентированную по вектору
скорости набегающего на винт потока (рис. 21).
Непосредственно в том сечении, где расположен НВ, диаметр
струи приблизительно равен диаметру НВ, а величина
V2 = l/V2+v* представляет собой результирующую
скорость воздушного потока, отклоненного винтом
вследствие создания индуктивной скорости.
Как и для режима висения, происходит удвоение
индуктивной скорости далеко за винтом, что является
общим явлением для всех режимов обтекания винта
(кроме рассматриваемого далее режима вихревого
кольца). При этом Г = 2р/?ну11/. Практически полет
вертолета выполняется обычно со скоростью V>-v,
когда v—p/2pV. При увеличении скорости полета
индуктивная скорость быстро уменьшается, так как сокра-

44
Часть 1. Аэродинамика
щается время взаимодействия НВ с заданным
объемом проходящего через него воздуха.
«е°
V
=ж^
ISO км/ч
1
^
Рис. 22. Возникновение продольной и поперечной сил НВ
Аэродинамические силы НВ представляют собой
проекции равнодействующей НВ на оси связанной
системы координат OXYZ. расположенной в центре
втулки (рис. 22). На установившихся режимах полета
Г/0?Н
Ю
20
10
Рис. 23. Зависимость
тяги НВ от параметров
полета
%°ю
ан
—-1
= /0°|
/ 1
л
г'-
О 50 100 150 200 К км/ч
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ 45
вертолета равнодействующая аэродинамических сил
направлена почти по оси конуса НВ. На режиме висения
равнодействующая равна тяге НВ. На режимах
полета с горизонтальной скоростью конус лопастей откло-
О SO 100 ISO 200 V, км/ч О 50 100 150 200 V, КМ/Ч
Рис. 24. Зависимость продольной и поперечной сил от
параметров полета
нен от оси НВ назад на угол ах и вбок на угол Ьи
образуя соответственно продольную Н и поперечную S
силы в плоскости вращения НВ: Н~а{Г\ S=6i7"/2.
Малая по абсолютному значению поперечная сила S
подвержена сложному влиянию многих факторов,
приближенный учет которых осуществляется
коэффициентом 1/2.
Аэродинамические силы НВ на рассматриваемых
режимах полета зависят от четырех основных
кинематических параметров: V, ан, ф0 и ы (рис. 23, 24).
Зависимость рассматриваемых сил от частоты вращения НВ

46 Часть I. Аэродинамика
определяют с помощью выражений, аналогичных
выражениям для Т н Мк: И = C<pFn (wR)'2/2; S =
= С^р/^н (a)J?)2/2, где Сн, Cs — коэффициенты
продольной и поперечной сил, зависящие указанным
образом от кинематических параметров V, ан, фо-
0 4 6 в Ю 12 <р0,°
Рис. 25.
Зависимость крутящего
момента НВ от
параметров полета
5
О
-5'
Моменты НВ возникают вследствие разноса
горизонтальных шарниров и аэродинамического
сопротивления лопастей. Моменты на втулке НВ из-за
разноса горизонтальных шарниров: MZH = лл'г^гш2й1/2;
Mxw = rijiliSr^bift. Эти моменты соизмеримы с
соответствующими моментами от продольной и поперечной
сил Нут, Syr на плече вертикальной центровки у-,
вертолета и зависят от тех же кинематических
параметров, что и продольная и поперечная силы. Вместе с
тем влияние разноса горизонтальных шарниров на
аэродинамическую нагрузку, маховое движение лопасти
и суммарные аэродинамические силы НВ весьма
незначительно.
Крутящий момент, создаваемый силами аэродина-
2о
-Ю -5 0
1 1
м
i
У=Ж?км/ч
|
4$Jr*
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ
47
мического сопротивления лопастей, также
определяется указанными параметрами режима полета (рис. 25).
1.3.3. Несущий винт на режимах снижения
Потребный крутящий момент НВ при вертикальном
снижении вертолета с работающими двигателями
меньше, чем на режиме висения, так как НВ получает
дополнительную энергию от встречного воздушного
потока, направленного снизу вверх. Поэтому
вертикальное снижение вертолета осуществляется при значениях
общего шага НВ и мощности двигателей, меньших, чем
на висении. Однако при вертикальном снижении
вертолета крутящий момент НВ уменьшается только до
значения | Vy \<v. На больших скоростях снижения
вертолет попадает в особый режим вихревого кольца, для
которого неприменима основополагающая теорема о
количестве движения.
Если Vy——v, результирующая скорость протекания
воздуха через НВ равна нулю. Такой режим
обтекания НВ носит название идеального самовращения
и возможен при быстром вертикальном снижении
вертолета с задросселированнымн (выключенными)
двигателями. Если v<^Vy, воздушный поток протекает
через НВ снизу вверх. В этом случае НВ работает в
режиме ветряного двигателя («ветряка»), получая
полезную мощность для своего вращения от воздушного
потока. Несущие винты в режиме «ветряка»
практически не работают. При полете с достаточно большими
значениями скорости и угла правого скольжения в
режимах идеального самовращения и «ветряка» может
оказаться РВ.
Аэродинамические характеристики НВ на режиме
вихревого кольца при интенсивном вертикальном или
крутом снижении вертолета с работающими
двигателями определяются взаимодействием индуктивного
потока НВ и набегающего на НВ встречного воздушного
потока (рис. 26, с). Под НВ, где и= \ Vy[, образуется
поверхность раздела а—а, по которой происходит
растекание струй воздуха. Достигая этой поверхности, ин-

48 Часть 1. Аэродинамика
дуктнвный поток частично снова засасывается винтом
н снова отбрасывается им вниз. При определенной
скорости снижения почти весь отбрасываемый винтом
воздух снова подсасывается им и участвует в циркуляци-
Рис. 26. Обтекание НВ при вертикальном снижении
вертолета:
а — нормальное снижение; б — режим вихревого кольца
онном движении — режим вихревого кольца (рис. 26,б).
Подъемная сила лопастей на периферийной части оме-
таемой поверхности НВ не создается, соответственно
тяга НВ уменьшается, вертикальная скорость снижения
вертолета возрастает, что усугубляет развитие
вихревого кольца.
При вертикальном снижении провал тяги НВ в
результате попадания в режим вихревого кольца
определяется сочетанием критических значений <р0 и Vy при
крутом снижении по наклонной траектории —
сочетанием критических значений У, ан и <р0 (рис. 27).
Аэродинамика НВ на режиме самовращения
принципиально специфична тем, что для вращения НВ,
создания тяги и пропульсивной силы используется
энергия не двигателей вертолета, 8 набегающего
воздушного потока. Режим самовращения реализуется за счет
перехода потенциальной энергии положения вертолета
в пространстве (уменьшения высоты полета при
снижении) и кинетической энергии поступательного
движения в кинетическую энергию вращения НВ.
Основным условием и признаком этого режима является ра-
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ 49
венство нулю крутящего момента, действующего на
НВ от аэродинамических сил сопротивления лопастей,
и реактивного момента, действующего на вертолет от
НВ. При этом силы трения в подшипниках
трансмиссии увлекают за собой фюзеляж по направлению
вращения НВ.
О 4 8 12 16 Vu, м/с 0 20 W 60 а„
а * £
Рис. 27. Зависимость тяги НВ от параметров снижения
вертолета:
а — вертикальное снижение; б — крутое снижение с
поступательной скоростью
Для условий вертикального снижения вертолета со
скоростью Vy на режиме самовращения тяга НВ
примерно равна аэродинамическому сопротивлению
плоской пластинки, имеющей площадь
где Схал*&\,\ —коэффициент аэродинамического
сопротивления НВ.
При установившемся вертикальном снижении с
постоянной скоростью в нормальных атмосферных
условиях Vy ^t — 3, Щ/^р . Тенденция современного вер-
толетостроения к увеличению нагрузки на ометаемый
НВ диск сопровождается неблагоприятным
возрастанием скорости снижения на режиме самовращения.
Физической основой свойства самовращения НВ
является образование на лопастях подсасывающих сил,
направленных к носку профиля, чему способствуют
увеличение аэродинамического качества лопастей изна-

50
Часть I. Аэродинамика
чения коэффициента компенсатора взмаха, уменьшение
общего шага НВ и увеличение вертикальной скорости
снижения вертолета.
1.3.4. Несущий винт вблизи земли
Влияние экранирующей поверхности
(взлетно-посадочной площадки), размеры которой намного
превосходят диаметр НВ, на аэродинамические характеристи-
Рис. 28. Зависимость
относительных тяги и
потребной мощности
НВ от относительного
расстояния до земли
ки НВ оценивают по значениям тяги Т и потребной
мощности N, отнесенным к соответствующим
значениям в безграничном воздушном пространстве (рис. 28).
Высота Н от центра втулки НВ до земной
поверхности берется относительно радиуса НВ. Таким_ образом,
получают безразмерные параметры Т, N и Н.
Если при приближении НВ к земле выдерживать
постоянной тягу, уменьшается мощность, потребная для
создания данной тяги. Если выдерживать постоянной
мощность двигателей, в указанных условиях
возрастает тяга НВ. Положительное влияние близости земли
используют в летной эксплуатации для повышения
грузоподъемности вертолетов, особенно в жаркое время
года, когда уменьшается взлетная мощность
двигателей. Влияние экранирующей поверхности практически
прекращается при H>D. С увеличением
барометрической высоты площадки, над которой висит вертолет,
эффект воздушной подушки уменьшается вследствие
разреженности воздуха.
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ 51
Чем больше полетная масса и соответственно
потребный для висения общий шаг НВ, тем больше
избыток давления в воздушной подушке и относительные
f
1,15
1,10
1,05
1,0 __
О 0,4 0,8 1,2 . 1,6 2,0 Я
\\
и><
* X
■
6=0
10
\20
%!
^
н\-^£>
яг^О^Ъгъ
30
40°
Рис. 29.
Зависимость
относительной тяги НВ от
относительного
расстояния до
вершины и угла склона
холма
потери этого давления, в результате относительный
прирост тяги уменьшается. Эффект влияния близости
земли существенно ослабляется также при приземлении
вертолета с достаточно большой вертикальной
скоростью.
При висении вертолета над вершиной холма, чем
больше углы склона G и меньше холм, тем меньше
положительный эффект воздушной подушки (рис. 29).
Если же углы склона холма превышают значения 40°,
влияние воздушной подушки на характеристики НВ
практически отсутствует. При висении вертолета над
центром конической ямы эффект воздушной подушки
зависит от угла G наклона стенок ямы при заданной
высоте висения. Если G<10°, эффект воздушной
подушки усиливается вследствие лучшего удержания и
уплотнения воздушной подушки стенками ямы. Если же
яма глубокая i G>20° l, стенки ее формируют вихревое
течение воздуха с повторным забросом части
индуктивного потока снова на НВ, что вызывает уменьшение
эффекта воздушной подушки, аналогичное уменьшению
тяги НВ в режиме вихревого кольца. Опасно также
перемещение вертолета на малой высоте над обрезом
крыши, палубы и т. п., когда воздушная подушка под
частью ометаемой площади пропадает И вертолет
резко наклоняется.

52 Часть 1. Аэродинамика
При зависании вертолета над кустарником или
кронами деревьев возникают дополнительные вихреобразо-
вания и неупорядоченные течения воздуха, в
результате чего эффект воздушной подушки ослабевает. При
Рис. 30. Зависимость
относительной тяги
НВ от относительного
расстояния до земли
и скорости полета
зависании над лесной поляной небольшого размера
возникают вихревые течения воздуха, как в глубокой яме,
поэтому эффект воздушной подушки также
уменьшается.
Для исключения самопроизвольного изменения тягн
НВ в зависимости от рельефа местности и характера
растительности, что может затруднить пилотирование
и привести к столкновению с землей, полеты следует
выполнять на высоте не менее 15 м над пересеченной
местностью и со скоростью не менее 50... 60 км/ч. Для
вертолетов корабельного базирования не
рекомендуется пересекать палубу корабля на высоте
существенного влияния эффекта воздушной подушки и
приближаться к палубным надстройкам.
Разгон вертолета на предельно малой высоте
характеризуется уменьшением эффекта воздушной подушки
(рис. 30). При разбеге по взлетной площадке перед
вертолетом в диапазоне скоростей V=20... 40 км/ч
образуется дугообразный приземный вихрь, вызывающий
уменьшение тяги НВ. При У>40 км/ч этот вихрь
разрушается, воздушная подушка «выдувается» встречным
потоком из-под НВ, аэродинамические характеристики
НВ выравниваются, приближаясь к своим значениям
при соответствующей скорости полета в безграничной
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ 58
атмосфере. Указанная аномалия проявляется при
взлете с разбегом в тенденции к отрыву вначале колес
основных опор.
1.3.5. Управляющие силы и динамические свойства НВ
Управляющие силы и моменты НВ возникают
вследствие направленного воздействия на маховое движение
лопастей с помощью автомата перекоса и
соответствующего отклонения конуса НВ в заданном направлении.
Поэтому управляющие силы и моменты НВ, как н
маховое движение лопастей, имеют аэродинамическую
природу.
Управляющие силы НВ при отклонении автомата
перекоса на углы х, rj и соответствующем отклонении
оси конуса лопастей в продольной и поперечной
плоскостях: Hyvo = TDHx; Synv,=TDHr), где £»„= 1,7 ... 1,8 —
кинематический коэффициент втулки, представляющий
собой передаточное отношение между углом
отклонения оси конуса лопастей НВ и углом отклонения
автомата перекоса.
Силы Яупр и Synp создают относительно центра масс
вертолета управляющие моменты (положительные —
на кабрирование и крен влево): Мг упр»=#упр */э;
ЛЦпр = Sy-прУэ, где уэ =у7 (1 + пл1т8т^12утТ) =
= (1,5... 1,8) ут — эффективная вертикальная
центровка вертолета.
Таким образом, увеличение разноса горизонтальных
шарниров и тяги НВ способствует повышению
эффективности управления несущим винтом.
Динамические свойства НВ обусловлены
криволинейным движением вертолета в пространстве с
угловыми скоростями тангажа со* и крена со*, а также
резкими отклонениями автомата перекоса летчиком и
(или) изменением угла атаки НВ порывом ветра.
При вращении вала НВ вместе с вертолетом в
каком-либо направлении ось конуса лопастей отстает в
этом направлении (отклоняется относительно вала в
обратную сторону) и, кроме того, наклоняется в направ-

54
Часть 1. Аэродинамика
лении, перпендикулярном к вращению вертолета.
Отставание оси конуса от вала НВ обусловлено
действием на машущие лопасти инерционных сил, а наклон в
сторону — аэродинамических сил, причем инерционные
силы влияют на движение конуса в 1,5... 2 раза
сильнее, чем аэродинамические. Отставание оси конуса
лопастей от вала НВ характеризует демпфирующие
свойства НВ, наклон в сторону — перекрестные
аэродинамические связи при маневрировании.
Помимо аэродинамических перекрестных связей,
обусловленных маховым движением лопастей и влиянием
компенсатора взмаха, при вращении корпуса возникают
также инерционные перекрестные связи из^за разноса
горизонтальных шарниров. Источником этих
перекрестных связей являются кориолисовы силы лопастей,
возникающие при криволинейном движении вертолета
с угловыми скоростями cOj или со* и создающие на
втулке НВ перекрестные инерционные гироскопические
моменты.
По своему значению перекрестные гироскопические
моменты соизмеримы с прямыми демпфирующими
моментами НВ и направлены в соответствии с табл. 1.
Таблица 1. Динамические моменты несущего винта
Направление
вращения
вертолета
На кабрирование
На пикирование
Вправо
Влево
Направление действия момента
прямого
демпфирующего
На пикирование
На кабрирование
Влево
Вправо
перекрестного
гироскопического
Влево
Вправо
На
кабрирование
На пикирование
При отклонении автомата перекоса конус вращения
лопастей НВ изменяет свое положение не мгновенно, а
с некоторым запаздыванием. Переходный процесс
изменения положения конуса и соответственно сил и
моментов НВ определяется перестройкой махового дви-
1.3. Аэродинамика характеристики ИВ и РВ 55
жения лопастей к новым значениям кинематических
параметров режима полета.
При резком (скачкообразном) отклонении автомата
перекоса в продольной плоскости ось конуса НВ
отклоняется в переходном процессе с некоторым
запаздыванием одновременно в двух плоскостях. Перекрестное
отклонение конуса при данном управляющем
воздействии на НВ не превышает 20% прямого отклонения, а
переходный процесс весьма скоротечен и практически
завершается за время одного оборота НВ. Аналогичное
явление происходит и при резком отклонении
автомата перекоса в поперечной плоскости. Таким образом, в
динамике полета наблюдается запаздывание
формирования управляющих моментов НВ при резких
отклонениях автомата перекоса, а также возникновение
незначительных перекрестных управляющих моментов.
1.3.6. Особенности рулевого винта
Обеспечение путевой управляемости и устойчивости
вертолета одновинтовой схемы осуществляется рулевым
винтом. РВ большинства типов вертолетов —
толкающий, установлен справа по полету на концевой балке.
При такой компоновке предотвращается
дополнительное динамическое нагружение концевой (килевой)
балки пульсирующим воздушным потоком, отбрасываемым
РВ.
По сравнению с несущим винтом РВ работает в
более тяжелых условиях (широкий диапазон изменения
углов установки и атаки лопастей, значительные
кориолисовы силы от махового движения и путевых
разворотов вертолета). Поэтому удлинение лопастей РВ в
2... 3 раза, а массовая характеристика в 1,5... 2 раза
меньше, чем у лопастей НВ. Для уменьшения
амплитуды махового движения лопастей коэффициент
компенсатора взмаха РВ в 1,5... 2 раза больше, чем у НВ.
Основной расчетный режим работы РВ — висение
вертолета. Для обеспечения путевой балансировки
вертолета на режиме висеиия затрачивается 8... 10%
мощности силовой установки. Угол установки лопастей
РВ, потребный для путевой балансировки вертолета,

flQ Часть 1. Аэродинамика
возрастает при уменьшении плотности воздуха.
Поэтому взлет по-вертолетному с высокогорных площадок
иногда лимитируется в РЛЭ не только располагаемой
мощностью силовой установки, но и запасом путевого
управления.
Рис. 31. Зависимость
относительной тяги
РВ от направления
ветра при висении
вертолета вблизи
земли (// = 0,6)
"'' 0 60 120 .180 240 300 Ф°
Спереди Слева Сзади Справа
Ветер
Кроме того, тяга РВ пропорциональна квадрату
частоты вращения несущего или рулевого винта (оба
винта жестко связаны между собой хвостовой
трансмиссией), а реактивный момент НВ обратно
пропорционален частоте его вращения. Поэтому при
выполнении висения вертолета в экстремальных условиях
(предельная полетная масса, высокогорная площадка,
высокая температура и турбулентность воздуха) нельзя
допускать уменьшения частоты вращения НВ ниже
номинальной, чтобы не исчерпать запас путевого
управления.
Уменьшение тяги РВ при висении вертолета вблизи
земли вызывается боковым ветром (рис. 31): при
ветре слева уменьшаются углы атаки лопастей; при ветре
справа, направленном навстречу индуктивному потоку
РВ, в определенном диапазоне скорости ветра (Wt=
•=5... 10 м/с) РВ попадает в режим вихревого кольца,
что в большей мере присуще вертолетам Ми-2, -6, -8.
Сильный боковой ветер, энергичные перемещения
вбок и развороты на висении вызывают уменьшение
тяги РВ и запаса управления по правой педали,
необходимых для путевой балансировки. Кроме того,
потребная для балансировки тяга РВ возрастает при увели-
/.О
0,9
0,6
Г)7
W»5.
\
\
Лф
V
\^
(
/
f
Л
\
1
J
1
/
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ
57
чении полетной массы, температуры и разреженности
наружного воздуха. Поэтому взлет и висение с
перегрузочной взлетной массой разрешаются только носом
против ветра, а разворот влево запрещается.
Рис. 32. Зависимость
потребной мощности
РВ от скорости и
высоты полета
0 50 100 150 200 |/,км/ч
С увеличением скорости полета тяга РВ быстро
возрастает без подвода дополнительной мощности, т. е.
потребная для привода РВ мощность уменьшается
(рис. 32). Однако увеличение скорости полета
вызывает рост амплитуды махового движения лопастей РВ
в плоскости тяги и уровня их динамического нагруже-
ния в плоскости вращения. Эффективное средство
разгрузки РВ на режимах горизонтального полета —
установка развитого профилированного киля (вертолеты
Ми-24, -26).
1.3.7. Особенности соосной системы несущих винтов
Аэродинамическая эффективность соосной н
одновинтовой схем несущей системы сопоставляется для
основного расчетного режима висения вне влияния
близости земли. При этом используется понятие
эквивалентного одиночного винта, который имеет те же
диаметр, частоту вращения, хорду и аэродинамические
характеристики лопастей, создает такую же тягу, что и
соосная система, но имеет вдвое большее заполнение.
Все лопасти верхнего и нижнего соосных винтов
условно размещены в одной плоскости вращения
эквивалентного НВ, поэтому при указанных прочих равных
условиях эти сопоставляемые несущие системы создает

м
Часть I. Аэродинамика
равные тяги, но требуют для вращения различных
затрат мощности.
Верхний и нижний винты разнесены между собой по
вертикали для исключения схлестывания лопастей, при
этом верхний винт засасывает воздух из
безграничного пространства и создает струю, отбрасываемую на
нижний винт. Вследствие сужения этой струи концевые
сечения лопастей нижнего винта обтекаются
невозмущенным воздушным потоком, как и у верхнего винта.
При этом соосная система оказывает воздействие на
большую массу воздуха, чем одиночный эквивалентный
винт, и для создания тяги соосная система НВ
затрачивает меньшую на 3... 6% мощность, чем
эквивалентный НВ.
Кроме того, воздушный поток верхнего винта
закручен в сторону, противоположную вращению
нижнего винта, что способствует улучшению
аэродинамической эффективности соосной системы. В конечном
счете, несмотря на ухудшение условий работы
центральной части нижнего винта в спутной струе верхнего
винта, аэродинамическая эффективность соосной
системы НВ, оцениваемая на режиме висения полярой
или относительным КПД, на 5... 10% выше, чем
эквивалентного НВ.
Практически вертолет с соосной системой НВ
сопоставляют с одновинтовым вертолетом той же
массовой категории, изолированный НВ которого не
соответствует понятиго эквивалентного. Если, например,
вертолеты Ка-32 и Ми-8 выполняют висение в одних и
тех же атмосферных условиях, для вертолета с
соосной системой НВ требуется на 10... 15% большая
мощность двигателей, чем для одновинтового. При
равных же затратах мощности двигателей соосный
вертолет висит на заданной высоте с меньшей на 10... 15%
полетной массой, чем одновинтовой вертолет. Таким
образом, несмотря на более высокий КПД несущей
системы и отсутствие затрат мощности на привод РВ,
соосный вертолет уступает в энергетическом
совершенстве одновинтовому. Причина этого — существенно,
меньший размер НВ соосного вертолета (£>=16 м) по
сравнению с вертолетом Ми-8 (£)я=21 м). Если бы
сопоставляемые вертолеты имели НВ одинакового разме-
1.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ 59
ра, энергетическое совершенство соосного вертолета на
вертикальных режимах было бы примерно на 15%
выше, чем одновинтового.
Рис. 33. Образование бипланного эффекта
Однако сравнительно небольшой диаметр НВ, как
и отсутствие РВ, — принципиальные преимущества
соосного вертолета, благодаря которым он имеет
большие отдачу по массе и статический потолок при
равных располагаемой мощности двигателей и полетной
массе.
На режимах горизонтального полета соосная
система НВ, особенно втулка (колонка), имеет существенно
большее лобовое сопротивление, чем НВ
одновинтового вертолета. Вместе с тем это компенсируется так
называемым бипланиым эффектом — увеличением
секундного объема проходящего через НВ воздуха (рис. 33),
что обеспечивает соосному вертолету достаточно
хорошие характеристики на режиме горизонтального
полета.
Вследствие вращения верхнего и нижнего винтов в
противоположные стороны их реактивные моменты и
поперечные силы взаимно противоположны и
уравновешиваются на колонке, а небольшой поперечный момент
обусловлен только различным расстоянием винтов по
вертикали от центра масс вертолета. Это свойство и
отсутствие РВ обеспечивают вертолету соосной схемы в
горизонтальном полете существенно большую аэродина-

60 Часть 1. Аэродинамика
мическую симметрию по сравнению с одновинтовым
вертолетом.
Влияние индуктивного потока верхнего винта на
аэродинамические характеристики нижнего винта при
увеличении скорости полета V>50 км/ч ослабевает. На
больших скоростях полета оба винта работают почти
как изолированные, создавая примерно равные тяги и
потребляя примерно равные мощности.
Сближение концов лопастей верхнего и нижнего
винтов вызвано: вращением винтов и поперечным завалом
конусов их вращения в противоположных
направлениях; сравнительной близостью плоскостей вращения
винтов (АувТ=АуВт/Я<0,2); дифференциальным
изменением углов установки лопастей винтов при путевом
управлении вертолетом; упругостью лопастей;
маневрированием и криволинейным движением вертолета в
пространстве; турбулентностью атмосферы; возможностью
попадания вертолета в режим вихревого кольца или
спутный вихревой след пролетающего ЛА.
На вертолетах соосной схемы, имеющих по три
лопасти на каждом винте, существует шесть
азимутальных положений, отсчитываемых по нижнему винту, в
которых лопасти проходят друг над другом (рис. 34).
При отклонении ручки управления азимут
максимального дополнительного сближения концов лопастей
смещается приблизительно на 90° в сторону отставания по
вращению нижнего винта от направления отклонения
ручки.
Сближение концов лопастей, т. е. уменьшение
расстояния между концами лопастей Аук по сравнению с
конструктивным расстоянием между втулками винтов
Д//вт (рис. 35), оценивают с помощью коэффициента
сближения Кс=(А#вт—Ауи)/АуЛт. Чем больше значение
Кс, тем меньше расстояние между концами лопастей
винтов в азимутальных положениях «встречи», а при
Кс = 1 возможно схлестывание концов лопастей.
Сближение концов лопастей считают безопасным, если
Кс<0,8, что должно выполняться во всевозможных, в
том числе усложненных, условиях летной эксплуатации
вертолета.
При малых скоростях полета лопасти в наибольшей
степени сближаются в азимутальном положении
.3. Аэродинамика характеристики НВ и РВ 61
1 166
ч=&й
Рис. 34. Азимутальные положения «встречи> лопастей
верхнего и нижнего винтов
Рис. 35. Расчетная схема сближения лопастей верхнего
и нижнего винтов

62 Часть I. Аэродинамика
фл^ЗОО0, а с увеличением скорости полета вплоть до
максимальной — в азимуте т]зл = 180°.
Сближению лопастей способствует уменьшение
частоты вращения НВ и отклонение вперед правой
педали.
На наиболее неблагоприятном по сближению
лопастей неустановившемся режиме полета вертолета типа
Ка-32 (интенсивном торможении от скорости V=120...
...130 км/ч до почти зависания) коэффициент Кс<0,8.
Возможность опасного сближения лопастей НВ
возникает в следующих случаях: при непреднамеренном
попадании соосного вертолета в режим вихревого
кольца во время крутого снижения с вертикальной
скоростью 4 ... 7 м/с или при выполнении энергичного
недостаточно координированного маневра с малой
поступательной скоростью, например, нисходящей спирали с
внешним скольжением; при значительном превышении
максимально допустимой скорости полета во время
выполнения пикирования с большим отрицательным углом
тангажа и околонулевой вертикальной перегрузкой.
Правильный выбор при проектировании значений A(/BT,
фазового сдвига между винтами, угла опережения
управления, значения компенсатора взмаха и
установление соответствующих летных ограничений исключают
схлестывание лопастей.
Режим самовращения соосной системы НВ имеет
следующие особенности:
в момент выключения двигателей отсутствует
характерная для одновинтового вертолета путевая и
поперечная разбалансировка (резкий рывок вправо),
обусловленная исчезновением реактивного момента НВ;
вследствие механической связи между винтами
через трансмиссию разность реактивных моментов
передается на корпус вертолета, обеспечивая
функционирование системы дифференциального шага (у
одновинтового вертолета реактивный момент НВ на
рассматриваемом режиме отсутствует);
путевая управляемость заметно хуже, чем, на
моторных режимах и чем у одновинтового вертолета на
режиме самовращения НВ, вследствие ухудшения
эффективности системы дифференциального шага. При
планировании с минимальным общим шагом и макси-
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 63
мально допустимой частотой вращения НВ это может
проявляться в реверсе путевого управления (при
отклонении летчиком, например, правой педали вертолет
имеет тенденцию развернуться влево).
1.4. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ВЕРТОЛЕТА
1.4.1. Характеристики планера
Аэродинамическая компоновка вертолета в
значительной мере определяется его планером, который
включает фюзеляж, крыло (если оно имеется),
горизонтальное оперение (стабилизатор), вертикальное
оперение (киль).
У большинства современных серийных вертолетов
над центральной частью фюзеляжа или по бокам ее
расположены гондолы двигателей, редукторный и
вентиляторный отсеки. Кроме того, на фюзеляже
находятся стойки неубирающегося шасси. Вследствие этого
фюзеляж не имеет симметричных удобообтекаемых форм,
характерных для современных скоростных самолетов.
Для уменьшения лобового сопротивления фюзеляжа в
горизонтальном полете ось вала НВ наклонена вперед
от вертикальной оси вертолета на угол заклинения,
равный 4... 6°, в результате чего фюзеляж на
крейсерской скорости полета располагается почти по потоку.
Крыло не обязательный элемент вертолета. На
режимах висения и на малых скоростях полета оно
уменьшает массовую отдачу ЛА. Однако установка
крыла позволяет частично разгрузить НВ на больших
скоростях полета и, благодаря этому, добиться
большего значения максимальной скорости. Часто (Ми-24)
крыло используют для подвески вооружения. Крыло,
имеющее толстый симметричный профиль и
трапециевидную форму в плане, устанавливают в центральной
части фюзеляжа позади центра масс вертолета.
Вредное аэродинамическое взаимовлияние крыла и
фюзеляжа уменьшают плавным сопряжением с помощью
зализов.

64 Часть 1. Аэродинамика
Стабилизатор предназначен для улучшения
характеристик продольной балансировки и устойчивости
вертолета. Применяют стабилизаторы двух типов:
неуправляемый (Ми-8, -26) и управляемый (Ми-2, -6, -24), у
которого при увеличении общего шага НВ
увеличивается и угол установки стабилизатора. Стабилизатор
имеет также достаточно толстый симметричный
профиль и трапециевидную форму в плане. Его
устанавливают на конце хвостовой балки для максимально
возможного увеличения расстояния от стабилизатора до
центра масс вертолета, а также уменьшения вредного
индуктивного воздействия НВ.
Киль на одновинтовом вертолете, так же как и
крыло, не обязателен для полета, однако при наличии
концевой балки целесообразно превратить ее в киль,
благодаря чему возможно частично разгрузить РВ на
больших скоростях полета и повысить путевую
устойчивость. Киль имеет толстый несимметричный профиль,
трапециевидную форму (прн виде сбоку), расположен
под углом 30 ... 60° к продольной оси хвостовой балки
и повернут влево относительно вертикальной
плоскости симметрии фюзеляжа на 5... 7°. При этом на режиме
горизонтального полета вертолета киль создает
боковую аэродинамическую силу, направленную в сторону
тяги РВ.
Аэродинамические силы, действующие на планер при
полете вертолета, выражают, как и для любого ЛА, в
виде:
Xt = CxipVtFi/2; Yt =-- CyiPV*Ft/2; Zt = Сг19УЩ{2,
где Cxi, Cyi, Czi — коэффициенты аэродинамических сил;
индекс i может заменяться индексами «ф» (фюзеляж),
«кр» (крыло), «ст> (стабилизатор) и «к» (киль).
На вертикальных режимах полета основным
источником аэродинамических сил планера является обдувка
его индуктивными потоками несущего и рулевого
винтов. Аэродинамическое сопротивление планера без
крыла в потоке от НВ составляет около 1,5%, а
вертолета с крылом —2,5... 3% силы тяжести.
Относительная потеря тяги РВ на обдувку киля
определяется схемой РВ (толкающий или тянущий),
расстоянием Tpb=zpb/^pb между килем и РВ и обдувае-
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 65
мой площадью киля FK=Fv06jJF рз. При этом для
любого типа РВ киль всегда вызывает лишь потерю
тяги, не компенсируемую незначительным экранным
эффектом или оптимальным профилированием киля.
В практически реализуемом диапазоне^ значений
0,3<Трв<0,5 потери тяги составляют ATpb~0,76Fk
для тянущего и ATPB^0,32FK для толкающего РВ.
Поэтому преимущественное применение получил
именно толкающий РВ.
Рис. 36.
Зависимость
коэффициентов подъемной
силы и лобового
сопротивления от
угла атаки
фюзеляжа
На режимах горизонтального полета основным
источником аэродинамических сил планера является
обдувка его встречным воздушным потоком под углом
атаки Оф, измеряемым между направлением вектора
воздушной скорости и строительной горизонталью
фюзеляжа. Коэффициент лобового сопротивления
минимален в диапазоне 0<Оф<10° и далее возрастает на
отрицательных углах атаки интенсивнее, чем на
положительных, когда хвостовая балка частично прячется в
аэродинамическую тень от фюзеляжа (рис. 36).
Уменьшению лобового сопротивления фюзеляжа
способствуют: убирающиеся шасси и хвостовая опора;
капотирование втулок винтов, элементов шасси и
хвостового редуктора; встроенные в обводы антенны;
устранение различных неровностей на поверхности
фюзеляжа (стыков обшивки, головок заклепок, замков и ру-
3 Зак. 7Ь6

66
Часть !. Аэродинамика
кояток крышек и люков, подножек н поручней);
аэродинамически облагороженные входные и выходные
устройства двигателей; герметизация фюзеляжа и
размещение топливных баков внутри его; плавное
сопряжение обводов центральной части фюзеляжа с хвостовой
балкой. В верхней части фюзеляжа вблизи перехода в
хвостовую балку на некоторых новых типах вертолетов
(Ми-26) устанавливают аэродинамические гребни,
которые способствуют непрерывному плавному истечению
воздуха из застойной зоны за надстройкой главного
редуктора и его организованному смешению с внешним
воздушным потоком. Кроме того, аэродинамический
гребень сглаживает завихрения и пульсации воздушного
потока, вызванные корневыми участками лопастей и
плохо обтекаемыми втулкой и автоматом перекоса НВ.
Коэффициент подъемной силы почти линейно
увеличивается по углу атаки в диапазоне —30°<аф<30°,
пока сохраняется плавное обтекание фюзеляжа,
соответствующее его продольным обводам. Подъемная сила
фюзеляжа обычно отрицательна, однако значение ее
по сравнению с тягой НВ невелико.
Коэффициент боковой силы фюзеляжа почти
линейно зависит от угла скольжения в диапазоне —30°<р<
<30°, пока сохраняется плавное обтекание фюзеляжа,
соответствующее его поперечным и азимутальным
обводам, и слабо зависит от угла атаки: С2ф = — С\ р.
В эксплуатационном диапазоне углов скольжения
фюзеляж имеет тенденцию к сносу вбок по потоку.
Аэродинамические характеристики крыла
представляют собой известные зависимости коэффициентов
подъемной силы и лобового сопротивления от угла
атаки. При V<100 км/ч аэродинамическая роль крыла
* несущественна, а при Vs=200 км/ч крыло разгружает
НВ иа 10... 15% {рис. 37).
Аэродинамические характеристики стабилизатора
практически сводятся к зависимости подъемной силы
от угла атаки. В результате существенного скоса
потока от НВ и фюзеляжа угол атаки стабилизатора, как
правило, отрицательный, поэтому стабилизатор создает
отрицательную подъемную силу и момент кабрирования
Относительно центра масс вертолета.
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 67
Коэффициент боковой силы киля зависит от угла
скольжения вертолета в принципе так же, как
коэффициент подъемной силы крыла от угла атаки. При
скольжении вертолета на правый борт боковая сила
киля направлена влево, и наоборот.
Рис. 37.
Зависимость
относительных подъемной
силы и лобового
сопротивления крыла
от скорости полета
0 100 200 V, км/ч
Подъемная сила вертолета создается в основном
несущим винтом; на крейсерских и больших скоростях
полета доля планера в создании лобового
сопротивления вертолета соизмерима с долей продольной силы
НВ, а в создании боковой силы при полете со
скольжением— с долей РВ; крыло создает на больших
скоростях полета около половины ■ лобового сопротивления
фюзеляжа; киль оказывает существенное влияние на
боковую аэродинамическую силу планера. Таким
образом, аэродинамическое совершенствование планера —
одно из кардинальных направлений современного верто-
летостроения.
1.4.2. Потребная и располагаемая мощности
Потребная мощность N„ — мощность, необходимая
для вращения НВ и выполнения заданного
установившегося полета вертолета; Nn=Nw+Nnp+NAB, где /VH—
индуктивная мощность для создания подъемной силы,
равной силе тяжести, действующей на вертолет; ЛГ1Р—
профильная мощность для преодоления профильного
сопротивления лопастей НВ; /Удв — мощность движения
7
Vp'
20
10
хкр,%
Y
'кр
■^кр
3*

68 Часть 1. Аэродинамика
для преодоления вредного лобового сопротивления
ненесущих частей вертолета в поступательном полете.
Мощность Na пропорциональна квадрату силы
тяжести, действующей на вертолет, обратно
пропорциональна размеру НВ и скорости горизонтального полета,
возрастает при увеличении высоты полета. Мощность Nnp
Рис. 38.
Зависимость компонентов
потребной
мощности от скорости
полета
О 50 100 150 200 250 V, км/ч
возрастает при увеличении скорости и высоты полета,
а также частоты вращения НВ. Мощность Л?дв
определяется произведением силы лобового сопротивления
планера на скорость полета вертолета. Характер изменения
компонентов потребной мощности по скорости
горизонтального полета типичен для всех вертолетов (рис. 3S).
Располагаемая мощность Np непосредственно подво-
дится к втулке НВ от двигателей на заданном режиме
полета вертолета; ЛГР=Пдв£лгМе, где пдв— количество
двигателей в силовой установке; |« — коэффициент
использования мощности; Ne — эффективная мощность,
снимаемая с вала свободной турбины двигателя.
Передача эффективной мощности на НВ
сопровождается механическими потерями на привод РВ (8...
10% на висении и 2...4% иа режимах
горизонтального полета), агрегатов двигателей и вертолета (около
1%), вентилятора охлаждения агрегатов
(приблизительно 1,5%), а также потерями на трение в
трансмиссии {около 3%) и гидравлические сопротивления
входных устройств (около 2,5%). Кроме перечисленных
потерь мощности существуют и временные потери:
приблизительно 4% при включении воздушно-тепловой лро-
тивообледенительной системы, около 2,5% при
установке пылезащитного входного устройства в выключенном
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 69
состоянии и около 5% при включении. Коэффициент
использования мощности |,v двигателей составляет
0,82 ... 0,84 на режиме висения и 0,86 ... 0,88 на
режимах крейсерского полета.
Рис. 39. Зависимость
взлетной мощности
двигателя ТВЗ-117 от
высоты полета
0 1 2 з и 5 /у,км
Для обеспечения необходимых летных характеристик
вертолета во всем эксплуатационном диапазоне высот
полета и температур наружного воздуха двигатели, как
правило, переразмерены по мощности в стандартных
атмосферных условиях у земли. При этом, чтобы не
перегружать трансмиссию, мощность двигателей при
помощи топливорегулирующей аппаратуры
ограничивается значением, потребным для заданного режима полета
в конкретных атмосферных условиях.
Эксплуатационные характеристики двигателя
представляют собой зависимость мощности и удельного
расхода топлива от скорости и высоты полета вертолета, а
также внешних атмосферных условий.
Высотная характеристика — зависимость
эффективной мощности на различных режимах работы от
высоты полета вертолета при заданной программе
автоматического управления двигателем. У большинства
вертолетных турбовальных двигателей взлетная мощность
сохраняется почти постоянной до так называемой
расчетной высоты полета (рис. 39).
Скоростная характеристика — зависимость мощности
от скорости полета. В основном эксплуатационном
диапазоне скоростей полета современных вертолетов
влияние скоростного напора на характеристики двигателей
несущественно: при 1/>250 км/ч увеличение мощности
двигателей составляет 3 ... 5%.
^бзл-
1500
1000
500
кВт
tfO
Ч5\
-зог
"ад°с

?0 Часть 1. Аэродинамика
Климатическая характеристика — зависимость
эффективной мощности от температуры, давления и
влажности наружного воздуха при заданной программе
автоматического управления двигателем,
предусматривающей сохранение почти постоянной мощности в диапазо-
т
1000
Рис. 40. Высотно-клима-
тическая характеристика
двигателя ТВЗ-117 по
взлетной мощности
5 Н,км
не температур воздуха — 40... 30°. Влияние давления
наружного воздуха проявляется в изменении расчетной
температуры, при которой срабатывают ограничители
предельных режимов работы двигателя: чем меньше
давление, тем при меньшей температуре происходит
«срезка» мощности двигателя. С учетом изложенного
высотная характеристика перестраивается в высотно-
климатическую характеристику двигателя (рис. 40).
Влажность воздуха вызывает уменьшение его
плотности, а также массы кислорода, вытесняемого парами
воды. При увеличении относительной влажности
воздуха эффективная мощность двигателя уменьшается,
особенно при повышенных температурах воздуха.
Если вертолет находится на режиме внсения при
ветре сбоку сзади, происходит заброс части
отработанных газов на вход в двигатели, сопровождаемый
локальным повышением температуры воздуха перед
воздухозаборниками на Ю...20°С и неблагоприятным
изменением его состава. Поэтому при зависании на
малой высоте при повышенной температуре наружного
воздуха ветер сбоку сзади приближает ограничение
взлетной мощности двигателей по климатической
характеристике. При ветре спереди улучшаются условия
обтекания воздухозаборников двигателей, что вызывает
некоторое увеличение их мощности.
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 71
Таким образом, располагаемая мощность двигателей
должна определяться с учетом реальных условий
эксплуатации вертолета, в том числе должно приниматься
во внимание возможное уменьшение мощности
двигателей по мере выработки ими ресурсов, а в отдельных
районах базирования вертолетов и повышенный
эрозионный износ газовоздушного тракта и лабиринтных
уплотнений двигателей.
1.4.3. Летные данные вертолета
Экстремальные скорости и высота полета
определяются равенством потребной и располагаемой
мощностей (рис. 41). При использовании номинальной мощно-
А/.кбт
О 50 ЮО ISO 200 250V„^.„
V i/ I/ i/i/i/ тахоэл
"тех *1 *и \! *с "тех нем
Рис. 41. Зависимость
потребной и
располагаемой мощности от
скорости полета
сти двигателей Wp.hom точка / соответствует
максимальной, точка 2 — минимальной скоростям горизонтального
полета. На данном режиме работы двигателей при
постоянных значениях полетной массы, высоты полета,
температуры воздуха в полете со скоростями меньше
Vmin и больше Vmax вертолет снижается, а в диапазоне
скоростей Vmin ... Vmax обладает избытком мощности и
набирает высоту. При работе двигателей на взлетном
режиме с мощностью Мг.Вал точка 3 соответствует
максимальной, а точка 4 — минимальной скоростям
горизонтального полета, Vm*x *зл> Vm9% Нрм. а минимальная

72
Часть I. Аэродинамика
скорость полета в рассматриваемом примере равна
нулю. Таким образом, в данных условиях вертолет может
висеть вне влияния близости земли, т. е. существует
определенный, так называемый статический потолок ви-
сения Нет- Вертолеты Ми-2, -6, -8 не имеют статическо-
0 100 200 У, км/ч
Рис. 42. Зависимость минимальной и
максимальной скоростей от высоты полета.
го потолка — в стандартных атмосферных условиях
(Я = 0, <Н= + 15°С, безветрие) могут висеть с полной
полетной массой только в зоне влияния земли. Вертолеты
Ми-17, -24, -26, Ка-32 имеют статический потолок висе-
ния Яст = 1000 . ..2000 м, обеспечиваемый повышенной
мощностью и высотностью турбовальных двигателей.
При увеличении высоты полета Fmin возрастает,
Vmax уменьшается, эксплуатационный диапазон
скоростей полета суживается (рис. 42). Наибольшая
возможная высота полета, на которой Vmin=Vmax, называется
динамическим потолком вертолета Нт„. Точки
пересечения кривых потребной и располагаемой мощностей
определяют теоретические (абсолютные) статический и
динамический потолки, которые достигаются за
бесконечно большое время и лишь характеризуют энергоно-
оруженность вертолета. Поэтому в РЛЭ под
статическим (потолком висения) и динамическим (практиче-
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 73
ским) потолками понимают такую предельную высоту
висения или соответственно горизонтального полета, на
которой вертолет еще обладает скороподъемностью
V'y=0,5 м/с.
Предельная высота и максимальная скорость полета
на небольших высотах (И<\ км) ограничиваются
энергетическими возможностями вертолетов^ (соответствием
потребной и располагаемой мощностей). Кроме того,
существуют эксплуатационные ограничения
минимальной и максимальной скоростей горизонтального полета,
назначаемые с целью надежного обеспечения
безопасности полетов.
Минимальная скорость установившегося полета
ограничена значениями 50... 70 км/ч, так как на меньших
скоростях ненадежно работает указатель скорости
полета, наблюдается повышенный уровень вибраций
конструкции и динамических напряжений в агрегатах,
ухудшается продольная и путевая устойчивость.
Максимальная скорость установившегося
горизонтального полета на высотах Н>\ км ограничивается с
целью предотвращения интенсивного развития срыва
потока в концевых сечениях отстающих лопастей,
которое сопровождается недопустимым повышением уровня
вибраций конструкции вертолета, динамических
напряжений в его агрегатах и усилий в забустерной части
системы управления. При выполнении полетов с
негабаритным по длине грузом и снятыми створками грузовой
кабины максимальная скорость ограничивается
условиями прочности фюзеляжа и крепления груза.
Скороподъемность вертолета при наборе высоты
V„=AN/mBg пропорциональна избытку мощности
силовой установки АЛ/, который максимален при скорости
полета, соответствующей минимальной потребной
мощности (рис. 41, точка 5). Скорость установившегося полета
вертолета по наклонной траектории, при которой
требуется минимальная мощность и обеспечивается
максимальная вертикальная скорость набора высоты,
называется наивыгоднейшей (VHB). При полете на
наивыгоднейшем режиме обеспечивается достижение любой
заданной высоты за минимальное время. Как правило,
набор высоты выполняется на номинальном режиме

74 Часть 1. Аэродинамика
работы двигателей, но при необходимости может быть
кратковременно использована и взлетная мощность.
С увеличением высоты полета потребная мощность
возрастает, а располагаемая уменьшается, так что
избыток мощности и соответственно максимальная скоро-
н,кп—мм
Н /РК. III)!
практ\
4
3
"ст
7
О
0,5 2 4 6 Vy,M/G
Рис. 43. Зависимость максимальной
скороподъемности от высоты полета:
/ — вертикальный подъем; 2 — набор высоты по
наклонной траектории
подъемность уменьшаются (рис. 43). Если на вертолете
установлены высотные двигатели, максимальная
скороподъемность уменьшается до расчетной высоты
незначительно (штриховая линия). Если
энерговооруженность вертолета обеспечивает ему статический потолок
висения, набор высоты может быть выполнен и по
вертикали. При этом максимальная вертикальная
скороподъемность изменяется по высоте полета так же, как
и при наборе высоты по наклонной траектории,
аналогично проявляется и влияние высотности двигателей.
При увеличении температуры наружного воздуха
скороподъемность также уменьшается в соответствии с
климатической характеристикой двигателей.
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета
Вертикальная скорость снижения Vy=*—&Nlinng,
где kN~Nn—Np. При дросселировании двигателей
(Nn>Np) можно получить соответствующую
вертикальную скорость снижения вертолета тем большую, чем
больше его полетная масса н угол наклона траектории.
О 10 V,20 30 МУС50У2У,Ф
Рис. 44. Траектории планирования вертолета на режиме
самовращения НВ
В случае полного выключения двигателей, когда
ЛГр=0, НВ переходит на режим самовращения, при
этом Vu= — Na/mBg. Угол планирования вертолега на
режиме самовращения несущего винта 0Сн=— Nnl*n*gV.
Минимальная вертикальная скорость снижения Vy min
соответствует наивыгоднейшей скорости по траектории
Унв, а минимальный угол планирования—скорости
полета Vc, при которой величина Nn/V минимальна.
Если на рис. 50 провести прямую, параллельную
горизонтальной оси, она пересечет кривую потребной
мощности в двух точках А и В, которым соответствуют
скорости Vi и V2 полета вертолета и одинаковая
вертикальная скорость снижения. Следовательно, возможно
планирование при одной и той же вертикальной
скорости снижения на двух режимах: при большом угле 6
планирования и малой скорости V\ по траектории; при
малом угле 62 планирования и большой скорости Vz по
траектории. Кривая, изображенная на рис. 44,
называется указательницей глиссады планирования вертолета
на режиме самовращения НВ. Как правило,
планирование выполняют в диапазоне скоростей V=* 120...
200 км/ч и соответственно углов всн= 12... 16°. При
больших скоростях планирования усложняется техника

76 Часть 1. Аэродинамика
предпосадочного торможения, при малых скоростях
планирования возрастает вертикальная скорость снижения,
что также усложняет выполнение предпосадочного
маневра.
т1__П I I I I flfll i L—I -i
в в 10 11 /2me,T, в 9 10 11 72/7?е,т
Рис. 45. Равновесные сочетания кинематических
параметров режима самовращения НВ
Вертикальная скорость снижения и угол
планирования помимо скорости по траектории зависят от
полетной массы вертолета, частоты вращения НВ, высоты
полета и атмосферных условий: чем больше полетная
масса, высота полета и температура наружного воздуха,
тем больше вертикальная скорость снижения.
Наибольшая вертикальная скорость снижения на
рассматриваемом режиме Vy-= — (11 ... 14) м/с наблюдается у
вертолетов Ми-26 и Ка-32 с нормальной полетной массой,
имеющих сравнительно большую нагрузку на ометае-
м'ую несущим винтом площадь.
Для вертолетов всех типов оптимальная исходная
скорость планирования, при которой достигается
наименьшая вертикальная скорость снижения, возрастает
при увеличении полетной массы, высоты полета и
температуры наружного воздуха. Для поддержания
оптимальной частоты вращения НВ на режиме
самовращения необходим определенный общий шаг НВ, также тем
1.4 Аэродинамические характеристики вертолета 77
больший, чем больше полетная масса, высота полета и
температура наружного воздуха (рис. 45). От скорости
полета потребный шаг НВ зависит незначительно.
1.4.4. Дальность и продолжительность полета
Дальность полета L — исчисляемая по земной
(водной) поверхности длина пути, пройденного вертолетом
по маршруту полета от места взлета до места посадки.
Продолжительность т измеряется временем, в течение
которого вертолет находится в полете (от момента
взлета до момента приземления). Расчет дальности и
продолжительности полета выполняется по специальным
инструкциям, помещенным в РЛЭ.
Технические дальность LT и продолжительность Хт
характеризуют технические возможности одиночного
вертолета при условии, что полет выполняется на
заданных режимах, в безветрии, при стандартных
атмосферных условиях, по простому одноступенчатому
профилю (набор высоты — горизонтальный полет —
снижение на маршруте), до полного использования всего
расходуемого запаса топлива. Практические дальность L„P
и продолжительность тпр достигаются при
расходовании не всего запаса топлива, а с установленным
остатком — гарантийным запасом.
Дальность и продолжительность полета
определяются километровым и часовым расходами топлива,
профилем и режимами полета вертолета, запасом топлива на
борту. Часовой расход топлива Q» представляет собой
расход топлива двигателями за 1 ч полета.
Километровый расход топлива q — масса топлива, затрачиваемого
двигателями на 1 км пути: q=QjjV. В зависимости
часового и километрового расходов топлива от скорости
установившегося горизонтального полета вертолета
(рис. 46) выделяются два характерных значения
скорости полета: экономическая скорость VBK,
соответствующая наибольшей продолжительности и практически
равная наивыгоднейшей скорости (Vbk^Vrb); крейсерская
скорость VKP, соответствующая наибольшей дальности
полета (VKP» Vc).

78
Часть 1. Аэродинамика
При постоянном запасе топлива на борту и прочих
равных условиях отклонения от скорости Уэк и VKp
вызывают существенное уменьшение соответственно
максимальной продолжительности и дальности полета
От.кг/Ч|
£,кг/км
600 зр
W
609 7.5
^
V
N
**-*
Ч
S
/
Y
А,
л
1-е
0,8
•0,4
50 КЮ V 200 V Уъ км/1
У i
КР
Рис. 46. Зависимость
часового и
километрового расходов
топлива от скорости полета
0 50/001^2001^2501^
Рис. 47. Зависимость
относительных
дальности и
продолжительности от
скорости полета
(рис. 47). На рис. 47 текущие значения т и L отнесены
к максимальным, достигаемым соответственно при
экономической и крейсерской скоростях полета. При
увеличении высоты полета до Н~Ъ км дальность и
продолжительность возрастают на 10... 15%, а далее резко
уменьшаются. При постоянной полетной массе
вертолета экономическая и крейсерская скорости сохраняются
почти постоянными до высоты Н~Ъ км, а далее
смещаются к той единственной скорости, на которой
возможен полет вертолета на динамическом потолке.
На вертолетах Ми-24, -26, оборудованных системой
перенастройки стабилизированной частоты вращения
НВ, при выполнении длительных маршрутных полетов
на максимальную дальность на высоте Н>2 км
целесообразно уменьшать частоту вращения НВ на 2...3%.
Увеличение полетной массы и температуры
наружного воздуха вызывает уменьшение дальности и
продолжительности полета. При включении противообледени-
тельной системы двигателей, несущего и рулевого
винтов километровый и часовой расходы топлива
увеличиваются на 4... 6% с соответствующим уменьшением
дальности и продолжительности полета. При включении
пылезащитного устройства иа висении часовой расход
топлива возрастает на 2... 4%.
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета
79
Существенное влияние на дальность полета оказы-
—»
вают направление н скорость ветра W, изменяя путевую
—> —> —* —>
скорость движения Унут = V+W, где V — скорость
вертолета относительно
воздушной среды. Для учета /э.м/с|
этого влияния используют I
понятие эквивалентного вет-
fja, скорость которого W9K»
определяется в зависимости
от скорости W и угла -tow
фактического ветра (рис. 48),
а дальность полета с
учетом влияния эквивалентного
ветра — по специальным
номограммам в РЛЭ.
Запас топлива на борту
вертолета mT=mo+m„, где
то — первоначальный запас
топлива (масса
топлива,заправляемого перед
полетом) ; т„ — невырабатывае-
мый остаток топлива,
зависящий от конструктивных
особенностей топливной
системы конкретного
вертолета (mH=ma/mT=l ...3%).
Заправка топлива в
зависимости от загрузки
вертолета и выполняемого полетного задания может быть
полной (с полным использованием установленной
вместимости топливной системы) и неполной. В любом
случае суммарная масса заправки и загрузки
ограничивается предельно допустимой взлетной массой
вертолета; при посадке после завершения маршрутного полета
в топливных баках помимо невырабатываемого остатка
должен быть расчетный аэронавигационный
(гарантийный) запас топлива не менее минимального: maep=/n0—
—mn, где та — запас топлива на выполнение полетного
задания.
Минимальный аэронавигационный (гарантийный)
запас топлива учитывает возможное увеличение расхода
Рис. 48. Соотношение
скоростей
эквивалентного и фактического ветра

80 Часть I. Аэродинамика
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 81
топлива по сравнению с расчетным вследствие:
неточного выдерживания маршрута; погрешностей в оценке
метеорологической обстановки на маршруте, при
заправке и измерении остатка топлива, расчете дальности и
продолжительности полета; отличия технических
характеристик вертолета и двигателей от их номинальных
значений.
Аварийный остаток топлива в расходном баке
составляет приблизительно 15% полной заправки
топливной системы легких вертолетов типа Ми-2, около 10%
для средних вертолетов типа Ми-8, Ка-32 и около 8%
для тяжелых вертолетов типа Ми-6, -26. При этом
дальность полета на крейсерской скорости составляет 50...
65 км, продолжительность полета на экономической
скорости 15 .. .20 мин.
Инженерно-штурманский расчет заключается в
последовательном определении на каждом участке
заданного профиля полета пройденного пути и времени
полета на заданном режиме, израсходованного топлива на
данном участке, остатка топлива в начальной и
конечной точках участка, массы вертолета. Основная цель
расчета — получение необходимых данных для полного
и эффективного использования летно-технических
характеристик и обеспечение безопасности длительного
полета.
Перед началом расчета профиль предстоящего
полета в координатах путь — высота разбивают граничными
точками на участки набора высоты, снижения,
горизонтального полета с постоянной скоростью и другие
характерные участки. При этом в число граничных точек
включают также контрольные ориентиры, в которых
будут контролироваться остаток топлива и другие
необходимые параметры полета. При выполнении расчета
следует учитывать: характер полета (одиночный или
групповой, днем или ночью, в простых или сложных
метеорологических условиях и т. п.); продолжительность
и режимы полета при непосредственном выполнении
полетного задания (перевозка пассажиров или грузов,
спасательная операция, патрулирование местности
и т. п.); время, порядок и режим взлета и посадки; вид
и массу загрузки, варианты внешних подвесок;
навигационную и метеорологическую обстановку;
квалификацию и уровень подготовки экипажа; техническое
состояние и наработку вертолета и двигателей; другие
факторы, отражающие существенные особенности полетного
задания. Перечисленные данные находят отражение в
установлении гарантийного запаса топлива.
1.4.5. Балансировка и запасы управления
1
Балансировка — потребное отклонение органов
управления, при котором выполняются все условия
равновесия вертолета в установившемся движении с
постоянной скоростью. Летчик добивается равновесия
вертолета на заданном режиме установившегося полета
путем отклонения органов управления в так называемое
балансировочное положение. Зависимости управляющих
параметров от определяющих параметров на режимах
установившегося полета называют балансировочными
характеристиками (кривыми).
Управляющие параметры: общий шаг НВ ф0, углы
продольного х и поперечного т) отклонения автомага
перекоса, угол установки РВ фрв. углы тангажа Ф и
крена у вертолета. Определяющие параметры: скорость
горизонтального полета V, вертикальная скорость набора
высоты или снижения Vv, угол скольжения вертолета р\
частота вращения НВ со, нормальная перегрузка пуа-
Продольная балансировка представляется
балансировочными зависимостями углов общего шага,
продольного отклонения автомата перекоса и тангажа от
скорости полета на постоянной высоте. Зависимость
балансировочного значения общего шага НВ от скорости
установившегося горизонтального полета на различных
высотах (рис. 49) однозначно соответствует характеру
изменения по скорости потребной мощности (рис. 41).
Зависимость балансировочных значений продольного
отклонения автомата перекоса и и угла тангажа О от
скорости полета определяют для трех значений продольной
центровки вертолета: средней, предельно передней и
задней (рис. 50).
В диапазоне скоростей V=30...100 км/ч
наблюдается так называемая «ложка» данной балансировочной
характеристики: на скорости, например, У=80 км/ч

g2 Часть 1- Аэродинамика
ручка управления отклонена от себя меньше, чем при
V-50 км/ч.
Рис. 49. Балансировоч- Рис. 50.
Балансировочные характеристики об- ные характеристики про-
щего шага НВ дольного отклонения
автомата перекоса и угла
тангажа:
/ — предельно передняя
центровка; 2 — средняя
центровка; S — предельно задняя
центровка
При увеличении полетной массы или мощности
двигателей, а также высоты полета необходимо отклонять
автомат перекоса в более переднее балансировочное
положение. Балансировочный угол тангажа с увеличением
скорости полета возрастает на пикирование. При
увеличении общего шага НВ для балансировки вертолета на
заданной скорости установившегося полета необходимо
отклонять автомат перекоса вперед (рис. 51).
Каждая точка любой балансировочной кривой
(рис. 49, 50) соответствует режиму установившегося
полета с заданной скоростью. Переход от одного режима
полета к другому даже при постоянной скорости
сопровождается разбалансировкой вертолета. Наибольшая
разбалансировка достигается при переходе с режима
набора высоты на максимальной мощности двигателей
к планированию на режиме самовращения НВ.
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 83
Продольная балансировка вертолета соосной схемы
определяется в значительной мере его передней
центровкой (у вертолета Ка-32 предельно передняя цент-
Рис. 51.
Соотношение
балансировочных
значений общего
шага НВ, угла
отклонения
вперед автомата
перекоса и
шага РВ (V-
= 200 км/ч)
г **■ б в ю /2<р0
ровка составляет 280 мм, предельно задняя — 0).
Соответственно на всех режимах полета момент тяги НВ
пикирующий. Поэтому по сравнению с одновинтовым
вертолетом вертолет соосной схемы балансируется в
установившемся горизонтальном полете с заметно
большим углом тангажа на пикирование, что требует для
продольной балансировки заметно меньшего
отклонения автоматов перекоса вперед.
Боковая балансировка одновинтового вертолета
характеризуется следующими особенностями. Поскольку
РВ расположен ниже плоскости вращения НВ,
поперечная балансировка вертолета может быть обеспечена
только при крене вправо для уравновешивания сил по
оси OZ за счет составляющей силы тяжести тв gsiny.
С увеличением скорости полета балансировочный угол
правого креиа незначительно уменьшается (рис. 52).
У вертолетов Ми-2, -6, -8, -26, не имеющих наклона оси
вала НВ вбок, при взлете в момент отрыва от земли
вначале отделяется левое колесо, а вертикальная
посадка происходит вначале на правое колесо. У
вертолетов Ми-24 и Ми-10 кабина экипажа повернута вокруг
продольной оси ОХ по отношению к валу НВ влево,
благодаря этому вертикальный взлет и посадка проис-

84 Часть 1. Аэродинамика
ходят с одновременным отрывом от земли (касанием)
обоих основных колес.
Если установившийся полет выполняется с нулевым
углом крена, для обеспечения поперечной балансировки
вертолета необходимо скольжение на левый борт, умень-
Рис. 52. Балансировочные характеристики поперечного
отклонения автомата перекоса и угла крена
шающееся по мере увеличения скорости полета. Таким
образом, в силу аэродинамической асимметрии
вертолета установившийся прямолинейный полет возможен
либо с правым креном, либо с левым скольжением для
выполнения условия равновесия поперечных сил. При
правом крене создается проекция силы тяжести на
поперечную ось 01, при левом скольжении — поперечные
силы НВ и планера, также направленные вправо.
С увеличением скорости полета увеличивается завал
конуса НВ вправо, уменьшается потребная для
уравновешивания реактивного момента НВ тяга РВ,
соответственно балансировочное отклонение автомата перекоса
изменяется справа налево. При фиксированном
положении ручки управления и увеличении скорости полета
вертолет кренится вправо. В режимах набора высоты и
снижения с работающими двигателями характеристики
поперечной балансировки практически не изменяются.
При установившемся горизонтальном полете без
скольжения кривые путевой балансировки по скорости
на различных высотах полета {рис. 53) определяются
главным образом характером изменения по скорости по-
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 85
требной мощности (рис. 41). При уменьшении частоты
вращения НВ балансировочное значение фрв
возрастает вследствие увеличения реактивного момента НВ,
уменьшения аэродинамической эффективности РВ.
Рис. 53. Балансировочные Рис. 54. Балансировочные
характеристики-шага РВ характеристики
поперечного отклонения
автомата перекоса по углу
скольжения
При левом скольжении возрастающие поперечная
сила НВ и момент планера накреняют вертолет вправо,
поэтому для балансировки вертолета в поперечном
отношении без крена необходимо дополнительно
отклонить автомат перекоса влево, против скольжения. При
скольжении на правый борт следует для сохранения
Y=const дополнительно отклонить автомат перекоса
вправо (рис. 54).
В режиме координированного скольжения
(выдерживания заданного курса при наличии бокового ветра)
парирование поперечных аэродинамических сил и
моментов при произвольных углах скольжения
осуществляется кренением вертолета (рис. 55). Координированное
скольжение в установившемся полете создается
отклонением педалей: при скольжении на правый борт
вертолет балансируется с отклоненной вперед левой
педалью, при скольжении на левый борт — отклоненной
вперед правой педалью. На режиме самовращения НВ
для обеспечения путевой балансировки требуется
незначительное отклонение вперед левой педали.

86
Часть 1. Аэродинамика
Боковая балансировка вертолета соосной схемы
обусловлена различной высотой втулок верхнего и
нижнего винтов относительно центра масс, отсутствием РВ
и наличием мощного вертикального оперения.
Рис. 55. Балансировочные
соотношения углов крена
и скольжения
В режиме горизонтального полета верхний и
нижний НВ создают почти одинаковые поперечные силы,
направленные в разные стороны, однако поперечный
момент верхнего винта относительно центра масс
вертолета больше, чем нижнего. Поэтому уравновешивание
поперечных моментов сопровождается возникновением
скольжения в сторону отклонения ручки управления,
для устранения которого создают угол крена в
сторону поперечной силы верхнего винта. Таким образом,
поперечная балансировка вертолета соосной схемы, как и
одновинтового, может быть обеспечена либо креном,
либо скольжением. Кроме того, управляющая поперечная
сила НВ создает на плече продольной центровки хт
путевой момент, поэтому для обеспечения путевой
балансировки вертолета следует соразмерно отклонять и
педали путевого управления. Следовательно, соосная
схема не устраняет свойственную всем вертолетам
аэродинамическую асимметрию управления, хотя существенно
уменьшает ее по сравнению с одновинтовой. На режиме
координированного скольжения соосный вертолет
накреняется значительно больше, чем одновинтовой.
Запасы управления определяются разницей между
конструктивным пределом отклонения органа управле-
1.4 Аэродинамические характеристики вертолета 87
ния и потребным значением на данном режиме полета.
Запасы управления вычисляют обычно в процентах от
полного хода; в частности, относительный запас яро-
дольного отклонения автомата перекоса Бх «(хдрвд—
— Хтах)/Япред, 70 •
Запасы управления ограничивают по конструктивным
соображениям. Для выявления минимальных запасов
управления рассматривают условия балансировки
вертолета на следующих экстремальных режимах полета:
установившемся горизонтальном полете на
максимальной скорости; наборе высоты при максимальной
мощности двигателей; планировании на режиме
самовращения НВ; висении при различных направлениях и
скоростях приземного ветра. При этом принимают во
внимание предельные значения продольной центровки и
полетной массы при нормальной и предельно допустимой
частоте вращения НВ у земли и на различных высотах
полета вплоть до практического потолка.
Назначаемые минимальные запасы управления
должны обеспечивать: уверенное поддержание
установившихся эксплуатационных режимов полета при любых
сочетаниях полетной массы и центровки, а также
частоты вращения НВ в допустимых пределах; компенсацию
упругих деформаций конструкции вертолета;
выполнение разрешенных маневров в пределах установленных
летных ограничений; парирование воздействия на
вертолет атмосферных возмущений умеренной интенсивности;
компенсацию возможных неточностей и ошибок
пилотирования; компенсацию неточности определения взлетной
массы и истинной центровки, а также компенсацию
отличия серийных экземпляров вертолетов данного типа
от контрольного экземпляра, прошедшего испытания
(в геометрии, жесткости проводки управления,
регулировке системы управления).
Наименьший запас продольного управления от себя
соответствует максимальной скорости горизонтального
полета при предельно задней центровке, минимально
допустимой частоте вращения НВ и наибольшей
полетной массе, а также набору высоты на максимальной
мощности двигателей и большой скорости. Наименьший
запас продольного управления на себя соответствует

88 Часть 1. Аэродинамика
режиму висения вне близости земли с ветром сзади
при предельно передней центровке, уменьшается при
увеличении полетной массы и уменьшении частоты
вращения НВ. Одной из причин ограничения допустимой
скорости ветра сзади при взлете, посадке и висении
является необходимость запаса продольного управления
на себя при предельно передней центровке и
увеличенной полетной массе.
На всех вертолетах предельное отклонение автомата
перекоса назад меньше, чем вперед, а при нейтральном
положении ручки управления автомат перекоса
наклонен вперед, чтобы исключить возможность удара концов
вращающихся лопастей НВ по хвостовой балке на
экстремальных режимах полета вертолета.
Наименьший запас поперечного управления вправо
соответствует режиму висения или малым скоростям
полета при ветре справа. Наименьший запас
поперечного управления влево при полете без скольжения
соответствует большим скоростям полета на режиме
самовращения с минимальной частотой вращения НВ. При
скольжении на левый борт запас поперечного
управления влево существенно уменьшается, при правом
скольжении — возрастает. Несимметричная загрузка
вертолета, приводящая к смещению центровки влево от
плоскости симметрии, уменьшает запас поперечного
управления вправо на режиме висения. При несимметричной
поперечной центровке на отдельных режимах возможен
установившийся прямолинейный полет без крена и
скольжения.
Минимальный запас путевого управления по правой
педали соответствует режиму висения с ветром слева
или справа при максимальной полетной массе и
минимальной частоте вращения НВ. Неблагоприятное
влияние бокового ветра на путевую балансировку в
наибольшей мере проявляется для толкающего РВ,
установленного на вертолетах Ми-2, -6, -8, у которого нижняя
лопасть движется назад. При увеличении барометрической
вцеоты висения и температуры наружного воздуха
запас путевого управления по правой педали
уменьшается. Запас путевого управления по левой педали может
быть исчерпан только при полете с большим правым
1.4. Аэродинамические характеристики вертолета 89
скольжением на режиме самовращения НВ, чего сле-
*дует избегать.
Запас путевого управления на вертолете соосной
схемы, так же как и на одновинтовом, может быть
исчерпан при висении с боковым ветром. Однако, если
при скорости бокового ветра И7г=10... 15 м/с педаль
встанет на упор, вертолет самостоятельно сбалансирует-
ся относительно вертикальной оси и займет устойчивое
положение против ветра, наиболее благоприятное для
работы НВ и двигателей. Вместе с тем запаса путевого
управления может оказаться недостаточно для
выполнения предпосадочного планирования на режиме
самовращения НВ.
Для обеспечения путевой балансировки вертолета
(выравнивания крутящих моментов винтов при
нейтральном положении педалей на режиме висения) углы
установки лопастей нижнего винта примерно на 1°
меньше, чем верхнего.

Часть
ДИНАМИКА
ПОЛЕТА
2.1. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
2.1.1. Статическая устойчивость
Устойчивость — способность вертолета сохранять
заданный режим полета в условиях воздействия внешних
возмущений без вмешательства летчика в управление.
Внешние возмущения, нарушающие равновесие
вертолета на заданном режиме установившегося полета, —
порывы ветра, случайные кратковременные отклонения
рычагов управления или изменение центровки.
Если при нарушении равновесия на заданном
режиме полета под действием внешних возмущений на
вертолет действуют восстанавливающие силы и моменты,
он обладает статической устойчивостью (имеет
тенденцию вернуться в исходное состояние равновесия в
момент вывода его из этого состояния). Если же при
нарушении равновесия на заданном режиме полета
вертолет под действием возникающих дестабилизирующих
сил или моментов имеет тенденцию уйти от исходного
состояния, он статически неустойчив.
Практически оценивают статическую устойчивость
ДА цо скорости полета, углам атаки и скольжения, це-
6.1 Устойчивость и управляемость
§t
регрузкам, иногда также по вертикальной скорости
снижения или набора высоты.
Продольная статическая устойчивость ЛА
разделяется на устойчивость по углу атаки (нормальной
перегрузке) при постоянной скорости полета и устойчивость
по скорости при постоянном угле атаки (перегрузке).
Эти характеристики определяются изменением
продольного аэродинамического момента Мг, действующего на
вертолет при изменении угла атаки на величину Да, или
скорости полета на величину А V.
Критерием продольной статической устойчивости по
углу атаки является условие Ml = ДЛ4г/Да< 0.
Увеличение угла атаки вызывает неуравновешенный момент
пикирования, под действием которого вертолет
стремится возвратиться к исходному углу атаки.
Критерием продольной статической устойчивости по
скорости является условие М\ = ДЛуАУ > 0. Прирост
скорости сопровождается увеличением момента
кабрирования, под действием которого вертолет стремится
сохранить исходную скорость полета.
Продольная статическая устойчивость вертолета
обусловлена влиянием НВ и планера. При увеличении
угла атаки конус НВ отклоняется назад, возрастают
положительные значения продольной силы, продольного
момента на втулке и в целом создаваемый НВ
относительно центра масс момент кабрирования, под
действием которого вертолет стремится еще больше увеличить
углы тангажа и атаки. При уменьшении угла атаки НВ
наблюдается обратная картина. Таким образом, НВ
статически неустойчив по углу атаки, что в наибольшей
мере проявляется при полете загруженного вертолета
с предельно задней и нижней центровкой. На закрити-
ческих режимах полета при чрезмерно энергичном
вводе в горку или разворот конус НВ вследствие срыва
потока с лопастей дополнительно заваливается назад,
что может вызвать самопроизвольно нарастающее
кабрирование вертолета («подхват»).
При увеличении скорости полета конус НВ
отклоняется также назад, а возрастающая продольная сила
и момент кабрирования НВ способствуют
восстановлению исходной скорости полета. Следовательно, НВ ста-

92 Часть 2. Динамика полети
тически устойчив по скорости во всем
эксплуатационном диапазоне режимов полета.
Изолированный фюзеляж (без стабилизатора) у всех
вертолетов статически неустойчив по углу атаки.
Однако при увеличении угла атаки стабилизатор создает
момент пикирования относительно центра масс, благодаря
чему планер приобретает устойчивость. Крыло,
расположенное позади центра масс, влияет на статическую
устойчивость по углу атаки так же, как и
стабилизатор.
При увеличении скорости полета возрастает лобовое
сопротивление фюзеляжа, что способствует торможению
вертолета и росту момента кабрирования
стабилизатора. Следовательно, планер в целом обладает
статической устойчивостью по скорости. Однако при малых
скоростях полета К=ЗО...10О км/ч у большинства типов
вертолетов отмечается небольшая статическая
неустойчивость по скорости, обусловленная изменением
структуры воздушного потока, обтекающего НВ и
стабилизатор.
Поперечная статическая устойчивость характерна
тем, что вертолет, как и любой ЛА, статически
нейтрален в поперечном отношении. Крен сам по себе не
вызывает дополнительных аэродинамических моментов, но
является причиной бокового поступательного движения,
вызывая скольжение на угол р и изменяя поперечные
силы и моменты, действующие на вертолет. Если при
скольжении появляется стабилизирующий поперечный
момент, направленный против кренения, этот момент
уменьшает и скольжение, способствуя выходу
вертолета из крена. Условие поперечной статической
устойчивости записывается как А1^ =АМГ/Д3 'П.
Поперечная статическая устойчивость обусловлена
влиянием НВ, РВ и планера. Вследствие отклонения
равнодействующей аэродинамической силы НВ по
потоку при наличии скольжения создается стабилизирующий
поперечный момент крена — НВ обладает поперечной
статической устойчивостью. РВ, расположенный выше
продольной оси вертолета, также образует при
скольжении стабилиеирующий поперечный момент от прироста
тяги. Планер большинства вертолетов в основном экс-
2.1. Устойчивость и управляемость 93
плуатационном диапазоне углов атаки и скольжения
неустойчив в поперечном движении. Однако в целом все
вертолеты обладают поперечной статической
устойчивостью на всех эксплуатационных режимах полета,
обусловленной главным образом влиянием НВ и РВ.
Путевая (флюгерная) статическая устойчивость —
тенденция ЛА к сохранению заданного угла скольжения
без вмешательства летчика в управление. Если при
скольжении возникает путевой аэродинамический
момент против скольжения, вертолет обладает путевой
статической устойчивостью, критерием которой
является условие м1 <о.
Путевая статическая устойчивость вертолета
обеспечивается главным образом РВ и килем, создающими на
большом плече до центра масс стабилизирующий
путевой момент от прироста тяги РВ и аэродинамической
боковой силы киля. Поэтому во всем эксплуатационном
диапазоне скоростей полета, углов атаки и скольжения
вертолет обладает путевой статической устойчивостью.
При больших углах скольжения и скоростях полета
запас путевой устойчивости уменьшается вследствие
развития срыва потока на лопастях РВ и киле.
Статическая устойчивость ЛА непосредственно
связана с его балансировкой.
Балансировочные отклонения органов управления
пропорциональны управляющим моментам НВ, которые
уравновешивают моменты, создаваемые НВ при неот-
клоненном автомате перекоса и планером вертолета в
полете. Поэтому для оценки степени продольной
статической устойчивости по скорости могут быть
использованы кривые продольной балансировки (рис. 50).
Наклон этих кривых пропорционален степени
продольной статической устойчивости по скорости.
Отрицательный наклон балансировочной кривой показывает,
что при самопроизвольном увеличении скорости полета
и фиксированном положении ручки управления на
вертолет действует момент кабрирования, вызывающий
увеличение угла тангажа и уменьшение скорости
полета — вертолет статически устойчив по скорости. При
перемещении ручки управления вперед такой вертолет
перейдет на большую скорость полета и сбалансируется

94 Часть 2. Динамика полета
на этой скорости, что естественно и привычно для
летчика. Обратный, т. е. положительный, наклон
балансировочной кривой («ложка» на режиме малых скоростей)
показывает, что при самопроизвольном увеличении
скорости полета с фиксированным управлением на верто-
Рис. S6. Зависимость по- Рис. 57. Область режи-
требной относительной мов, вихревого кольца
мощности и общего шага при снижении вертолета
НВ от вертикальной
скорости снижения
лет действует момент пикирования, усиливающий
возмущение по скорости (происходит затягивание в
пикирование), следовательно, вертолет статически
неустойчив по скорости полета.
Аналогичным образом осуществляется анализ
балансировочных кривых по вертикальной скорости снижения
(рис. 56), которая в сочетании с поступательной
скоростью характеризует и угол атаки НВ. Наблюдаемая
на рис. 56 «ложка» балансировочной характеристики
представляет собой проявление статической
неустойчивости вертолета по вертикальной скорости на режиме
вихревого кольиа. Существует определенная область
неустойчивых режимов полета (рис. 57), при попадании
в которую вертолет самопроизвольно разгоняется до
больших вертикальных скоростей снижения, что опасно
при полете на малой высоте. Лучевые линии, выходя-
2.1. Устойчивость к управляемость 95
щие из начала координат на рис. 56, обозначают углы
бен наклона траектории снижения. При всн<30в
возникновение режима вихревого кольца невозможно при
любом сочетании поступательной и вертикальной
скоростей (вихревой след НВ сносится по воздушному
потоку и остается за вертолетом).
Рис. 58.
Балансировочные
характеристики шага РВ по
поперечной скорости
движения
Для оценки поперечной статической устойчивости
могут быть использованы кривые поперечной балансировки
(рис. 52). Наклон этих кривых по углу скольжения
Дт]/Д6 пропорционален степени поперечной статической
устойчивости, а отрицательный градиент свидетельствует
о"поперечной статической устойчивости вертолета.
Наклон балансировочных кривых изменения угла
установки РВ по углу скольжения пропорционален
значению критерия путевой статической устойчивости.
В диапазоне углов скольжения ±(15...20)° вертолет
обладает путевой статической устойчивостью (для
полета, например, с левым скольжением необходимо
переместить вперед правую педаль).
На малых воздушных скоростях 10... 50 км/ч,
когда углы скольжения получаются непомерно большими,
в качестве аргумента используют скорость бокового
перемещения центра масс Vz (рис. 58). При полете левым
бортом вперед вертолет статически устойчив в путевом
отношении по поперечной скорости, при полете правым
бортом вперед и продольной составляющей скорости
Vx — —10...40 км/ч на кривых путевой балансировки
наблюдается характерная «ложка» в диапазоне
скоростей У* = 10... 20 км/ч. Путевая неустойчивость,
характеризуемая указанной «ложкой», вызывает
дестабилизирующий момент рыскания при незначительных
изменениях поперечной скорости Vf.

96
Часть 2. Динамика полета
В экстремальных условиях (перегрузочная полетная
масса, пониженная частота вращения НВ, повышенная
температура и разреженность наружного воздуха) при
движении правым бортом, энергичном развороте влево
или воздействии ветра справа для удержания
вертолета - 32
Рис. 59. Зависимость коэффициента продольного
момента планера от угла атаки
та по курсу может не хватить запаса управления по
правой педали и возникнет опасный режим
самопроизвольного вращения вертолета влево по направлению
действия реактивного момента НВ.
Устойчивость вертолета соосной схемы
характеризуется следующими основными особенностями. Передняя
центровка придает вертолету продольную статическую
устойчивость по углу атаки, чему способствует
статическая устойчивость планера (рис. 59), обеспечиваемая
большой площадью горизонтального оперения.
Аэродинамическая эффективность горизонтального оперения
повышается размещением на его консолях
вертикального оперения, исключающего перетекание воздушного
потока с нижней поверхности через боковые кромки.
Повышению статической устойчивости по скорости
способствует продольный стабилизирующий момент планера
при отрицательных углах атаки: увеличение скорости
2.1. Устойчивость и управляемость 97
полета вызывает рост момента кабрирования планера,
и наоборот.
Путевая статическая устойчивость обеспечивается
преимущественно мощным вертикальным оперением,
создающим стабилизирующий путевой момент. Этот мо-
Рис. 60. Зависимость отклонений педалей от угла
скольжения вертолета Ка-32:
1 — горизонтальный полет; 2 — планирование; 3 — область
путевой неустойчивости
мент существенно уменьшается на малых скоростях
полета, а также при больших углах скольжения
вследствие развития срыва потока с вертикального оперения.
При передней центровке вертолета поперечные силы НВ
также создают стабилизирующий путевой момент,
разворачивающий вертолет против скольжения.
В целом вертолет соосной схемы обладает
продольной, поперечной и путевой статической устойчивостью
на всех эксплуатационных режимах полета с
работающими двигателями, за исключением режимов полета
(маневрирования) со скоростью V= 100... 200 км/ч и
углами правого скольжения Р>10°, где возникает вначале
нейтральность, а затем путевая неустойчивость —
градиент отклонения педалей хя меняет знак (рис. 60).
Однако пилотирование вертолета и на режимах путевой
неустойчивости приемлемо (создание предельно допу-
4 Зак. 766

98 Часть 2. Динамика полета
стимых углов скольжения и вывод из скольжения осу-
существляются без существенных затруднений).
Статическая устойчивость — необходимое, но
недостаточное условие общей или динамической
устойчивости, определяемой также демпфирующими
аэродинамическими силами и моментами.
2.1.2. Демпфирование и динамическая устойчивость
Демпфирование заключается в том, что в процессе
возмущенного движения вертолета, т. е. нарушения
установившегося режима полета, возникают
аэродинамические силы и моменты, препятствующие развитию
возмущенного движения. Демпфирующие силы и
моменты пропорциональны скорости отклонения вертолета
от исходного положения и не стремятся вернуть его в
это положение. После прекращения возмущенного
движения вертолета действие этих сил и моментов сразу
же прекращается.
Демпфирующие силы пропорциональны скорости по*
ступательного движения центра масс в пространстве, а
демпфирующие моменты — угловой скорости вращения
вертолета относительно центра масс, знак
демпфирующих сил и моментов противоположен знаку
соответствующей скорости движения вертолета.
При возмущенном движении вертолета вверх на него
действует нисходящий воздушный поток, вызывающий
уменьшение тяги НВ и подъемной силы планера,
вследствие чего возмущенное движение замедляется. При
увеличении скорости полета продольная сила НВ и
лобовое сопротивление планера возрастают, вследствие
чего это движение также замедляется. При
возмущенном боковом движении вертолета, например, вправо на
него дополнительно действует воздушный поток,
вызывающий увеличение направленных влево поперечной
силы НВ, тяги РВ, поперечной силы планера, вследствие
чего и это возмущенное движение замедляется.
Демпфирование всех видов поступательного возмущенного
движения вертолета возрастает со скоростью полёта*
Демпфирование врашеиия вертолета по тангажу,
крену и курсу создается несущим, рулевым винтами и
2.1 Устойчивость и управляемость 99
элементами планера. Демпфирующие моменты НВ
обусловлены инерционными кориолисовыми силами,
действующими на машущие лопасти при криволинейном
движении вертолета в пространстве, и проявляются в
отставании оси конуса лопастей от поворота оси вала НВ по
тангажу нли крену. РВ создает демпфирующий путевой
момент в процессе поворота вертолета по курсу с
угловой скоростью (Ну—на РВ дополнительно действует
воздушный поток со скоростью GiyLpB, вызывающий
изменение тяги винта, вследствие чего вращение
вертолета по курсу замедляется. Демпфирующие моменты
планера пропорциональны площади демпфирующих
поверхностей, квадрату их расстояния до соответствующей оси
вращения, скорости полета и угловой скорости
вращения вертолета.
Соотношение относительных демпфирующих
моментов, создаваемых НВ и планером прн вращении
вертолета по тангажу и крену, зависит главным образом от
скорости полета. На больших скоростях доля НВ в
демпфировании составляет менее половины. В свою очередь,
продольный демпфирующий момент планера создается
в основном стабилизатором, а поперечный — крылом и
килем. Демпфирующие свойства вертолета в целом
возрастают по скорости полета.
Динамическая устойчивость определяется
характером возмущенного движения вертолета после
прекращения воздействия на него внешних возмущений.
Свободное возмущенное движение представляет собой сумму
нескольких апериодических и колебательных движений.
Если все кинематические параметры продольного и
бокового движения уменьшаются с течением времени,
вертолет обладает общей динамической устойчивостью,
если же эти параметры с течением времени возрастают,
стремясь к бесконечности при f-»-oo, вертолет
динамически неустойчив. Чем больше запасы статической
устойчивости и демпфирование, тем лучше динамическая
устойчивость. При отсутствии статической устойчивости
вертолет обязательно и динамически неустойчив, а при
отсутствии демпфирования колебательные процессы
возмущенного движения вертолета затухают очень долго.
Для^ оценки динамической устойчивости вертолета
при проведении летных испытаний используют следую-
4*

100 Часть 2. Динамика полета
щие основные характеристики: период колебания по
тангажу, крену и курсу; время уменьшения (увеличения)
амплитуды колебаний вдвое; значения изменений углов
тангажа н крена, достигаемые в течение 15 с
свободного полета; время, в течение которого вертолет может
совершать свободный полет без вмешательства летчика
в управление, не выходя за пределы установленных
летных ограничений; отношение амплитуд колебаний
угловых скоростей крена и рыскания %=(йх1(йу. В
эксплуатационном диапазоне скоростей горизонтального полета
для вертолетов типа Ми-8 х=0,4 ■ • • 0,6. При больших
значениях % вертолет реагирует на отклонение педалей
энергичным кренением, что неблагоприятно для
пилотирования.
Помимо этих количественных показателей для
оценки устойчивости рассматривают, плотно ли вертолет
«сидит» в воздухе, часто ли необходимо летчику
вмешиваться в управление на различных режимах полета,
возможен ли полет с брошенным управлением и
выключенным автопилотом, затруднено ли точное выдерживание
заданного режима полета, как возникают и
развиваются колебания вертолета — после импульсного
отклонения рычага управления или самопроизвольно;
существенно ли изменяется характер возмущенного движения
вертолета при полете в болтанку.
Количественная и качественная оценка устойчивости
должна охватывать все эксплуатационные режимы
полета, полетные массы и центровки вертолета в
основном и дополнительных вариантах применения
(санитарный, перегоночный, с грузом на внешней подвеске и пр.).
Все вертолеты на большинстве режимов полета, как
правило, колебательно неустойчивы. При разбаланси-
ровке, воздействии кратковременных внешних
возмущений возникает и развивается колебательное
возмущенное движение с нарастающей амплитудой. Кроме того,
наблюдается медленный апериодический уход с
исходного режима полета в спираль, преимущественно
нисходящую. Однако степень динамической неустойчивости
отечественных вертолетов не вызывает существенных
трудностей в их пилотировании. Например, у
вертолетов Ми-8 среднее время изменения угла тангажа на 5е и
угла крена на 10е в сбалансированном свободном поле-
2.1. Устойчивость и управляемость Ю1
те с крейсерской скоростью без использования
автопилота составляет 15... 20 с, а у тяжелых вертолетов
Ми-26 —почти вдвое больше. Продольное и боковое
возмущенное движение вертолета соосной схемы Ка-32
в основном эксплуатационном диапазоне скоростей V=»
= 150... 250 км/ч близко к нейтральному.
В обычных условиях летной эксплуатации летчик
непрерывно вмешивается в управление для парирования
действующих на вертолет возмущений и выдерживания
заданного режима полета. Реакция вертолета на эти
управляющие действия характеризует его управляемость.
2.1.3. Управляемость
Управляемость — способность ЛА правильно
реагировать на управляющие действия летчика (перемещения
рычагов управления). Если на отклонения рычагов
управления и прикладываемые к ннм усилия вертолет
отвечает быстрым и соответственным изменением
параметров своего движения, он обладает хорошей
управляемостью.
Основной орган управления вертолетом — НВ,
создающий управляющие силы и моменты в продольной
и поперечной плоскостях. Управляющий путевой момент
формируется РВ. Во всех каналах управления
установлены гидроусилители, которые работают по
необратимой схеме и одновременно служат рулевыми приводами
автопилота.
Основные количественные характеристики
(показатели) управляемости вертолета — эффективность,
мощность и чувствительность управления.
Эффективность управления определяется
приращением управляющего момента при отклонении рычага
управления на Г или 1 мм: Мьупр = ДМуПр/йв. По
отклонению б ручки или педалей управления различают
эффективность продольного, поперечного и путевого
управления.
Эффективность продольно-поперечного управления
М = ТОну^1Ы. = TDHy^ri/url = TDnys тем выше,

Ю2 Часть 2. Динамика полета
чем больше кинематический коэффициент D„, число и
масса лопастей, разнос горизонтальных шарниров,
вертикальная центровка вертолета, а также частота
вращения и тяга НВ на данном режиме его полета.
Эффективность путевого управления Мупр =
= ^рв^рв/^рв = Ст'рвРяЯрв^Ярв^рв/2 тем выше'
чем лучше аэродинамическая эффективность С т^ ,
больше Rpb и окружная скорость вращения соЯрв
рулевого винта, расстояние Lpb до центра масс
одновинтового вертолета. На режиме самовращения НВ
эффективность путевого управления обеспечивается, как и
на моторных режимах полета, преимущественно
рулевым винтом и уменьшается незначительно.
Чувствительность управления характеризуется
приращением установившейся угловой скорости вращения
вертолета относительно рассматриваемой оси при,
отклонении рычагов управления на 1° или на 1 мм. При
отклонении, например, автомата перекоса на угол Дх—
*=1° с фиксацией в этом положении вертолет получает
угловое ускорение, под действием которого начинает
вращение по тангажу. При этом возникает
демпфирующий момент НВ, возрастающий до тех пор, пока он не
сравняется с управляющим моментом. Далее вертолет
будет продолжать вращение в продольной плоскости с
постоянной угловой скоростью, тем большей, чем
больше эффективность управления и меньше демпфирование.
Таким образом, чувствительность управления
представляет собой отношение эффективности управления к
демпфированию криволинейного движения вертолета.
Чувствительность управления тяжелых вертолетов
значительно меньше, чем легких. Однако чрезмерно
высокая чувствительность управления нежелательна, так как
может вызывать раскачку вертолета при
пилотировании. Поэтому на легких вертолетах обеспечивают
хорошее демпфирование при умеренной эффективности
управления.
Мощность управления определяется значением
максимального управляющего момента, создаваемого при
отклонении рычага управления от нейтрального поло-
ял. Устойчивость и управляемость ЮЗ
жения до упора. Конструктивный диапазон отклонения
автомата перекоса в продольной плоскости составляет
11... 13е (предельное отклонение вперед — 6... 7°,
назад — 5... 6 ), в поперечной плоскости — 7 ... 10е
(предельное отклонение вправо и влево по 3,5...5е);
диапазон изменения углов установки лопастей РВ —
около 30е.
Нейтральное (балансировочное) положение рычагов
управления зависит от скорости и высоты полета,
полетной массы, продольной и вертикальной центровки. Для
обеспечения безопасных условий полета на предельных
режимах с предельно передней или задней
эксплуатационной центровкой относительный запас управления по
всем каналам обычно составляет не менее 20%.
Запаздывание в управлении характеризуется
временем от начала отклонения рычага управления до
начала изменения положения вертолета в пространстве или
режима его полета и определяется главным образом
динамическими свойствами НВ (наименьшее у легких
вертолетов типа Ми-2 и наибольшее у тяжелых типа
Ми-6). В продольном управлении запаздывание
несколько больше, чем в поперечном, а в путевом
управлении практически не ощущается.
Управляемость при проведении летных испытаний
вертолетов качественно оценивается: удобством
компоновки рабочего места летчика; значением и характером
изменения усилий на рычагах управления;
возможностью удержания вертолета при висении у земли над
заданной точкой; взаимосвязью продольного и бокового
движения вертолета при отклонениях ручки управления
в продольном и поперечном направлениях;
приемлемостью прямых и обратных (двойных) движений
органов управления при выполнении переходных режимов
полета и маневров; значением и характером разбалан-
сировки вертолета при изменении скорости и высоты
полета, углов крена и скольжения; возможным различием
в управляемости при выполнении левых и правых
скольжений, разворотов, виражей — спиралей; особенностями
управляемости при выполнении специальных заданий
(полетов с грузом на внешней подвеске, на режиме
буксировки, в сельскохозяйственном варианте и т. п.);
возможностью продолжения управляемого полета и выпол-

]04 Часть 2. Динамика полета
нения посадки в случае отказа одного и двух
двигателей, триммеров и гидроусилителей.
Специфика управляемости вертолета соосной схемы
выражена прежде всего в конструкции системы
управления, которая сосредоточена преимущественно в
колонке НВ. При управлении общим шагом одинаково
изменяются углы установки, силы тяги и соответственно
реактивные моменты верхнего и нижнего винтов,
поэтому вертикальное движение вертолета соосной схемы в
отличие от вертикального движения одновинтового
вертолета не связано с тенденцией к развороту по курсу.
Путевое управление вертолетом осуществляется
главным образом дифференциальным изменением
реактивных моментов, а также отклонением рулей направления.
• Эффективность и чувствительность путевою
управления вертолета Ка-32 на {больших скоростях выше, чем
у сопоставимого с иим вертолета Ми-8, главным
образом благодаря мощному вертикальному оперению с
рулями поворота, на средних скоростях эти показатели
различаются незначительно, а на малых скоростях
эффективность и чувствительность путевого управления
вертолета соосной схемы заметно меньше, чем у
одновинтового. Это обусловлено главным образом
уменьшением аэродинамической эффективности рулей поворота,
пропорциональной скоростному напору.
По управляемости вертолет Ка-32 отличается от
сопоставимого одновинтового вертолета меньшей разба-
лансировкой при изменении режима полета и
маневрировании, а также большей независимостью продольной
и боковой управляемости.
2.1.4. Автоматическая стабилизация полета
Система автоматической стабилизации
предназначена для улучшения динамической устойчивости
вертолета и представляет собой, как правило, четырехканаль-
ный автопилот, обеспечивающий стабилизацию углового
положения в пространстве относительно трех осей, а
также возможность выполнения необходимых
переходных режимов полета и маневров при включенном
автопилоте.
3.1. Устойчивость и управляемость 103
Автопилот работает в режиме автоматической
стабилизации независимо от летчика и в режиме
комбинированного управления, когда летчик в любой момент
времени может вмешаться в управление вертолетом при
включенном автопилоте, а результирующее перемещение
органов управления является алгебраической суммой
перемещений от воздействия летчика и автопилота,
например, х=>Сл+Иа. При этом перемещения органов
управления от сигналов автопилота не передаются на рычаги
управления в кабине, которые, в частности, могут
оставаться неподвижными.
Для обеспечения безопасности полета в случае
отказа автопилота все органы управления могут
перемещаться по сигналам автопилота не более чем на 20%
полного диапазона. При этом даже в случае быстрого
самопроизвольного перемещения силового штока КАУ в
это крайнее положение у летчика всегда остается
необходимый запас управления для парирования отказа
автопилота.
Режим стабилизации осуществляется следующим
образом. Если сбалансированный вертолет под действием
возмущения (например, порыва ветра) начал вращаться
на кабрирование, в автопилот поступают два
электрических сигнала — угловой скорости ю и рассогласования
угла тангажа Ат)=0- т>0. Эти сигналы суммируются,
усиливаются и поступают в виде управляющего сигнала
на рулевую машину автопилота, которая изменяет
наклон автомата перекоса на угол Дха в направлении,
противоположном направлению вращения вертолета. При
этом ручка управления может оставаться в прежнем
неизменном положении.
Под действием отклонения автомата перекоса по
сигналам автопилота вертолет начинает эозйращаться к
исходному углу тангажа, сигналы рассогласования <о2 и
АО, а вслед за ними н управляющий сигнал Дх„
уменьшаются. При (ог=Лв,=Ахая=0 положение, автомата
перекоса остается прежним. Эт' справедливо только в
случае отсутствия постоянного возмущения, т. е. когда
случайное возмуцение кратковременно подействовало
на вертолет и исчезло. Закон управления автопилота по
тангажу имеет вид Л*а = — 1Ы ыг— t^t где to», fy —

106 Часть 2. Динамика полета
передаточные числа автопилота по угловой скорости и
углу тангажа (коэффициенты пропорциональности
между изменением угла наклона автомата перекоса в
продольной плоскости и сигналами юг, Дф).
В каналах крена и направления режим стабилизации
и закон управления автопилота аналогичны: Дт)а s= —
/ , / — передаточные числа автопилота по
соответствующим угловым скоростям и углам.
Закон управления автопилота по каналу высоты
следующий: Д<р0 = — iv ДVy — tH&H, где iv , iH —
передаточные числа автопилота по вертикальной скорости и
высоте полета.
Как следует из приведенных законов управления,
перемещение органов управления по сигналам автопилота
пропорционально угловому отклонению вертолета от
заданного положения. При воздействии же на вертолет
какого-либо постоянного возмущения возникает
отклонение от исходного стабилизированного режима полета
(статическая ошибка), пропорциональное действующему
постоянному возмущению и обратно пропорциональное
передаточному числу автопилота по углу тангажа,
крена или рыскания. Типичные постоянные возмущения —
изменения балансировочных значений углов тангажа,
крена и скольжения при изменении режима полета, а
также изменение центровки вертолета вследствие
выгорания топлива. В этих условиях рулевые машины во
всех каналах автопилота будут не около нулевого
(среднего) положения, а могут быть смещены. При
достаточно большой разбалансировке вертолета рулевая машина
встанет на упор, что означает по существу выключение
автопилота.
Выполнение полетов с автопилотом, включенным от
начала взлета до завершения посадки, лежит в основе
летной эксплуатации большинства современных
вертолетов. Благодаря автопилоту неустойчивый вертолет
превращается в устойчивый, что значительно облегчает его
пилотирование, повышает эффективность выполнения
всех полетных заданий.
2.1. Устойчивость и управляемость
107
Управление вертолетом по каналу направления при
включенном автопилоте осуществляется следующим
образом. Как только летчик установит ноги иа педали,
срабатывают концевики на подпедальниках, канал
направления автопилота выключается и переводится в
режим согласования. Летчик, перемещая педали, выводит
вертолет на заданный курс и, снимая ноги с педалей,
автоматически включает канал направления, который
начинает стабилизировать новый курс полета.
Переключение автопилота с режима стабилизации на режим
согласования и обратно происходит без рывков органов
управления, практически незаметно для летчика.
Работа канала тангажа автопилота существенно
отличается от режима управления каналом направления:
при вмешательстве летчика в управление с помощью
ручки канал тангажа не выключается. В результате
появляются сигналы сог и ДФ, поступающие на вход
автопилота, и автопилот отклоняет автомат перекоса на
угол Дка для возвращения вертолета к исходному
угловому положению. Для сохранения эффективности
продольного управления применяют так называемый
компенсационный датчик, сигнал которого подается в
канал автопилота вместе со стабилизирующим сигналом.
Закон управления автопилота с компенсационным
датчиком в канале тангажа имеет вид Дка = — 1Ш «г—
—tft ДФ+/СдАкл, где Кя — коэффициент (крутизна
сигнала) компенсационного датчика.
В первый момент времени, когда о)г~Дд«0,
суммарное отклонение автомата перекоса от ручки
управления и автопилота Дх=Дхл+Дка=(1+/(д)Дхл
благодаря компенсационному датчику в (l + Кд) раз выше,
чем при выключенном автопилоте. Это создает
упреждающее управляющее воздействие на вертолет, которое
компенсирует инерционное запаздывание в управлении,
обусловленное динамикой НВ и сервопривода
автопилота. В последующие моменты времени эффективность
ручного управления с включенным автопилотом
примерно такая же, как и с выключенным.
В канале крена режим управления при включенном
автопилоте осуществляется в основном так же, как и в
канале тангажа. Однако сигнал компенсационного дат-

108
Часть 2. Динамика полета
чика формируется таким образом, что при медленных,
плавных перемещениях ручки управления эффективность
поперечного управления с включенным автопилотом
почти такая же, как и с выключенным. Если же летчик
перемещает ручку управления резко, эффективность его
управляющих действий уменьшается, чем устраняется
раскачка вертолета по крену.
±£
Авиа-
'горизонт
Летчик
'■ АВтопилот
РушцетрсйШ
Щмтнсацион-
ный датчик
Сердо-
приВод
Малый
цилиндр
Хл
огучкацещ
Ш1ПП11- РЪГ
&Лв| 5SS ^Датчики
j мщ ]—ь перекоса
Автомат
Aw
7\vV\r~i загрузочный механизм j
•Ык Система продольного управления \
ЛВертолет\
Рис. 61. Включение автопилота в систему продольного
управления
Режим управления каналом высоты аналогичен
режиму управления каналом направления. Если летчику
необходимо изменить высоту полета, он перемещает
рычаг «шаг-газ», при этом канал высоты автопилота
отключается и переходит в режим согласования. После
выхода вертолета на нужную высоту для обеспечения
ее автоматической стабилизации следует вновь
включить данный канал нажатием кнопки на пульте
управления автопилота. Такова общая схема включения
автопилота в систему, например, продольного управления
вертолетом (рис. 61).
При выполнении полетов с включенным автопилотом
техника пилотирования вертолета существенно
упрощается, отпадает необходимость двойных движений
ручкой управления, уменьшается нагрузка на летчика.
2.2. Маневренные и динамические характеристики 109
2.2. МАНЕВРЕННЫЕ И ДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
2.2.1. Общие положения
Маневренность — способность вертолета быстро
изменять свое положение в пространстве путем изменения
скорости, высоты и направления полета. При анализе
Рис. 62. Системы осей координат
маневренности необходимо исследовать траектории
движения вертолета в пространстве под действием
приложенных к нему сил. Эти силы рассматривают в правой
скоростной системе координат OXuYuZt, начало которой
расположено в центре масс (рис. 62).
Маневренность определяется способностью ЛА
создавать перегрузки на траектории движения, поэтому
перегрузка считается основным критерием маневренности.
Перегрузка представляет собой отношение
результирующей всех аэродинамических сил R к силе тяжести,
действующей на вертолет: n=*RIG. Проекцию вектора я на
координатную ось ОХа скоростной системы координат
называют тангенциальной перегрузкой nXgf на ось

но
Часть 2. Динамика полета
OYa—нормальной скоростной перегрузкой пУа , на ось
OZa — боковой перегрузкой пга.
Таким образом, вместо движущих вертолет
аэродинамических сил можно рассматривать соответствующие
&тим силам перегрузки. Тангенциальная перегрузка пХа
200 220 240 260 280 У, км/ч
Рис. 63. Зависимость располагаемой нормальной
скоростной перегрузки от скорости, высоты полета и
общего шага НВ
вызывает изменение скорости полета по траектории, т. е.
замедляет или ускоряет движение вертолета.
Нормальная скоростная перегрузка пУа вызывает искривление
траектории движения в вертикальной плоскости.
Боковая перегрузка nZa вызывает искривление траектории
движения вертолета в горизонтальной 'плоскости. Чем
больше диапазон и темп изменения располагаемой для
маневра перегрузки, тем лучше маневренность
вертолета.
Располагаемая перегрузка — максимальное значение
перегрузки, которое может быть получено при
маневрировании вертолета. При выполнении энергичных
неустановившихся маневров, например горки, располагаемые
2.2. Маневренные и динамические характеристики \\\
перегрузки, кратковременно достигаемые благодаря
использованию кинетической и потенциальной энергии
движения, лимитируются главным образом несущими
способностями НВ, а также аэродинамическими
характеристиками планера (рис. 63). При выполнении же
установившихся и достаточно плавных
неустановившихся маневров, например виража или спирали,
располагаемые перегрузки лимитируются не только несущей
способностью НВ, но и располагаемой мощностью
двигателей.
Избыток располагаемой мощности двигателей АА/=»
*=NP—Nn обеспечивает работу внешних
аэродинамических сил следующим образом: AN=mKgH+mBVV+
+1Ш toco, где /^ — момент инерции вращения НВ.
Любой из трех компонентов правой части
выражения для Д/V зависит не только от мощности двигателей,
но и от двух других компонентов:
Л = 4" (J" UJV~ VV—~ ««Л
^ = ТПГ (Ш~~ 7«оЫ*ш> ~~ £sin6:
(&N—mBgH—mBVV).
Из этих соотношений следует: мощность двигателей
расходуется на выполнение установившегося режима по
лета с заданными значениями скорости V, высоты Я и
частоты вращения несущего винта ю, а также на
изменение энергии движения вертолета; набор высоты
может быть обеспечен увеличением мощности двигателей,
а также уменьшением скорости движения вертолета и
вращения НВ; для разгона вертолета может быть
использовано увеличение мощности двигателей, а также
уменьшение угла наклона траектории и частоты
вращения НВ; раскрутка НВ возможна при увеличении
мощности двигателей, а также при снижении и торможении
вертолета (с положительным углом атаки НВ).

112 Часть 2. Динамика полета
На режиме установившегося горизонтального полета
(Пуа =1) избыток мощности AN максимален при V= VH,
незначителен при малых и больших скоростях и равен
А/.КВТ
3500
2500
то.
500
О 100 200 У, КМ/Ч
Рис. 64. Зависимость потребной и располагаемой
мощностей от скорости полета при маневрировании вертолета
нулю при V=Vmex (рис. 64). Этот избыток мощности
расходуется на изменение энергетического уровня
вертолета и создание располагаемых перегрузок, т. е. на
маневрирование.
В качестве обобщенного критерия маневренности
вертолета используют характеристики п^ =f(n[N^,
V), отражающие взаимно однозначное энергетиче»
ское соответствие между нормальной и тангенциальной
2.2. Маневренные и динамические характеристики ИЗ
длительной располагаемыми перегрузками при данном
избытке мощности (рис. 65).
Маневры, выполняемые иа вертолете,
классифицируют главным образом по расположению траектории в
пространстве: маневры в горизонтальной плоскости (раз-
0,2
О
-0,2
Рис. 65. Зависимость тангенциальной перегрузки от
скорости полета
гон и торможение, вираж, разворот); маневры в
вертикальной плоскости (горка и пикирование);
пространственные маневры (спираль, боевой разворот, поворот и
разворот на горке).
По характеру движения вертолета маневры
подразделяют на установившиеся и неустановившиеся. К
установившимся маневрам относят правильные виражи и
спирали, выполняемые при постоянном значении
скорости движения вертолета по траектории, остальные из
перечисленных выше видов маневров —
неустановившиеся.
2.2.2. Разгон и торможение
Разгон выполняется для увеличения скорости при
постоянной высоте полета. Темп разгона вертолета
определяется значениями тяги НВ и ее наклона вперед по
траектории маневра. Поскольку тяга создается преиму-

114 Часть 2. Динамика полета
щественно изменением общего шага НВ, а ее наклон
изменением углов отклонения автомата перекоса и
тангажа вертолета, для создания тангенциальной
перегрузки разгона на данной скорости полета необходимы
определенные значения параметров <pot к» 0 (рис. 66).
Рис. 66. Динамические балансировочные кривые при
разгоне и торможении
При разгоне инерционная сила mBV направлена
назад, и для ее преодоления необходимо затратить
дополнительную мощность силовой установки, значение
которой определяется при в=у=Р==0 следующим образом:
АА/разг=—mBVV. Таким образом, темп маневра
определяется избытком мощности двигателей на данной
скорости полета и максимален при использовании взлетной
мощности двигателей на малых скоростях полета.
Время разгона обратно пропорционально его
среднему темпу н прямо пропорционально разности скоростей
2.2. Маневренные и динамические характеристики Ц5
в конце и начале маневра. Путь, пройденный
вертолетом за время /, прямо пропорционален этому времени
и сумме скоростей в начале и конце разгона.
Практически зависимость L=f(t) при разгоне вертолета с макси-
Рис. 67. Зависимость набора высоты или снижения
вертолета от скорости полета и угла тангажа
мально возможным темпом имеет вид квадратной
параболы L^kt2. После достижения взлетной или заданной
номинальной мощности двигателей дальнейший разгон
на постоянной высоте полета обеспечивается
исключительно наклоном фюзеляжа вертолета в продольной
плоскости. При уменьшенных по сравнению с
балансировочными значениями отрицательных углах тангажа в
процессе разгона вертолет набирает высоту, при
увеличенных— снижается (рис. 67).
Вследствие затяжеления НВ при больших значениях
<Ро и <хн<0 увеличение мощности двигателей для
автоматического поддержания лн=const происходит и
независимо от летчика при постоянном положении рычага
«шаг-газ». При этом хотя темп и время разгона
вертолета в заданном диапазоне скоростей определяются
главным образом режимом работы двигателей, но
практически лимитируются в течение времени разгона
минимально допустимой частотой вращения НВ.
В процессе разгона происходит поперечная разбалан-
снровка вертолета, обусловленная возрастающим откло-

116
Часть 2. Динамика полета
нением вправо оси конуса лопастей и поперечным
моментом на втулке НВ. Для удержания вертолета от
кренения и скольжения вправо ручку управления
следует перемещать влево.
Торможение выполняется для уменьшения скорости
вертолета при постоянной высоте полета. Темп
торможения определяется значениями тяги НВ и ее наклона
назад по траектории маневра, т. е. соответствующими
значениями параметров <р0, к, Ь (рис. 66).
При торможении инерционная сила направлена
вперед н создает избыточную мощность ДЛ/Торм= — tneVV.
Максимальный темп торможения реализуется при
дросселировании двигателей до режима полетного малого
газа на любой исходной скорости горизонтального
полета.
Время торможения обратно пропорционально его
среднему темпу и прямо пропорционально разности
скоростей в начале и конце маневра. При торможении с
максимально возможным темпом справедлива
зависимость L^kt2.
При торможении вертолет переходит на
положительный угол тангажа, а НВ — на положительный угол
атаки. Это позволяет при уменьшенном общем шаге
сохранить значение тягн НВ, потребное для обеспечения
заданной высоты полета и создания тормозящей силы
непосредственно для торможения. Вследствие статической
неустойчивости НВ по углу атаки уменьшение скорости
при увеличении угла тангажа осуществляется весьма
эффективно, так как вертолет сам стремится еще
больше увеличить углы атаки НВ и тангажа. При резком
взятии ручки управления на себя и отклонении рычага
«шаг-газ» вниз НВ быстро «облегчается», потребная для
его вращения мощность интенсивно уменьшается, что
может вызвать недопустимое повышение частоты
вращения НВ. Поэтому перемещать органы управления
следует достаточно плавно (в течение 4...6 с).
При торможении до скоростей V<VB происходит
прогрессирующее падение скорости, обусловленное
быстрым ростом потребной мощности (рис. 41), что может
вызвать непреднамеренную потерю скорости и снижение
вертолета, особенно при большой высоте полета, поэто-
2.2. Маневренные и динамические характеристики 117
му для сохранения постоянной высоты полета следует
не уменьшать, а увеличивать общий шаг НВ.
По мере торможения проявляется тенденция к накре-
нению и скольжению вертолета влево, обусловленная
его поперечной разбалансировкой, что требует
соразмерного отклонения ручки управления вправо.
При равной энерговооруженности (одинаковых
значениях полетной массы и взлетной мощности силовой
установки) разгон вертолета соосной схемы после
взлета до умеренных скоростей горизонтального полета
осуществляется быстрее, чем сопоставимого
одновинтового, вследствие отсутствия непроизводительных затрат
мощности на привод РВ. При разгоне в диапазоне
скоростей от экономической до максимальной, наоборот,
вертолет соосной схемы уступает одновинтовому из-за
большего лобового сопротивления.
2.2.3. Вираж и разворот
Вираж — криволинейное движение вертолета в
горизонтальной плоскости с разворотом на 360". Часть
виража называют разворотом. Вираж с углом крена до
45° считается мелким, а с креном более 45° — глубоким.
На вертолетах выполняют установившиеся (с
постоянными скоростью и углом крена) и неустановившиеся
виражи и развороты со скольжением и без скольжения.
Установившийся правильный вираж выполняется с
постоянными значениями скорости криволинейного
движения и угла крена без скольжения. Нормальная
скоростная перегрузка ггУа, радиус г„, угловая скорость юв
и время выполнения правильного виража (разворота на
360е) определяются следующими выражениями:
пУа = 1/cos тг;
Гь = VVgiya sin т = VVgVnl -l ;
<*B = V/rB=g tg i/V = g Vn2y -\/V;
тв = 2*/coB = 2nVlg\tgt \ = 2nV/gVn2yB- 1.

J]8 Часть 2. Динамика полета
Все характеристики правильного виража полностью
определяются значениями скорости криволинейного
движения вертолета и нормальной перегрузки, необходимой
для выполнения данного маневра. Для уменьшения
радиуса и времени выполнения виража нужно уменьшать
скорость и увеличивать нормальную перегрузку на
вираже.
Предельный по мощности правильный вираж
выполняется при работе двигателей на взлетном режиме, а
его параметры зависят только от скорости и высоты
полета (рис. 68). При любом значении угла крена
выгодно выполнять вираж со скоростью, близкой к
наивыгоднейшей, с минимальной потребной мощностью и
соответственно максимальным избытком мощности. Такой
правильный вираж называют наивыгоднейшим.
В энергетическом отношении целесообразны левые
виражи и развороты, для выполнения которых
необходимо уменьшать шаг РВ, при этом некоторый избыток
мощности может быть использован для
маневрирования. При левых разворотах меньше динамические
нагрузки на РВ, хвостовую трансмиссию и хвостовую
балку, лучше обзор воздушной обстановки для командира
вертолета. Предельный по мощности правый вираж
удается выполнить с углом крена на 3,..5°
меньшим, чем левый, либо на несколько меньшей скорости.
При одинаковых же околопредельных значениях угла
крена левый глубокий вираж более устойчив, чем
правый.
Угол крена сам по себе не влияет на характеристики
правильного виража, для выполнения которого
необходима центростремительная сила, искривляющая
траекторию движения в горизонтальной плоскости.
Уравновешивание силы тяжести, действующей на вертолет, и
сохранение постоянной высоты полета обеспечивается
созданием нормальной перегрузки увеличением общего
шага НВ и мощности двигателей. Для исключения
непреднамеренного снижения вертолета при выполнении
виражей и разворотов допустимый угол крена
ограничивают значением 30... 40е, которое назначается с
определенным запасом и зависит также от полетной массы
вертолета и высоты маневрирования.
2.2. Маневренные я динамические характеристики И9
Форсированный разворот — неустановившееся
криволинейное движение вертолета в горизонтальной
плоскости с переменной угловой скоростью и уменьшением ско-
ъ°
20,
О
-20
%м
750
500
250
0
Т0.М
1,5
Ю
0.5
100 № 180 220 V, км/ч
Рис. 68. Характеристики предельного по мощности
правильного виража:
1 — #=0.5 км; 2 — #-2 км
'—--
— t.
■——«.
'"
S
^"'У
^
)
у \
Л2/
V
1
ч/
/
ч/
рости полета без скольжения. В результате торможения
угловая скорость разворота возрастает, а радиус
виража и время разворота на заданный угол
соответственно сокращаются, что и является основной целью
данного маневра. В определенных условиях, например при

120
Часть 2. Динамика полета
полете на большой, близкой к максимальной, скорости,
быстрый разворот вертолета на данной высоте может
быть практически выполнен только по типу
форсированного.
Форсировать разворот можно не только гашением
скорости полета, но и созданием скольжения и
соответствующей поперечной аэродинамической силы ZK
(рис. 69), также искривляющей траекторию движения
вертолета в горизонтальной плоскости. При этом на
вертолет действует боковая перегрузка пХа.
Внешнее скольжение позволяет увеличить
центростремительную силу jpqc и соответственно уменьшить
радиус виража, но требует создания большей
нормальной перегрузки для выдерживания постоянной высоты
полета. Поэтому форсирование виражей и разворотов
путем создания скольжения возможно только при
наличии достаточного избытка мощности двигателей и
несущей способности НВ. Применение внешнего
скольжения целесообразно в тех случаях, когда необходимо
развернуться в узком воздушном коридоре за короткое
время на заданной высоте без превышения допустимых
значений угла крена и минимальной скорости полета.
За счет внешнего скольжения на угол около 30° можно
сократить радиус и время виража (разворота) на 20...
30%.
Внутреннее скольжение на вираже уменьшает
центростремительную силу и потребное значение
нормальной перегрузки при заданных угле крена и скорости
полета. Соответственно внутреннее скольжение
увеличивает радиус и время выполнения маневра и, кроме
того, препятствует накренению в сторону разворота.
Поэтому внутреннее скольжение практически
нецелесообразно.
В процессе форсированного разворота по мере
гашения скорости происходит продольная и боковая разба-
лансировка вертолета, уменьшение его лобового
сопротивления и аэродинамической эффективности НВ, что
требует соответствующих координированных
управляющих действий летчика. В частности, вертолет проявляет
тенденцию к увеличению угла крена на левом
развороте и к выходу из кренения на правом.

122
Часть 2. Динамика полета
2.2.4. Горка и пикирование
Горка — маневр, выполняемый в вертикальной
плоскости для быстрого увеличения высоты полета за счет
кинетической энергии движения вертолета. Вследствие
превращения части накопленной кинетической энергии
движения вертолета в потенциальную энергию
скороподъемность при выполнении горки значительно больше,
чем при обычном установившемся наборе высоты.
Соответственно угол наклона траектории превышает угол
установившегося набора высоты. Горка с углом
наклона траектории к горизонту до 20° считается пологой,
при в > 20° —крутой.
Темп и отклонение ручкн управления на себя при
вводе в горку для обеспечения безопасности маневра
должны быть такими, чтобы угловая скорость тангажа
на кабрирование не превышала 3°/с. Это обусловлено
тем, что из-за резкого уменьшения потребного
крутящего момента ИВ энергичный ввод в горку
сопровождается раскруткой НВ, а двигатели автоматически
переводятся на пониженный режим работы, что создает
предпосылку последующего провала частоты вращения НВ
при выводе вертолета из горки; при резком вводе в
горку на достаточно больших высоте и скорости полета
возможно возникновение явления «подхвата» (тряски и
покачивания вертолета, самопроизвольного затягивания
в кабрирование).
В обычных условиях выполнения горки следует
сохранять общий шаг НВ равным его исходному
значению перед началом маневра, чтобы не способствовать
превышению допустимой нормальной перегрузки и не
создавать чрезмерных динамических нагрузок на
агрегаты несущей системы. Нецелесообразно начинать
горку, если скорость полета вертолета не превышает
150 км/ч.
При выводе из горки темп отклонения ручки
управления от себя должен быть примерно таким же, как и
при вводе. Кроме того, нельзя допускать уменьшения
скорости менее Vminr.n~60 км/ч н уменьшать общий
шаг НВ. Эти требования обеспечения безопасности
маневра обусловлены следующими причинами: вследствие
резкого увеличения потребного крутящего момента НВ
2.2. Маневренные и динамические характеристики '12$
энергичный вывод нз горки сопровождается
уменьшением частоты вращения НВ, что вызывает ухудшение
эффективности управления; при уменьшении угла атаки
и частоты вращения НВ плоскость вращения концов
лопастей приближается к фюзеляжу вертолета, поэтому
последующее резкое отклонение ручки управления на
себя может вызвать недопустимое сближение концов
лопастей с хвостовой балкой, особенно если вывод из
горки выполняется с уменьшением общего шага НВ.
Набор высоты Д#г за время выполнения горки тг
определяется совокупностью следующих параметров:
скоростей ввода в горку У„в и вывода из горки VBbIB,
нормальной перегрузки при вводе пуВв и выводе пувыъ,
максимального приращения угла тангажа Д#тазс по
сравнению с исходным режимом полета вертолета
(рис. 70). Для увеличения набора высоты при
выполнении горки целесообразно: увеличивать скорость ввода
в горку и уменьшать скорость вывода из нее;
уменьшать нормальную перегрузку при вводе в горку и
увеличивать ее при выводе из горки; уменьшать
кабрирование вертолета. Изложенные закономерности связаны
между собой, а также с установленными летными
ограничениями и энергетическими характеристиками
вертолета при маневрировании.
При вводе в горку с предельно допустимым темпом
вертолетов Ми-8 и Ми-24 максимальное значение
нормальной перегрузки достигается через 3...5 с,
максимальная вертикальная скорость набора высоты
составляет 20... 30 м/с, уменьшение скорости полета за
секунду — 15... 20 км/ч.
Пикирование — маневр, выполняемый в
вертикальной плоскости с целью быстрого увеличения скорости за
счет уменьшения высоты полета вертолета. Вследствие
превращения части накопленной потенциальной энергии
положения вертолета (высоты полета) в кинетическую
энергию его движения увеличение скорости при
выполнении пикирования значительно больше, чем при
обычном разгоне. Пикирование с углом наклона траектории
к горизонту до 20° считается пологим, при 8<—20° —
крутым. Пикирование представляет собой как бы
зеркальное отображение горки. При этом уменьшение
высоты на пикировании тем больше, чем больше скорость

124
Часть 2. Динамика полета
начала маневра, радиус и угол наклона траектории,
время выполнения маневра,,чем меньше нормальная пе-
Я200
160 180 200 Кь,кмуч 160 160 2Q0Vtb,m/4
а о
7к 200
160 160 2№б,км/ч 160 180 200Уьъ,кф
б г
Рис. 70. Зависимость набора высоты от параметров
выполнения горки:
а ~ ^выв - 10° км/4; пувв - ЬБ; пувыв - 0,7; б - Д&тах = 20°;
«уви-ЬВ; «увыв=0,7; в - ^ВыВ - МО км/ч; Д»гаах - 20»;
"у выв - °>7: г - ^выв - 10° км'4: A<W - 20О; Лу м _ 1,5
регрузка при вводе в пикирование. Темп разгона
вертолета пропорционален тангенциальной перегрузке и углу
пикирования.
2.2. Маневренные и динамические характеристики 125
Ввод в пикирование осуществляют при скорости
V>100 км/ч отклонением ручки управления от себя с
постоянным значением общего шага НВ. Темп ввода в
пикирование должен быть таким, чтобы угловая
скорость тангажа не превышала по абсолютному значению
3°/с (для обеспечения безопасного зазора между
лопастями НВ и хвостовой балкой вертолета при
последующем отклонении ручки управления на себя). Изменение
угла тангажа на пикирование от его значения в
горизонтальном полете перед началом маневра ДФщах
ограничивают в зависимости от скорости и высоты полета,
чтобы не превысить максимально допустимую скорость,
а также для уменьшения просадки вертолета по
высоте и «провала» частоты вращения НВ. Кроме того, при
угле тангажа на пикирование 15...20° линия
естественного горизонта, перемещаясь вверх, выходит за
пределы остекления пилотской кабины, поэтому
выдерживание таких углов возможно только по авиагоризонту.
Ввод в пикирование с предельно допустимыми
темпом и углом тангажа вертолетов Ми-8 и Ми-24 проис-
0
-50
-100
450
-200
ДНп,м
760 200 220 240 УШБ, 180 200 220 240 Уш&,
щ
2>*ч
^
ч
\
^х
км/ч
-1<Г
£?
%
3SS
^а^
км/ч
=-ю°
^20°
Рис. 71. Зависимость потери высоты при выводе из
пикирования от параметров выполнения маневра:
1,5
а - пу выв - !.2: б
у выв

I 26 Часть 2. Динамика полета
ходит за 3... 5 с с увеличением за это время скорости
на 10...40 км/ч и потерей высоты на 10...40 м.
При выводе из пикирования существует опасность
превышения максимально допустимой скорости полета и
«просадки» вертолета по высоте. Ее значение
определяется нормальной перегрузкой в момент начала вывода
и возрастает при увеличении угла пикирования и
вертикальной скорости снижения вертолета, особенно на
большой скорости пикирования (рис. 71). Для
уменьшения «просадки» следует выводить вертолет из
пикирования с максимально допустимой перегрузкой. Вместе
с тем нельзя превышать значение пУАОп во избежание
неблагоприятных последствий, отмеченных для условий
ввода в горку. Соответственно общее время вывода
вертолета из пикирования должно составлять не менее
10 с. Перемещать рычаг «шаг-газ» в процессе всего
маневра не рекомендуется.
2.2.5. Пространственные маневры
Спираль — маневр, сочетающий вираж с набором
высоты или снижением, при выполнении которого
вертолет движется по спиральной траектории (винтовой
линии). Спираль с набором высоты называют восходящей,
со снижением — нисходящей. Спираль с углом крена до
30° считается мелкой, с большими углами крена
—глубокой. Основное назначение спирали — набор высоты
или снижение в ограниченном воздушном пространстве,
например в горах.
Установившаяся правильная спираль выполняется с
постоянными значениями угла крена, поступательной и
вертикальной скорости без скольжения. При развертке
траектории такой спирали на вертикальную плоскость
угол ее наклона к горизонту 6Сп остается постоянным.
При прочих равных условиях разворот вертолета в
спирали осуществляется с меньшим радиусом и за
меньшее время, чем в вираже, благодаря искривлению
траектории маневра не только в горизонтальной, но и в
вертикальной плоскости.
Однако по сравнению с правильным виражом при
выполнении установившейся восходящей спирали с те-
2.2. Маневренные и динамические характеристики 127
ми же значениями угла крена и скорости полета
требуется большая мощность двигателей, так как вертолет не
только разворачивается, но и набирает высоту.
Выполнение нисходящей спирали при прочих равных условиях
Рис. 72. Зависимость вертикальной скорости от угла
крена и скорости полета при выполнении спирали
требует, наоборот, меньшей мощности двигателей по
сравнению с правильным виражом. При одинаковой
располагаемой мощности вертикальная скорость на
восходящей спирали меньше, чем при обычном наборе
высоты.
Для сокращения радиуса и времени разворота
увеличивают угол крена и уменьшают вертикальную
скорость набора высоты (рис 72). При значениях у>40°
восходящая спираль вырождается в обычный вираж
(VyfaO), а при дальнейшем увеличении угла крена — в
нисходящую спираль (Vy<0). Практически углы крена
при выполнении как восходящей, так и нисходящей
спирали ограничивают теми же предельными значениями,
что и на вираже.
Боевой разворот — пространственный маневр, при
выполнении которого вертолет энергично набирает высоту
с одновременным непрерывным разворотом на 180°. По
характеру траектории боевой разворот представляет
собой неустановившуюся спираль с переменными по
времени скоростью и высотой полета, углами тангажа и

128
Часть 2. Динамика полета
крена, включая в себя элементы горки, спирали и
форсированного разворота.
Основное назначение боевого разворота — обеспечить
минимальное время разворота на 180° и максимальный
набор высоты при этом. Для удовлетворения первого
требования выполняют форсированный вираж в
горизонтальной плоскости с предельными значениями угла
крена и минимальной скорости в конце торможения.
Для удовлетворения второго требования целесообразно
разворачиваться с минимальным углом крена, расходуя
избыток мощности преимущественно на набор высоты.
Таким образом, боевой разворот должен
оптимизироваться в соответствии с конкретным полетным
заданием, параметрами вертолета (полетной массой,
центровкой, наличием внешних подвесок), исходным режимом
полета (скоростью, высотой, температурой наружного
воздуха) и воздушной обстановкой (размерами зоны
маневрирования, турбулентностью, видимостью и т. п.).
Боевой разворот рекомендуется выполнять с
крейсерской скоростью при соответствующем постоянном
значении общего шага НВ. При вводе в маневр
максимальное значение угла тангажа на кабрирование должно
составлять около 10°, угла крена —20°. При выводе из
маневра углы тангажа и крена должны быть не более
максимально допустимых для горки и форсированного
виража, а скорость — не менее минимально допустимой
для горизонтального полета. Набор высоты за время
выполнения боевого разворота тем больше, чем больше
скорость ввода в маневр, чем меньше скорость вывода
из маневра и нормальная перегрузка.
Разворот на горке — пространственный маневр,
представляющий собой последовательное соединение двух
фигур: горки и разворота на 180° или другой заданный
угол в конце горки (рис. 73). Таким образом, разворот
на горке представляет собой неустановившуюся
восходящую спираль в конце горки с разворотом на 180° и
выходом в горизонтальный полет в конце разворота.
Поворот на горке — пространственный м-аневр,
последовательно сочетающий три фигуры: горку, разворот на
180° в наклонной плоскости и пикирование в обратном
направлении.
2.2. Манеьренные и динамические чарактеристики 129
Поворот на горке также выполняют при постоянном
Значении общего шага НВ, как правило, с внешним
бсольжейием на развороте для сокращения его
радиуса. В процессе выполнения разворота вертолет продол-
Рис. 73.
Траектория
выполнения разворота
и поворота на
горке
жает двигаться по восходящей наклонной траектории,
поворачиваясь относительно вертикальной оси
связанной системы координат. Кинематика этого наиболее
сложного этапа маневра такова: при повороте вокруг
оси OY на 90° угол тангажа, с которым вертолет
завершал горку, становится примерно равным нулю, а угол
крена принимает значение этого угла тангажа. При
продолжении поворота от 90 до 180° в наклонной
плоскости угол крена уменьшается примерно до нуля, а угол
тангажа принимает отрицательное значение, примерно
равное по абсолютному значению этому углу крена и
углу тангажа на горке.
После вывода из пикирования (завершения
маневра) скорость полета обычно близка к скорости ввода в
горку (начала маневра), а высота в конце маневра
оказывается несколько большей, чем в начале. Поэтому
поворот на горке можно безопасно выполнять с
предельно малых высот полета над рельефом местндсти*
§ За*. 7$$

130 Часть 2. Динамика полета
2.2.6. Динамика системы НВ — силовая установка ,
Стабилизация частоты вращения НВ на переходных i
режимах полета обусловливается: аэродинамическими I
характеристиками и инерционными свойствами враща- -
тельного движения НВ; динамическими
характеристиками системы автоматического управления силовой
установкой; характером управляющих действий летчика; ре- *
жимом полета (маневрирования); атмосферными
условиями.
Основной закон динамики вращения твердого тела
вокруг неподвижной оси имеет следующий вид:/шсй=»
2iVe&v/(0 — Mki где /ш — момент инерции всех
механически связанных вращающихся агрегатов (лопастей,
втулки, шестерен главного редуктора, свободных турбин
двигателя), приведенный к валу НВ. Na — эффективная
мощность одного двигателя, снимаемая с вала свобод- I
ной турбины; £лг — коэффициент использования мощ- |
ности.
Особенность совместной работы НВ и силовой уста- '
новки заключается в том, что НВ реагирует на
изменение кинематических параметров режима полета вертоле- t
та и управляющие действия летчика (значение Мк) с
запаздыванием 0,3...0,5 с (время оборота НВ), а
силовая установка (значение Ne) — с запаздыванием 3 ...
5 с (время приемистости и дросселирования двигателей).
Поэтому при выполнении энергичных маневров или при
резком пилотировании происходит кратковременное
отклонение частоты вращения НВ от постоянного
стабилизированного значения. Это явление учтено в РЛЭ
всех типов вертолетов, где регламентированы
максимально и минимально допустимая частота вращения НВ (
в течение определенного времени полета на переходных
режимах.
Минимально допустимая частота вращения НВ в
полете на переходных режимах ограничивается из
условий обеспечения: запаса путевого управления на
взлетно-посадочных режимах и эффективности продольно- •
поперечного управления при полете по маршруту, а
также запаса по срыву потока с лопастей при полете на
<5ольщой скорости; прочности главного редуктора по
2.2. Маневренные и динамические характеристики 131
крутящему моменту НВ; запаса кинетической энергии
вращения НВ для возможного перехода на режим
самовращения; функционирования генераторов
переменного тока и всей системы электроснабжения вертолета.
Максимально допустимая частота вращения НВ в
полете на переходных режимах ограничивается:
условиями обеспечения прочности главного редуктора, втулки,
автомата перекоса и лопастей НВ по центробежным
силам; необходимостью предотвращения волнового
кризиса на концах опережающих лопастей НВ при полете
вертолета на большой высоте и скорости, когда нет
достаточного запаса по флаттеру лопастей НВ;
необходимостью исключения срабатывания системы защиты
свободной турбины двигателей от раскрутки (выключения
двигателей в полете).
Превышение частоты вращения НВ наблюдается
обычно при энергичном выполнении торможения,
снижения, ввода в вираж или спираль вследствие
интенсивного уменьшения потребного крутящего момента при
увеличении угла атаки или уменьшении общего шага
НВ (рис. 25), создающего избыток располагаемого
крутящего момента двигателей в течение времени их
автоматического дросселирования. Максимально возможное
превышение частоты вращения НВ при переходе
вертолета в режим снижения на различной скорости полета
определяется временем тсер сброса общего шага от
значения, соответствующего взлетному режиму, до
минимального значения (рис. 74). Поэтому для соблюдения
установленного ограничения по максимально
допустимой частоте вращения НВ при выполнении крутого
снижения на крейсерских скоростях полета следует
отклонять рычаг «шаг-газ» вниз достаточно медленно.
Провал частоты вращения НВ наблюдается обычно
при энергичном разгоне, наборе высоты, выводе из
горки или вводе в пикирование, выводе из виража или
спирали вследствие увеличения потребного крутящего
момента при уменьшении угла атаки и увеличении общего
шага НВ, создающего дефицит располагаемого
крутящего момента двигателей в течение времени их
приемистости.
Максимально возможный провал частоты вращения
НВ при взлете определяется временем увеличения обще-
Я*

132
Часть 2. Динамика полета
го шага от минимального значения до значения,
соответствующего взлетному режиму. Для исключения
недопустимого затяжеления НВ и сопутствующей «просад-
П„
130
120
110
100
К*\
>У=200
Н)км/ч
100'км/ч
км/ч
б
?0 %р>°
Рис. 74. Зависимость максимального значения частоты
вращения НВ от темпа уменьшения общего шага при пе«
реходе вертолета в режим снижения на различной
скорости
ки» вертолета при взлете следует отклонять рычаг «шаг-
газ» вверх во взлетное положение также достаточно
медленно (за 7... 9 с). При разгоне вертолета и работе
двигателей на взлетном режиме соблюдение
ограничения по nmin достигается ограничением темпа разгона.
Влияние рулевого винта на динамику совместной
работы НВ и двигателей определяется тем, что на
переходных режимах полета вертолета САУ силовой уста-
ковки изменяет располагаемую мощность двигателей
для сохранения неизменной частоты вращения НВ. При
этом мощность распределяется между
рассматриваемыми винтами пропорционально их изменившимся
крутящим моментам. Однако при резкой перекладке педалей
происходит запаздывание автоматического изменения
2.2. Маневренные и динамические характеристики 133
85
мощности двигателей до равновесного значения, в
результате чего на НВ образуется дефицит или избыток
располагаемой мощности, сопровождаемый изменением
частоты вращения винтов.
По указанной причине при j. %
выполнении энергичных правых н'°
разворотов на висении
наблюдается просадка вертолета, при %)5
выполнении энергичных левых
разворотов —
самопроизвольный набор высоты. Кроме то- 100
го, при работе двигателей на
взлетном режиме значительная
аэродинамическая загрузка РВ". 95
при энергичном отклонении
правой педали может вызвать •
перетяжеление и уменьшение 90
тяги НВ, сопровождаемое не
только просадкой вертолета,
но и синхронным перетяжеле-
нием самого РВ и путевой
разбалансировкой вертолета.
Поэтому выполнение правых
разворотов при висении с
повышенной взлетной массой не
рекомендуется. Увеличению
относительной мощности
двигателей на привод РВ
способствуют также уменьшение
частоты вращения НВ,
повышение барометрической высоты
плошадки и температуры наружного воздуха.
Совместная работа двигателей и НВ механически
обеспечивается с помощью муфт свободного хода
(МСХ), которые позволяют главному редуктору
отключаться от одного или двух двигателей в случае их
останова или при выполнении полета на режиме
самовращения НВ. Однако расцепление МСХ в принципе
возможно и на эксплуатационных режимах полета с
работающими двигателями: при крутом планировании или
интенсивном торможении происходит раскрутка НВ,
двигатели работают на пониженном режиме и частота
60 П°/о
Рис. 75. Области
режимов работы МСХ
на турбовалыюм
двигателе:
1 к 2— области режимов
с расцепленной и
сцепленной МСХ

134 Часть Й. Динамика полета
вращения ведущего вала может кратковременно стать
меньше частоты вращения вала НВ. При значительном
рассогласовании частот вращения включение МСХ
после ее выключения может быть резким, ударным, что
неблагоприятно отражается на прочности и надежности
самой муфты, несущей системы и двигателя. Для
каждого вертолета существует граница, разделяющая
области режимов устойчивого включения и режимов
расцепления МСХ в координатах птк—«ст (рис. 75). Наиболее
неблагоприятны «забросы» частоты вращения НВ при
работе двигателей на пониженных режимах.
Неустойчивая работа МСХ — режим непрерывного
чередования моментов включения и выключения
муфты— возможна при крутом планировании и глубоком
дросселировании двигателей или их полном выключении
(посадке на режиме самовращения НВ). Для
исключения подобной неустойчивой работы МСХ, чреватой
повышенным износом и опасностью проскальзывания
муфты в полете, на некоторых типах вертолетов (Ми-6)
установлены дополнительные ограничения по
минимальной мощности силовой установки.
2.2.7. Динамика вертолета на земле
При движении вертолета по земле на ЛА помимо
обычных аэродинамических и гравитационных сил
действуют нормальные реакции земли на колеса шасси и
силы трения колес о землю, аэродинамические
характеристики вертолета подвержены существенному влиянию
предельной близости экранирующей земной
поверхности. Кроме того, в процессе неустановившегося
движения по земле (разгона, торможения) на вертолет
действует инерционная сила Fan*=— mBV, а при выполнении
разворотов с радиусом граз— центробежная сила/7^ =
= гПвУ^/Грю, приложенные в центре масс Л А. Эти
силы, действуя на плече Ам от центра масс до
поверхности земли, вызывают опасную тенденцию
опрокидывания вертолета.
Накренеиие вертолета после отрыва от земли одной
а.2. Маневренные и динамически? характеристики 135
чз cj^oBjjpsix о,пор происходит относительно линии оцро-
Я^дыйанйй, проходящей через точки касанйд о земл©
колес Передней и одной из основных опор. При
заданных конструктивных параметрах и массе вертолета
опрокидыванию его, например, вправо вперед способ-
Рис. 76. Опрокидывание колесного аппарата,
движущегося по земле (штриховой линией — показаны силы при
опрокидыв ании)
ствуют: увеличение общего шага НВ; отклонение
автомата перекоса вперед и вправо; отклонение левой
педали; увеличение скорости и уменьшение радиуса
разворота влево; ветер слева; смещение центровки
вертолета к правому борту и вверх; наклон ВПП вправо и
вперед. Опрокидыванию в указанном направлении
противодействуют: отклонение автомата перекоса влево и
назад; отклонение правой педали. Практически более
вероятно опрокидывание на левый борт, так как в этом
направлении действует на большом плече до линии
опрокидывания тяга РВ.
В общем случае возможность опрокидывания
(капотирования) любого движущегося по земле колесного
аппарата при числе колес не менее трех определяется
положением равнодействующей R всех сил,
действующих на аппарат, относительно оси опрокидывания
(рис. 76). Эта равнодействующая, приложенная в
центре масс аппарата, образуется вертикальной
стабилизирующей силой FB = G — T и горизонтальной
опрокидывающей силой F0. Если вектор R пересекает земную
поверхность внутри треугольника, образованного точками

186 Часть 2. Динамика полета
касания колес, аппарат не опрокидывается, если же
вектор R выходит из этого треугольника,
опрокидывание неизбежно.
Критический угол накренения вертолета с
работающими двигателями на стоянке (V=0) характеризует
условия безопасного равновесия вертолета при наличии
уклона площадки.
Боковая балансировка вертолета на наклонной
площадке определяется по его возможному опрокидыванию
и соскальзыванию.
Как и для условий движения по земле, основным
дестабилизирующим фактором является тяга НВ,
увеличение которой сопровождается «вывешиванием»
вертолета, а основным стабилизирующим фактором —
поперечное отклонение автомата перекоса. Поэтому условия
опрокидывания вертолета на наклонной площадке
определяются зависимостью значений критического угла
наклона площадки упл.кр от относительной тяги Y=T/G
при нейтральном и отклоненном вбок до упора
положении автомата перекоса (рис 77, наклон площадки
влево).
Для вертолета с выключенными двигателями
предельно допустимый угол наклона площадки достигает
приблизительно 35°. По мере раскрутки упл.кр резко
уменьшается и при 7^» 0,85 равна нулю. В момент
отделения вертолета рт земли при выполнении взлета, ко-
2.2. Манеьренные и динамические характеристики 137
гда Т>1, угол упл.кр при нейтральном положении
автомата перекоса составляет около 5°, но имеет уже
другой знак. Это означает, что в момент отрыва от земли
вертолет стремится накрениться влево под действием
момента тяги РВ. Для парирования этого момента и
Т
Рис. 78. Критические
условия
соскальзывания вертолета на
наклонной площадке
обеспечения поперечной балансировки необходимо
отклонение ручки управления вправо. При полностью
отклоненном вправо автомате перекоса критический угол
наклона площадки в момент отделения вертолета от
земли составляет около 7° влево. Следовательно,
запаса поперечного управления достаточно для парирования
бокового смещения и накренения вертолета в момент
отрыва от земли на взлете. Если же угол крена достиг
значения y™.kp, даже максимальное отклонение ручки
управления вследствие определенной инертности
вертолета может оказаться недостаточным для
предотвращения его опрокидывания. В этом случае следует
незамедлительно уменьшить общий шаг НВ, т. е. увеличить
Упл.кр-
Соскальзывание вертолета с наклонной площадки,
также характеризующее его неустойчивое равновесие,
определяется равенством сил, действующих на вертолет
параллельно площадке. Критический по соскальзыванию
вертолета угол наклона площадки у™.соек зависит от
относительной тяги несущего винта Т, состояния
поверхности площадки (коэффициента трения fTp) и угла
поперечного отклонения автомата перекоса т) (рис. 78).
При Т^ 0 критический угол бокового уклона площадки
Упл.соск полностью определяется коэффициентом трения
скольжения /Тр, а при Г»!—главным образом макси-
**W°L J. ' 'ч-о
_?л
€кальзы6анш

«о« Часть 2. Динамика полета
мальным поперечным отклонением автомата
перекоса.
При /тр = 0,4.. .0,6 (влажная бетонная или
грунтовая площадка) критические углы наклона площадки по
соскальзыванию влево меньше, чем вправо, из-за
влияния тяги РВ. Для fTp=0,7... 0,8 (сухой бетон или
Грунт) критические углы наклона площадки по
соскальзыванию примерно такие же или даже большие, чем по
опрокидыванию. На вязком грунте при соскальзывании
Вбок под колесом обычно образуется валик,
препятствующий дальнейшему движению вертолета.
Таким образом, для обеспечения безопасной
балансировки вертолета на наклонной площадке основное
практическое значение имеет его опрокидывание вбок
вперед, особенно на левый борт. Поэтому посадку
вертолета на площадку с уклоном рекомендуется
выполнять носом или левым бортом на уклон.
Значительное влияние на балансировку вертолета на
земле оказывает боковой ветер. При ветре слпава со
скоростью 18... 20 м/с и относительной тяге Г=0,8..,
0,9 вертолет может опрокинуться даже на
горизонтальной площадке. При взлете и посадке, тем более на
наклонной площадке, следует избегать бокового ветра и,
кроме того, быстро проходить диапазон значений
относительной тяги Г«0,7... 1, не держать вертолет на
земле во «взвешенном» состоянии.
Смещение центра масс и отклонение ручки
управления вперед вбок также вызывает увеличение
опрокидывающих моментов. Поэтому при раскрутке и остановке
НВ ручка управления должна находиться в положении,
близком к нейтральному, особенно при передней
центровке вертолета.
При исключительно неблагоприятном сочетании
некоторых конструктивных и эксплуатационных факторов
динамика вертолета на земле может проявиться в
опасной форме самовозбуждающихся колебаний по типу
земного резонанса. Земной резонанс прёдст&вляёт собой
самовозбуждающиеся колебания вертолета на земле,
возникающие вследствие определенного сметания
динамических характеристик НВ и шасси. Если частота
собственных колебаний (как правило, поперечных) верто-
2.3. Взлет и посадка
139
лета на упругом шасси совпадает с круговой частотой
колебаний общего центра масс лопастей относительно
оси вращения НВ, амплитуда совместных колебаний
вертолета на шасси и лопастей НВ относительно
вертикальных шарниров резко возрастает. Возникают
самовозбуждающиеся колебания вертолета на шасси,
которые и называются земным резонансом. Источником
энергии, затрачиваемой на эти колебания, являются
работающая силовая установка и вращающийся НВ.
Возникновение земного резонанса характеризуется
поперечной раскачкой, которая быстро прогрессирует.
Вертолет начинает ударяться о землю попеременно
правым и левым колесом, что может завершиться его
поломкой. Для предотвращения возникновения земного
резонанса демпфируют как колебания вертолета на
шасси, так и колебания лопастей НВ относительно
вертикальных шарниров.
Возможность возникновения земного резонанса
связана с определенными нарушениями правил
технического обслуживания и летной эксплуатации: наездом на
неровность земной поверхности на большой скорости,
резким и интенсивным отклонением ручки управления
для парирования накренения вертолета, грубой
посадкой, особенно на одно колесо.
В случаях проявления признаков земного резонанса
следует незамедлительно ограничить основной источник
энергии самовозбуждающихся колебаний —
вращающийся НВ. С этой целью рычаг «шаг-газ» переводят вниз
до упора, рукоятку коррекции — в крайнее левое
положение; кроме того, с помощью ручки управления и
тормозов колес плавно прекращают руление, удерживая
вертолет на месте. Если эти управляющие действия
окажутся неэффективными и колебания не прекратятся,
необходимо выключить двигатели.
2.3. ВЗЛЕТ И ПОСАДКА
2.3.1. Руление
Основная особенность руления на вертолете
заключается в том, что необходимая пропульсивная сила
создается равнодействующей аэродинамической силой

140
Часть 2. Динамика полета
НВ, которая в определенной мере компенсирует силу
тяжести. Увеличение указанной пропульсивной силы
может быть обеспечено как отклонением ручки
управления вперед, так и увеличением общего шага НВ.
Для руления по сухому ровному бетонному
покрытию со скоростью 15 ... 20 км/ч достаточно отклонения
автомата перекоса вперед на 1... 2° при номинальной
частоте вращения и минимальном общем шаге НВ (при
нормальной взлетной массе вертолета). Для руления с
той же скоростью по влажному неровному бетонному
покрытию или твердому сухому грунту необходимо при
прочих равных условиях отклонять вперед автомат
перекоса на 3 ... 4°, а для руления по неровному мягкому
грунту — почти до упора.
Для продвижения вертолета по неровной или
влажной поверхности следует увеличивать общий шаг НВ.
При этом пропорционально компенсируется сила
тяжести, действующая на вертолет, что создает тенденцию
его опрокидывания и лимитирует или вообще
исключает возможность безопасного руления вертолета по
неподходящей грунтовой площадке.
При рулении с боковым ветром возникает боковая
аэродинамическая сила, которая стремится сдвинуть
вертолет вбок по направлению ветра, а также момент
рыскания, который стремится развернуть вертолет
носом против ветра. Эти сила и момент
уравновешиваются в основном боковыми силами трения колес основных
опор о поверхность площадки. Однако боковой ветер
вызывает тенденцию к опрокидыванию вертолета, что
в целом накладывает жесткие ограничения по рулению.
При рулении по влажному или скользкому грунту
возникает опасность проскальзывания вертолета в боковом
направлении, аналогичная рассмотренной выше
тенденции соскальзывания с наклонной площадки.
Если вертолет длительное время стоял на мягком
грунте (плохо укатанном снеге), страгивание его с
места затруднено. В этом случае при отклонении ручки
управления от себя до упора из-за дополнительного на-
гружения передней опоры колеса этой опоры
заглубляются в грунт (снег). Кроме того, лопасти НВ начинают
«стучать» по нижним упорам горизонтальных шарниров,
и возникает тряска вертолета. Не следует также раска-
2.3. Взлет и посадка
141
чивать вертолет при помощи педалей, так как
нарастание тяги РВ способствует опрокидыванию вертолета на
месте и вызывает нерасчетное динамическое нагружение
хвостовой балки. В подобной ситуации целесообразно
выяснить причину, препятствующую выруливанию, и по
возможности устранить ее.
Обеспечение безопасности руления достигается
выполнением следующих основных условий:
тяга НВ должна быть небольшой, т. е. вертолет не
должен рулить в неустойчивом, «взвешенном»
состоянии; скорость руления должна зависеть от полетной
массы вертолета, состояния грунта, видимости,
направления и скорости ветра, наземной и воздушной
обстановки, но она не должна превышать 20 км/ч;
развороты на рулении должны выполняться плавным
отклонением педалей с радиусом тем большим, чем
больше скорость руления; скорость руления при
разворотах должна быть минимальной, энергичные
развороты с малым радиусом недопустимы; при наличии
бокового ветра, наклоне площадки, уменьшении полетной
массы и поперечном смещении центровки устойчивость
движения, особенно в процессе разворота, ухудшается
в большей мере, чем устойчивость неподвижного
положения на наклонной площадке;
в случае нарастающего непарируемого ручкой
управления кренения (начала опрокидывания вертолета)
необходимо незамедлительно отклонить рычаг «шаг-газ»
вниз до упора;
при выполнении разворотов на вертолетах Ми-26 с
малой полетной массой и задней центровкой, которые
затруднены вследствие разгрузки передней опоры
шасси, целесообразно рулить при работе двигателей на
режиме малого газа и минимально возможной частоте
вращения НВ, обеспечивающей выход центробежных
ограничителей свеса из зацепления;
при выполнении разворотов на вертолетах больших
габаритных размеров (Ми-6, -26) следует проявлять
повышенную осторожность, чтобы не задеть несущим или
рулевым винтом за препятствия;
при появлении юза необходимо прекратить руление
и дождаться полной остановки вертолета, после чего
можно возобновить руление, ио уже с меньшей ско-

142
Часть 2. Динамика полета
ростью; при движении вертолета юзом нельзя отклонять
педаль в сторону, противоположную юзу, — это только
способствует опрокидыванию;
запрещаются руление назад и развороты на месте
относительно одного колеса.
Если руление затруднено малой прочностью и
плохим состоянием грунта, сильным ветром
неблагоприятного направления или наличием препятствий в полосе
движения, необходимо выполнить подлет или
буксировать вертолет к месту старта.
2.3.2. Висение
Режим висения — один из наиболее характерных для
вертолета режимов полета, когда вертолет не
перемещается относительно земли. Основное назначение
висения— оценка возможности и безопасности взлета для
данных конкретных условий, проверка режимов и
совместной работы двигателей, а также эффективности
путевого управления.
При отрыве от земли вертолет имеет тенденции к
смещению, наклону и развороту. Вследствие
заклинивания оси вала НВ относительно строительной вертикали
фюзеляжа вперед на угол 4... 5° вертолет при отрыве
от земли смещается вперед и опускает нос.
Проявлению этой тенденции способствует передняя центровка.
При увеличении тяги НВ и мощности двигателей,
необходимых для отделения вертолета от земли,
соответственно возрастают реактивный момент НВ и тяга РВ,
вследствие чего вертолет имеет тенденцию к развороту,
смещению и накренению влево. Поэтому при отделении
вертолета от земли необходимо соразмерно отклонить
вперед правую педаль, а ручку управления — на себя и
вправо.
Ветер сзади и сбоку существенно усложняет
условия выполнения висения на одновинтовом вертолете.
При скорости ветра сзади 7... 10 м/с запас управления
на себя может оказаться исчерпанным, особенно если
вертолет имеет переднюю центровку. Значительное
опускание хвостовой балки вызывает также опасность
касания хвостовой опорой земли. При висении с исполь-
2.3. Взлет и посадка
143
зованием взлетного режима работы двигателей ветер
рассматриваемого направления забрасывает часть
горячих выхлопных газов во входные устройства
двигателей, что сопровождается уменьшением их мощности.
При скорости ветра слева, превышающей 10 м/с,
запас путевого управления по правой педали может
оказаться исчерпанным, особенно если полетная масса
увеличена, используется взлетный режим работы
двигателей и понижена частота вращения НВ. При ветре
справа со скоростью 7... 10 м/с РВ попадает в режим
вихревого кольца, что вызывает уменьшение его тяги и
разворот вертолета влево. При устранении разворота и
смещения вертолета влево также может оказаться
исчерпанным запас путевого управления по правой
педали.
Для обеспечения запасов управления,
предотвращения самопроизвольного перемещения, снижения и
вращения вертолета отрыв его от земли, вертикальный
набор высоты, висение, вертикальное снижение и
приземление разрешается выполнять при скорости ветра сзади
5...7 м/с, сбоку — 7... 10 м/с. Особенности висения
вертолета с попутным и боковым ветром относятся и к
выполнению разворотов на висении при ветре, так как
во время разворота встречный ветер может оказаться
боковым или попутным.
Развороты на висении выполняют главным образом
для качественной оценки эффективности путевого
управления, а также запаса мощности двигателей. Для
ограничения динамических нагрузок на РВ, хвостовую
трансмиссию, "концевую и хвостовую балки развороты
на висении разрешается выполнять с угловой скоростью
10... 20°/с (меньшие значения относятся к тяжелым
вертолетам Ми-6, -26, большие — к легким типа Ми-2).
Соответственно отклонения педалей в сторону разворота
должны быть плавными, а при изменении направления
вращения не следует допускать полного перемещения
педалей быстрее чем за 3 с.
В левый разворот вертолет входит охотнее и
вращается энергичнее, чем вправо, вследствие действия
реактивного момента НВ. Кроме того, при развороте
влево тяга и мощность, потребные для вращения РВ,
уменьшаются, а образующийся в первый момент избы-

144
Часть 2. Динамика полета
ток мощности силовой установки вызывает некоторое
увеличение частоты вращения и тяги НВ. Поэтому прн
развороте влево вертолет набирает высоту, при
развороте вправо, наоборот, снижается, что необходимо
парировать соответствующими отклонениями рычага «шаг-
газ».
Выполнение разворотов на висении в условиях
ветра усложняется по сравнению со штилевыми условиями.
Поэтому развороты в любую сторону на любой угол с
указанной выше угловой скоростью разрешены только
при скорости приземного ветра не более 5 м/с. Если
скорость ветра составляет 5... 10 м/с, можно
разворачиваться не более чем на 90° относительно направления
ветра, а при большей скорости ветра (7 м/с для
вертолетов Ми-2 и 15 м/с — для вертолетов Ми-26)
выполнение разворотов на висении не рекомендуетей.
В некоторых экстремальных условиях при
повышенных значениях полетной массы, температуры
наружного воздуха, барометрической высоты висения в
неспокойном воздухе, угловой скорости разворота влево,
разворот вертолета может стать неуправляемым.
Самопроизвольное левое вращение вертолета может
возникнуть вследствие исчерпания запаса путевого
управления по правой педали и в этом случае
обусловлено: существенным уменьшением тяги РВ при боковом
ветре или интенсивном развороте влево вблизи земли;
увеличением реактивного момента НВ при висении и
развороте вертолета с использованием взлетного
режима работы двигателей и пониженной частотой
вращения НВ.
Самопроизвольное вращение вертолета может
происходить с достаточно большой угловой скоростью
(00=30.. .60°/с и сопровождаться снижением,
колебаниями по тангажу и крену, что при висении на
небольшой высоте над площадкой представляет значительную
опасность. Вывод вертолета из режима
самопроизвольного вращения возможен тремя способами: увеличением
скорости; перемещением правым бортам; уменьшением
общего шага НВ.
Первый способ предусматривает создание вертолету
угла тангажа на пикирование и левого крена; при этом
увеличение скорости происходит постепенно по расхо-
2.3. Взлет и посадка 145
дящейся спирали в течение двух-трех витков вращения
Вертолета в азимутальной плоскости, а уменьшение до
нуля угловой скорости рыскания достигается при
поступательной скорости 40... 60 км/ч. Для осуществления
такого вывода из вращения необходим запас мощности
двигателей и высоты висения, так как разгон вертолета
с отрицательным углом тангажа и кренением
сопровождается потерей высоты.
Второй способ применяется при небольшой угловой
скорости левого вращения (0^=10.. . 20°/с. Вывод
вертолета нз вращения возможен при создании правого
крена и правого скольжения. Вертолет разгоняется
правым бортом по некоторой дуге, а при Vz=30...50 км/ч
самостоятельно разворачивается вправо (при
неизменном положении педалей) и устанавливается по
направлению полета с незначительным скольжением. При
использовании этого способа вывода возможно
отклонение ручки управления вправо до упора.
Третий способ — уменьшение общего шага НВ на
2... 4° в самом начале самопроизвольного вращения
обеспечивает постепенное уменьшение угловой скорости
<£)у при сопутствующем снижении вертолета вплоть до
приземления с проворотом вокруг колеса левой опоры
на земле. Этот способ в общем случае наиболее
эффективный и безопасный.
Вертолет соосной схемы не подвержен отмеченным
неблагоприятным тенденциям. Если при скорости
бокового ветра Wi—10...\5 м/с педаль путевого
управления встанет на упор, вертолет самостоятельно сбалан-
сируется относительно вертикальной оси и займет
устойчивое положение против ветра. Никаких опасных
явлений типа самопроизвольного вращения не возникает.
2.3.3. Взлет
Способы взлета вертолета: по-вертолетному — без
разбега по земле с отделением от земли по вертикали и
Последующим разгоном с набором высоты (основной
способ взлета); по-самолетному — с разбегом по земле
до определенной скорости отрыва с последующим
разгоном в воздухе и набором высоты.

146
Часть 2. Динамика полета
Выбор способа взлета определяется совокупностью
следующих факторов: запаса мощности двигателей для
заданных значений взлетной массы вертолета,
барометрической высоты взлетной площадки, температуры,
давления и влажности наружного воздуха; направления и
скорости приземного ветра; размеров и состояния
поверхности взлетной площадки; препятствий в
направлении взлета.
Влияние первых двух факторов отражено в
специальных номограммах предельной полетной массы,
помещенных в РЛЭ всех вертолетов. Предельная полетная
масса, определенная по номограмме, подлежит
обязательной проверке и уточнению перед каждым полетом.
С этой целью выполняют контрольное висение с
использованием взлетного режима работы двигателей.
Например, предельная полетная масса вертолета типа Ми-8
определена правильно, если на контрольном висении
расстояние от колес вертолета до поверхности взлетной
площадки составляет не менее: 20 м при взлете
по-вертолетному без использования влияния земли; 3 м при
взлете по-вертолетному с использованием влияния
земли; I м при взлете по-самолетному с разбегом на трех
опорах; 0,3 м при взлете с разбегом на колесах
передней опоры.
Если эти условия не выполняются, следует изменить
соответствующим образом способ взлета или загрузку
вертолета.
Взлет по-вертолетному в зависимости от размеров
взлетной площадки, конфигурации и высоты
окружающих ее препятствий, превышения площадки над
уровнем моря, температуры наружного воздуха, скорости и
направления ветра и взлетной массы вертолета может
выполняться по различным траекториям: с разгоном
вне зоны влияния воздушной подушки (рис. 79,
кривая /); по наклонной траектории (рис. 79, кривая 2);
с разгоном в зоне влияния воздушной подушки (рис. 79,
кривая 3).
Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния
воздушной подушки используют в тех случаях, когда
площадка имеет ограниченные размеры и окружена
достаточно высокими препятствиями, а взлетная масса
обеспечивает устойчивое контрольное висение вне зоны
£.3. Взлет и посадка
147
влияния воздушной подушки. Необходимость этого
вида взлета возникает при перевозке грузов на внешней
подвеске, при взлете с запыленных площадок или
площадок, покрытых свежевыпавшим снегом, а также для
учебных целей. Высота вертикального подъема вертоле-
Рис. 79. Траектории взлета вертолета:
1—3 — по-вертолетному; 4 — по-самолетному
та должна быть такой, чтобы обеспечивался
безопасный проход над окружающими площадку
препятствиями в полосе взлета с превышением не менее 5 м. При
этом двигатели работают, как правило, на взлетном
{режиме, и в случае внезапного отказа одного из них
безопасная посадка вертолета не гарантирована.
Взлет по-вертолетному по наклонной траектории
может быть использован хорошо подготовленными
летчиками в тех случаях, когда площадка имеет
ограниченные размеры, Еысота препятствий в направлении
взлета не превышает 5 м, а взлетная масса обеспечивает
одновременный разгон вертолета и набор высоты. Этот
вид взлета разрешен для вертолетов с высокой
энерговооруженностью (Ми-17, -24, -26, Ка-32) и
обеспечивает наиболее эффективное использование
располагаемой мощности двигателей для увеличения полной
энергии движения вертолета. При отказе одного или даже
двух двигателей в процессе взлета возможна
безопасная вынужденная посадка, а при отказе одного из
двигателей в определенных условиях — продолжение
полета.
Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне влияния
воздушной подушки используется обычно с площадок,

148 Часть 2. Динамика полета
имеющих открытые подходы (аэродромов,
вертодромов). Этот вид взлета получил самое широкое
распространение, так как возможен при работе двигателей, как
правило, на номинальном режиме и соответственно с
большим запасом мощности для маневрирования. После
вертикального отрыва и зависания вертолет
разгоняется вблизи земли с углом тангажа на пикирование 10...
15° до скорости, превышающей минимальную скорость
горизонтального полета, после чего переводится в
набор высоты.
Основное условие обеспечения безопасности
рассмотренных видов взлета по-вертолетному — плавное
увеличение общего шага НВ при отрыве вертолета от земли
и столь же плавное и соразмерное отклонение ручки
управления от себя при разгоне. Темп перемещения
рычагов управления должен быть не более 1°/с.
Пренебрежение этим правилом может привести к перетяжелению
НВ, уменьшению частоты его вращения и тяги,
самопроизвольному снижению и столкновению вертолета с
землей, особенно при взлете с высокогорной площадки
в жаркое время года.
Для обеспечения безопасности выполнения взлета
по-вертолетному необходимо соблюдать установленные
ограничения по скорости ветра (табл. 2).
Таблица 2. Допустимые скорости ветра различных
направлений при взлете по-вертолстному
Вертолет
Ми-2
Ми-8
Ми-24
Ми-6
Ми-26
Ка-32
Скорость ветра, м/с
встречного
15
20
25
25
25
20
бокового
7
10
10
10
10
10
сзади
5
10
10
5
10
10
2.3. Взлет и посадка
149
Если взлет по-вертолетному невозможен, вертолет
выруливает к месту старта для взлета с разбегом
(рис. 79, кривая 4).
Взлет по-самолетному требует хорошо укатанной
ровной площадки для исключения возможности
опрокидывания и столкновения с препятствиями.
Необходимая для разбега вертолета пропульсивная
сила формируется главным образом за счет
соответствующей результирующей аэродинамической силы НВ
при отклонении автомата перекоса вперед на угол
и=4...6° и при общем шаге НВ (р0=5...7°. Чем
больше полетная масса и лобовое сопротивление
вертолета, более мягкая и неровная взлетная площадка, тем
больше должны быть значения фон х для создания
необходимого при разбеге ускорения V (тангенциальной
перегрузки nXa = V/g).
Отрыв вертолета от земли осуществляют путем
дальнейшего увеличения общего шага НВ и мощности
двигателей (при необходимости — до взлетного
режима) и небольшого отклонения ручки управления на
себя. Можно отделить вертолет от земли с любой
скоростью разбега, при этом: чем меньше скорость отрыва,
тем меньше длина разбега, но сложнее и опаснее
последующий перевод перегруженного вертолета в разгон и
набор высоты вплоть до его самопроизвольной
просадки и столкновения с землей; чем больше значение Votv,
тем энергичнее и безопаснее выполняется последующий
разгон с набором высоты, но вместе с тем больше
длина разбега, сложнее управление вертолетом на
последнем участке разбега. При прочих равных условиях
длина разбега тем больше, чем больше полетная масса,
выше температура и меньше давление наружного воздуха,
меньше скорость встречного илн больше скорость
попутного ветра.
При взлете вертолета Ми-8 с нормальной полетной
массой в условиях дефицита мощности двигателей
(высокогорье, повышенная температура наружного
воздуха) выполняют разбег до скорости Уотр=30... 50 км/ч
на взлетной полосе с твердым и ровным грунтом
длиной 80... 120 м. Если при этом вертолет имеет
полетную массу больше нормальной, скорость отрыва состав-

150 Часть 2. Динамика полета
ляет 60...80 км/ч, а длина разбега —180...220 м.
У легких вертолетов Ми-2 скорость отрыва и длина
разбега несколько меньше, а у тяжелых вертолетов Мн-6 —
больше, чем у вертолета Ми-8. Вместе с тем вертолет
Ми-26, обладая высокой энерговооруженностью,
взлетает с разбегом почти при той же скорости отрыва
(30...50 км/ч), что и вертолеты Ми-2 и Ми-8.
Если взлет по-самолетному перегруженного
вертолета с высокогорной площадки, окруженной
препятствиями, при повышенной температуре наружного воздуха
ограничен длиной взлетной полосы ЛВзл или взлетной
дистанции, определяемой набором высоты препятствия,
может быть использован взлет с разбегом на колесах
передней опоры. Взлет указанным способом
выполняется с отрывом основных колес от взлетной полосы и
углом тангажа на пикирование Ф= — (8... 12)°,
благодаря чему ускорение разгона вертолета прн взлете в
1,5...2,5 раза больше, чем при обычном взлете
по-самолетному с разбегом на трех опорах. Это вызывает
уменьшение времени и длины разбега в среднем в 2
раза по сравнению со взлетом по-самолетному на трех
опорах. В зависимости от конкретных условий взлета
вертолет отрывается от земли в том же диапазоне
скоростей, что и при разбеге на трех опорах. Минимальная
скорость отрыва перегруженного вертолета обычно
равна минимально допустимой скорости горизонтального
полета.
Существенная особенность взлета на колесах
передней опоры заключается в том, что вертолет должен быть
сбалансирован отклонением ручки управления вперед в
процессе разбега, тогда как при обычном взлете
по-самолетному балансировка обеспечивается главным
образом действующими на все колеса шасси силами реакции
земли.
2.3.4. Набор высоты и разгон
Завершение взлета осуществляется набором
заданной высоты и разгоном до заданной скорости полета по
маршруту. Эти две цели обычно достигаются
одновременно, т. е. высота набирается по наклонной тра-
2.3. Взлет и посадка 151
ектории при непрерывном увеличении скорости дви>
жения.
Набор высоты целесообразно выполнять на
наивыгоднейшей скорости VHt которой соответствует
наибольший избыток мощности Длящих силовой установки. При
этом вертикальная скорость в 1,5... 2 раза больше, чем
при вертикальном подъеме, который в практике летной
эксплуатации вертолетов используется редко. Избыток
мощности уменьшается при увеличении высоты полета
(свыше расчетной по высотности двигателей) и
температуры наружного воздуха, соответственно
уменьшается и наивыгоднейшая скорость набора высоты.
При нормальных полетной массе и атмосферных
условиях набор высоты выполняют обычно на
номинальном режиме работы двигателей с постоянным
значением общего шага НВ. После превышения высотности
двигателей, как правило, увеличивают режим их
работы вплоть до взлетного, что сопровождается
уменьшением частоты вращения НВ по сравнению с
номинальным стабилизированным значением. Дальнейшее
отклонение вверх рычага «шаг-газ» недопустимо, так как
вызовет еще большее уменьшение указанной частоты
вращения и перетяжеление НВ.
Установившийся набор высоты характеризуется тем,
что угол подъема в, поступательная скорость V и курс
полета Ч*" сохраняются постоянными, что
обеспечивается соответствующими отклонениями рычагов
управления в балансировочные положения.
Особенность полета по наклонной траектории
заключается в том. что, хотя угол наклона траектории 0
положителен, угол тангажа "fr может принимать как
положительное, так и отрицательное значение в
зависимости от скорости и высоты полета, режима работы
двигателей и, главное, центровки вертолета.
В случае набора высоты практического потолка
происходит непрерывное уменьшение вертикальной
скорости и угла наклона траектории, т. е. энергетический
переход в режим горизонтального полета.
Взлетная дистанция 1Вэл — расстояние по
горизонтали от точки старта вертолета до набора высоты
стандартного препятствия. При вертикальном взлете
по-вертолетному без использования влияния воздушной по-

152 Часть 2. Динамика полета
душки /-вэл=0. При взлете по наклонной траектории
взлетная дистанция тем больше, чем больше высота
стандартного препятствия, скорость полета в момент ее
достижения и полетная масса, чем меньше избыток
мощности силовой установки и те исходные значения
высоты зависания и скорости отрыва, с которыми
начинается разгон с набором высоты. При взлете
по-вертолетному с разгоном вблизи земли взлетная дистанция
существенно зависит от скорости полета, на которой
выполняется набор высоты. Практически скорость
набора высоты, на которой взлетная дистанция минимальна,
почти вдвое меньше наивыгоднейшей, на которой
рекомендуется выполнять установившийся набор заданной
высоты полета. При выполнении взлета с разбегом по
ВПП взлетная дистанция тем больше, чем больше
поступательная скорость полета в процессе набора
высоты, хотя одновременно возрастает и скороподъемность.
Вместе с тем уменьшать эту скорость для сокращения
взлетной дистанции целесообразно только до приборных
скоростей V=60...70 км/ч. При меньших скоростях
отрыва взлетная дистанция возрастает, хотя длина
разбега и уменьшается.
Существенное сокращение взлетной дистанции
достигается при любом способе взлета вертолета против
ветра. Взлет при попутном или боковом ветре
нежелателен.
2.3.5. Снижение и посадка
Снижение вертолета по наклонной траектории
(планирование) с работающими двигателями — основной
способ уменьшения высоты полета. При этом возможны
любые сколь угодно малые значения вертикальной
скорости снижения и угла наклона траектории,
сохраняются расчетные показатели устойчивости и управляемости
вертолета, техника пилотирования почти такая же, как
и в горизонтальном полете.
В установившемся режиме снижения
выдерживаются постоянными поступательная V и вертикальная Vy
скорости, углы планирования 0Сн и курса полета Ч*, что
обеспечивается уравновешиванием сил, действующих на
2.3. Взлет и посадка 153
вертолет. В данном случае тяга НВ уравновешивает
только часть силы тяжести Gcos®, а составляющая
силы тяжести Gsin© способствует перемещению вертолета
по траектории. Поэтому на рассматриваемом режиме
потребные тяги и мощность НВ, а также отклонение
ручки управления вперед меньше, чем в горизонтальном
полете. Соответственно меньше реактивный момент НВ
и потребный для путевой балансировки шаг РВ.
Вертикальная скорость снижения и соответствующий
угол планирования зависят от полетной массы,
температуры наружного воздуха, скорости и высоты полета,
направления н скорости ветра. В конечном счете Vy и
всн определяются только положением рычага «шаг-газ»
и скоростью полета вертолета по траектории
планирования. При положении рычага «шаг-газ» на нижнем
упоре и полном дросселировании двигателей
зависимость Vy*=f(Vx) представляет собой указательницу
глиссады планирования вертолета на режиме
самовращения НВ (рис. 44).
Наименьшая вертикальная скорость снижения при
постоянном значении общего шага НВ соответствует
скорости VH. Рекомендуемая РЛЭ вертикальная
скорость снижения составляет 2... 4 м/с, а поступательная
скорость зависит от характера конкретного полета и
барометрической высоты. Планирование разрешается
выполнять во всем эксплуатационном диапазоне скоростей
Vmin— Vmax, который суживается по мере увеличения
высоты полета вертолета.
На вертолете Ми-26 с малой полетной массой тв —
=32...37 т при обычной скорости планирования Упл=
= 120 ... 180 км/ч вследствие большой
энерговооруженности сохраняется малая вертикальная скорость снижения
Vy = \ ...3 м/с даже при уменьшении общего шага НВ
до минимального и соответствующем дросселировании
двигателей. В этом случае для снижения по более
крутой глиссаде необходимо уменьшить скорость
планирования до К=70 ... 100 км/ч.
При достижении высоты около 10 м и удалении от
места приземления не менее 1000 м начинают плавное
уменьшение поступательной скорости с таким расчетом,
чтобы на высоте начала выравнивания она составляла
50... 60 км/ч.

164 Ц^щ %. Диадщ полета
Предпосадочное торможение выполняют в диапавоне
режимов горизонтального полета (0<V<V8K), когда
уменьшение скорости сопровождается увеличением
потребной мощности (рис. 41). Поэтому для сохранения
допустимой вертикальной скорости снижения | Vj, |<
<3 м/с и номинальной частоты вращения НВ
отклонению ручки управления на себя для гашения
поступательной скорости должно сопутствовать соразмерное
перемещение рычага «шаг-газ» вверх для увеличения
общего шага НВ и мощности двигателей. В связи с
повышенным временем приемистости турбовальяых
двигателей процесс предпосадочного торможения должен
начинаться заблаговременно, примерно со скорости
V=80 км/ч.
Ограничение вертикальной скорости снижения 1 Vy К
<3 м/с при заходе на посадку исключает возможность
попадания вертолета в опасный режим вихревого
кольца (рис. 57). Наиболее опасное проявление этого
режима— самопроизвольное снижение вертолета, который
«проваливается», хотя двигатели создают достаточную
мощность. Для вывода вертолета из режима вихревого
кольца необходимо плавно отклонить рычаг «шаг-газ»
вверх на 1. .3° и ручку управления от себя; при этом
вертолет разгоняется и уменьшает вертикальную
скорость снижения.
В процессе предпосадочного торможения
существенно возрастает уровень вибраций вертолета, что
обусловлено изменением структуры воздушного потока,
обтекающего НВ. Для улучшения условий пилотирования
следует быстрее проходить этот неблагоприятный режим.
При планировании со встречным ветром удается
заметно уменьшить вертикальную скорость снижения на
заданной глиссаде (при заданном значении угла
наклона траектории ©Сн) или снижаться с заданной
вертикальной скоростью по более крутой глиссаде. При этом
условия выполнения посадки облегчаются, тогда как при
попутном ветре, наоборот, усложняются.
Посадка — неустановившееся замедленное движение
ЛА от высоты стандартного препятствия до места
остановки на земле — возможна двумя основными
способами: по-вертолетному — без пробега по земле с
предварительным зависанием над местом приземления на за-
2.3. Взлет и посадки 155
данной высоте и последующим вертикальным
снижением до приземления (основной способ);
по-самолетному— с приземлением на заданной поступательной
скорости и последующим пробегом. Выбор способа
посадки зависит от совокупности тех же факторов, которые
определяют выбор способа взлета. При этом всегда
следует заходить на посадку по возможности против
ветра. Это увеличивает запасы вертолета по мощности
двигателей, продольному и путевому управлению и
повышает безопасность посадки.
Кроме отмеченных основных способов посадки с
работающими двигателями возможны также посадки с
одним работающим двигателем и с выключенными
двигателями на режиме самовращения НВ. Такие посадки
относятся к особым случаям полета.
Посадка по-вёртолетному — основной способ
посадки для вертолетов всех типов. Возможные посадочные
траектории в принципе те же, что и взлетные, но
вертолет движется по ним в обратном направлении. В
зависимости от размеров посадочной площадки,
состояния воздушных подходов к ней, превышения площадки
над уровнем моря, температуры наружного воздуха,
скорости и направления ветра, посадочной массы
вертолета посадка по-вертолетному может выполняться с
зависанием вне зоны влияния воздушной подушки и с
зависанием в зоне влияния воздушной подушки. При этом
на траектории посадки выделяют следующие
характерные участки: выравнивание, представляющее собой
снижение с высоты Н, равной 1,5... 2 диаметрам D
несущего вннта, по наклонной траектории с поступательной
скоростью V= (0,4... 0,5) VH и вертикальной скоростью
V„—2 ... 3 м/с, в процессе которого поступательная
скорость уменьшается до (0,2... 0,3) VH, а вертикальная
до — (0,5... 1) м/с; выдерживание, представляющее
собой дальнейшее гашение поступательной и
вертикальной скорости вплоть до нуля почти на постоянной
высоте; зависание на высоте 2.. .3 м; вертикальное
снижение с постепенным уменьшением вертикальной скорости
до 0,2 м/с к моменту приземления.
Преимущественно используют посадку
по-вертолетному с зависанием в зоне влияния близости земли.
Посадка по-вертолетному с зависанием вне зоны влияния

156
Часть 2. Динамика полета
воздушной подушки возможна лишь при определенных
сочетаниях полетной массы, барометрической высоты и
температуры воздуха. Ее используют, когда посадочные
площадки имеют ограниченные размеры и окружены
высокими препятствиями на подходах, покрыты свеже-
выпавшим снегом или сильно запылены, а также при
транспортировании грузов на внешней подвеске и с
учебной целью. Такую посадку выполняют, как правило,
при работе двигателей на взлетном режиме. Она
требует повышенного летного мастерства экипажа. Кроме
того, выдерживание и кратковременное зависание
вертолета осуществляют на высоте, опасной в случае
внезапного отказа двигателя.
Приземление вертолета выполняют на основные
колеса. Это обусловлено конструктивным заклиниванием
вперед на 4... 5° вала НВ и тарелки автомата
перекоса на 0,5... Г при нейтральном положении ручки
управления, а также стояночным углом 1 ... 2°, поэтому
вертикальное снижение и приземление возможны
только с поднятой носовой частью. Посадка на наклонную
площадку должна выполняться носом или левым
бортом на уклон.
Посадку на пыльную (заснеженную) площадку
выполняют с учетом следующих требований: посадочная
масса вертолета должна обеспечивать зависание вне
зоны влияния земли; заход на посадку должен быть
против ветра; торможение при заходе на посадку
по-вертолетному выполняют без потери или даже с набором
высоты, а предпосадочное снижение — по крутой
глиссаде, что улучшает видимость земных ориентиров;
зависают на высоте, свободной от пыльного (снежного)
облака, которое может быть поднято индуктивной струей
НВ на высоту 10 ... 15 м; снижение после зависания
вертолета выполняют плавно с таким расчетом, чтобы к
моменту ухудшения горизонтальной видимости была
обеспечена вертикальная видимость вплоть до момента
приземления; для улучшения вертикальной видимости
раздувают пыльное (снежное) облако индуктивной струей
НВ; во всех случаях потери контакта с наземными
ориентирами следует немедленно уйти на второй круг.
Посадку по-самолетному с коротким пробегом
выполняют при невозможности зависания из-за недостат-
2.4. Полеты в усложненных условиях
167
ка располагаемой мощности двигателей и с учебной
целью. Необходимость такой посадки возникает при
большой посадочной массе в жаркое время года в
условиях высокогорья. Посадка по-самолетному может
выполняться на аэродром или ровную проверенную
площадку, обеспечивающую безопасный пробег после
приземления, при наличии хорошего подхода с воздуха.
Предпосадочное планирование и торможение
осуществляют с таким расчетом, чтобы на высоте 5... 10 м
поступательная скорость составляла 20... 40 км/ч, а
двигатели работали на режиме, близком к взлетному.
С этой высоты начинают уменьшение вертикальной
скорости снижения так, чтобы в момент приземления она
не превышала 0,2 м/с. При этом одновременно
уменьшают поступательную скорость до 10...30 км/ч и
придают вертолету посадочное положение, исключающее
возможность касания земли хвостовой опорой. Заход по
более крутой глиссаде и меньшая скорость
приземления позволяют сократить посадочную дистанцию и
длину пробега, но при этом усложняется техника
пилотирования.
2.4. ПОЛЕТЫ В УСЛОЖНЕННЫХ УСЛОВИЯХ
2.4.1. Полет с грузом на внешней подвеске
Условие продольной балансировки груза, имеющего
массу тг и лобовое сопротивление Хг, на двухзвеньевой
внешней подвеске (рис. 80): e, = arctg (XT/gmr), т. е.
угловое отставание груза от вертолета тем больше, чем
легче груз н больше его лобовое сопротивление.
На установившемся режиме полета вертолета центр
масс груза соединен с точкой 0{ крепления
двухзвеньевой внешней подвески прямой линией, без излома этой
линии в сферическом шарнире 02. Если под действием
внешних возмущений груз качнется относительно точки
02, равнодействующая сил тяжести и лобового
сопротивления груза создаст восстанавливающий момент
относительно точки О] и ликвидирует возникший излом
линии 0\0Т в точке 02. Таким образом,
балансировочное положение равнодействующей сил тяжести и
лобового сопротивления груза всегда направлено по линии

158
Часть 2. Динамика полета
О1О2 первого участка троса внешней подвески.
Нарушение этого правила возможно в том случае, если на
груз действует аэродинамический момент, создающий
собственные условия продольной балансировки
относительно точки 02.
Рис. 80. Продольная балансировка вертолета с грузом
на внешней подвеске
Условия продольной балансировки вертолета
определяются кроме обычных сил и моментов также силой
натяжения троса FTV=gmTco5Bi+XTsir\ei. Вследствие
несовпадения узла крепления троса с центром масс
вертолета сила FTp создает относительно центра масс
продольный момент пикирования ДМг=— FTP<:sin(ei-r-0),
где с=00\—вертикальное расстояние от узла
крепления троса до центра масс вертолета. Поскольку
аэродинамические характеристики НВ и планера при полете с
внешней подвеской практически не изменяются по
сравнению с характеристиками без подвески, указанный мо-
2.4. Полеты в усложненных условиях 159
мент груза уравновешивается только отклонением
автомата перекоса назад на угол ^у,=с(тгц4-^Хт)1ТЪпу\,
Тяга Т должна уравновешивать силу тяжесТй,
Действующую не только на вертолет mBg, но и на
перевозимый на внешней подвеске груз: T*=>g(mn+mT). Вред-
Рис. 81.
Зависимость
балансировочного
отклонения
автомата перекоса
в продольной
плоскости от
скорости
полета вертолета:
/ — полет без
груза; 2 —
небольшой хорошо
обтекаемый груз на
внешней подвеске;
3 — большой
плохо обтекаемый
груз
ное лобовое сопротивление груза на тягу НВ
непосредственно не влияет.
Для уравновешивания вредного лобового
сопротивления груза Лг, а также управляющей продольной
силы несущего винта Hynp=TDnyir вертолет балансируется
с более отрицательным углом тангажа, чем при полете
без груза на величину Д#г=—(XT/T+DH&xr). При этом
Ax=c[gm&-\Xr(l—mT)]IDH{Tya+gmrc), где тг=
=mT/mB+mt.
Дополнительное отклонение автомата перекоса
назад, потребное для продольной балансировки вертолета
с грузом на внешней подвеске, тем больше, чем больше
расстояние от центра масс до узла крепления троса, чем
хуже обтекаемость и больше миделевое сечение
транспортируемого груза. При этом кривые продольной
балансировки вертолета с грузом на внешней подвеске
имеют более положительный наклон по скорости
горизонтального полета по сравнению с кривыми для
полета без груза (рис. 81).
Запасы управления вертолета при полете с грузом
на внешней подвеске изменяются незначительно. Одна-
'—
80
100
120
--——.
W V,
KM/w
^3
~7
—-7-

jgQ Часть 2. Динамика полета
ко эксплуатационный диапазон скоростей
горизонтального полета заметно суживается из-за повышенного
Лобового сопротивления комбинации «вертолет — груз» и
опасности раскачки груза при больших и малых
скоростях полета. Кроме того, уменьшается
эксплуатационный диапазон допустимых продольных центровок
вертолета.
При определенном сочетании параметров груза,
внешней подвески и режима полета возникает раскачка
груза, что существенно затрудняет пилотирование,
вызывает необходимость уменьшения скорости полета, а
иногда и аварийного сброса груза. Колебания груза
могут иметь следующие формы: вертикальные в
направлении троса внешней подвески; маятниковые
относительно точки подвески троса на фюзеляже вертолета;
вращение груза относительно оси, совпадающей с тросом
внешней подвески. Все эти виды колебаний груза
отличаются как механизмом возникновения, так и способом
борьбы с ними, при этом вращение груза даже
предотвращает его продольную и поперечную раскачку.
Наиболее склонны к такому вращению симметричные грузы
с большой высотой и малой площадью основания,
например железнодорожные контейнеры.
Возникновению неустойчивости и раскачки груза в
полете способствуют: уменьшение массы груза;
расположение центра давления груза впереди его центра
масс или точки подвески; закругление носовой части
груза; увеличение длины подвески; увеличение скорости
горизонтального полета вертолета до значений, больших
экономической; выполнение взлетно-посадочных и
переходных режимов полета; полет с выключенным
автопилотом и в турбулентной атмосфере; резкие
управляющие действия летчика.
Для повышения динамической устойчивости грузов
на внешней подвеске используют различные
аэродинамические стабилизаторы: кольцевые, вертикальные,
крестообразные, парашютные, а также достаточно
сложные стабилизирующие подвески.
Динамика движения вертолета с грузом на внешней
подвеске существенно отличается от динамики полета
без груза вследствие дополнительных сил и моментов,
действующих на вертолет со стороны
транспортируемого. Полеты в усложненных условиях 161
го груза через трос подвески. Влияние внешней
подвески ухудшает характеристики устойчивости и условия
пилотирования вертолета. При этом изменением только
параметров подвески (положения точки крепления
троса к вертолету, общей длины подвески или
соотношения ее верхнего и нижнего звеньев) можно лишь
ослабить это влияние, но нельзя улучшить динамическую
устойчивость по сравнению с устойчивостью при полете
без подвески.
При увеличении длины подвески возрастают
амплитуды и период как длиннопериодических, так и коротко-
периодических колебаний вертолета. Вместе с тем
колебания вертолета и груза при короткой подвеске
затухают значительно быстрее, чем при длинной. При
прочих равных условиях чем короче подвеска и легче груз,
тем меньшее влияние оказывает раскачка груза на
поведение вертолета, и наоборот. По этой причине в
основном ограничивают массу груза и длину подвесной
системы, а также скорость транспортирования.
Вследствие понижения центра масс вертолета с
грузом на внешней подвеске эффективность и
чувствительность управления возрастают, а вследствие
дополнительного лобового сопротивления груза и подвесной
системы избыток мощности уменьшается. Возникает
опасность «разбалтывания» вертолета и груза при
недостаточно соразмерных и координированных управляющих
действиях летчика, а также опасность перетяжеления
НВ и «просадки» вертолета из-за дефицита мощности.
Во избежание раскачки груза все переходные
режимы полета следует выполнять плавно и медленно,
вследствие чего эти режимы более продолжительны, чем при
полете без подвески. В частности, угол крена при
разворотах не должен превышать 15°, снижение при заходе
на укладку груза выполняют по пологой траектории с
вертикальной скоростью 2... 3 м/с. Раскачку груза в
полете прекращают плавными двойными
упреждающими движениями ручки управления при включенном
автопилоте, уменьшением скорости полета, небольшим
набором высоты или снижением.
При полете с включенным автопилотом амплитуды
колебаний вертолета и груза существенно уменьшаются.
Дополнительным средством гашения колебаний груза
6 Зак. 78§

162
Часть 2. Динамика полета
является введение в автопилот сигналов,
пропорциональных компонентам угловой скорости отклонения
троса подвески от земной вертикали. Эти сигналы
получают от датчиков, установленных на узле крепления
троса к вертолету. При этом точка крепления троса к
вертолету перемещается в сторону движения груза.
Наиболее общий и рациональный способ успокоения
раскачки груза в полете заключается в синхронизации
по возможности движений вертолета и груза. Если,
например, груз в процессе раскачки отклонился вправо с
достаточно большими амплитудой и периодом
колебаний, целесообразно ввести вертолет в правый крен и
скольжение и попытаться «догнать» таким образом
груз. При последующем движении груза влево
подобный маневр можно будет выполнить быстрее и проще,
а еще одно скольжение вправо может и не
понадобиться.
Если раскачка груза станет недопустимой, следует
аварийно сбросить груз в безопасной зоне. При этом
возмущенное движение характеризуется энергичным
взмыванием вертолета вверх вследствие
образовавшегося избытка тяги НВ, интенсивной продольной и
поперечной раскачкой, вызванной исчезновением моментов
сил, действовавших на вертолет при транспортировании
и колебаниях груза. Для парирования подобных
эволюции необходимы соответствующие запасы управления,
что предусмотрено ограничениями на массу груза и
параметры подвески, а также своевременные
координированные управляющие действия летчика.
2.4.2. Полет в неспокойном воздухе
Безопасность полета вертолета в интенсивно
турбулентной атмосфере определяется главным образом
характером возмущенного движения и управляемости. При
полетах в умеренную и сильную болтанку, когда
приращение перегрузки в центре масс кпу=б,5 ...0,7,
опасного нарастания махового движения лопастей,
недопустимого сближения концов лопастей с хвостовой балкой
одновинтового вертолета и схлестывания лопастей
вертолета соосной схемы не происходит. Кроме того, для
2.4. Полеты в усложненных условиях 163
реально возможных скоростей порывов ветра удар
лопастей по ограничителям взмаха практически
исключается. В реальных условиях атмосферной
турбулентности перегрузка вертолета не превышает
эксплуатационной, что обеспечивает безопасность полетов по
прочности конструкции планера.
Наибольшие нагрузки при полете в турбулентной
атмосфере возникают в системе управления несущим
винтом. Хотя эти нагрузки всегда далеки от
разрушающих, опасным оказывается значительный рост
усталостной повреждаемости системы управления. Поэтому для
полетов в болтанку установлены соответствующие
ограничения, а длительные полеты в условиях интенсивной
болтаики не рекомендуются. При полетах в сильную
болтанку заметных нарушений расчетной
управляемости вертолета не происходит, но техника пилотирования
значительно усложняется. Это вызывается непрерывной
разбалансировкой вертолета от действия атмосферных
возмущений, требующей постоянного вмешательства
летчика в управление.
Полеты в условиях сильной турбулентности с
выключенным автопилотом требуют существенно больших
отклонений органов управления для выдерживания
режима полета, чем при включенном автопилоте. Поэтому
полеты в болтанку рекомендуется выполнять с
включенным автопилотом, но с выключенным каналом высоты.
Основным условием облегчения пилотирования и
повышения безопасности полетов в сильную болтанку
является выдерживание рекомендуемого РЛЭ диапазона
скоростей полета, составляющего для вертолета Ми-8,
например, 150... 175 км/ч. При попадании вертолета в
зону сильной болтанки целесообразно изменить высоту
полета, чтобы выйти из этой зоны, или прекратить
выполнение полетного задания.
Интенсивные атмосферные возмущения могут иметь
не только естественное метеорологическое, но и
искусственное происхождение, в частности создаваться
самими ЛА.
Спутный след образуется за летящим самолетом или
вертолетом и сохраняется в атмосфере еще некоторое
время после его полета. Основную роль в
формировании спутного следа играют свободные вихри, образую-
6*

164 Часть 2. Динамикя полета
щиеся при циркуляционном обтекании крыла самолета
или НВ вертолета. Взаимодействуя между собой,
свободные вихри скручиваются в два мощных, устойчивых
по длине продольных жгута, имеющих равную по
модулю и противоположную по знаку циркуляцию. Внутри
вихревого жгута существует ядро, в котором окружные
скорости вращательного движения воздуха возрастают
от нуля до 30... 40 м/с. Вне ядра вихря скорость
вращательного движения частиц воздуха, индуцированного
вихрем, быстро уменьшается по мере увеличения
расстояния от оси вихря. Интенсивность спутного
вихревого следа, в частности максимальная индуктивная
скорость воздушного потока на границе ядра и вихря,
пропорциональна скорости полета ЛА. Наибольшая
интенсивность спутного следа наблюдается на режимах
взлета и разгона тяжелых самолетов и вертолетов.
В невозмущенной атмосфере спутный след опускает-
.ся со скоростью 2... 5 м/с, а при приближении к
поверхности земли скорость снижения вихревых жгутов
уменьшается, и они начинают расходиться в стороны.
Вследствие турбулентного перемешивания и волновой
неустойчивости вихревые жгуты затухают во времени и
размываются, сохраняя существенную интенсивность в
течение 2... 5 мин после пролета ЛА, генерировавшего
спутный вихревой след.
Попадание вертолета в спутный след приводит к
изменению местных углов атаки и скольжения^ а также
скорости обтекания элементов лопастей и планера, т. е.
к возникновению неуравновешенных аэродинамических
сил и моментов. В результате этого изменяется
расчетное установившееся маховое движение лопастей
несущего и рулевого винтов, возрастают динамические
напряжения в лопастях, шарнирные моменты и усилия в
системе управления, начинается возмущенное движение
вертолета в пространстве. Характер и интенсивность
отмеченных явлений определяются сложной
совокупностью параметров ЛА, генерировавшего спутный след,
и вертолета, попавшего в этот след, режимов полета
обоих ЛА, ориентации и времени пребывания вертолета
в следе, времени существования следа, атмосферных
условий, управляющих действий летчика.
Практически спутный вихревой след не может непо-
2.4 Полети в усложненные условиях 1б5
средственно разрушить вращающиеся лопасти несущего
и рулевого винтов или несущие элементы конструкции
вертолета, но на непродолжительное время способен
вызвать неожиданную тряску и болтанку вертолета, что
мешает пилотированию, особенно при полете в сложных
метеоусловиях или ограниченном воздушном
пространстве. В наиболее неблагоприятных условиях воздействия
спутного следа вертолет самопроизвольно кренится,
разворачивается и смещается вбок, изменяет высоту
полета, однако параметры динамической реакции
вертолетов на воздействие спутного следа невелики.
Опрокидывание и разрушение вертолета в воздухе, потеря
устойчивости и управляемости движения практически
исключены.
2.4.3. Полет в условиях обледенения
Лопасти НВ обледеневают значительно интенсивнее
фюзеляжа, ибо проходят при вращении в 3...5 раз
большее расстояние в переохлажденной среде. Поэтому
не следует судить о степени обледенения НВ по
толщине слоя льда на остеклении кабины экипажа. Граница
образования льда по длине лопасти зависит главным
образом от температуры и влажности воздуха, а также
режима полета вертолета. При низкой температуре
воздуха ( —10... —20°С) в режиме горизонтального
полета лопасти НВ обледеневают, как правило, по всей
длине; при этом интенсивность нарастания льда на
передней кромке примерно постоянна или несколько
возрастает по радиусу лопасти. На режиме висения в тех же
метеорологических условиях интенсивность обледенения
по всей длине лопасти возрастает примерно
пропорционально радиусу.
Обледенение лопасти приводит к изменению ее
массы, момента инерции, аэродинамических характеристик
и махового движения. В результате этого возрастает
уровень и изменяется частотный спектр вибраций,
ухудшаются летные данные, устойчивость, управляемость и
маневренность вертолета. Пои сильном обледенении
лопастей по всей длине тяга НВ уменьшается (при
постоянной мощности) или крутящий момент возрастает

166
Часть 2. Динамика полети
(при постоянной тяге) почти в полтора раза (рис. 82).
При накоплении на лопастях слоя льда толщиной 12...
15 мм и необходимости перехода на режим
самовращения в случае возможного самовыключения двигателей
не всегда возможно сохранить минимально безопасную
частоту вращения НВ.
Рис. 82.
Зависимость
относительных тяги и
крутящего
момента НВ от
относительного
радиуса
обледенения
лопастей на режиме

горизонтального полета
Несимметричное (неодновременное и неравномерное)'
самоудаление льда с лопастей несущего и рулевого
винтов, происходящее при низких температурах
наружного воздуха (—10... — 20°С), вызывает сильную
тряску вертолета и механические повреждения соседних
лопастей, роторов компрессоров двигателей, элементов
планера (в том числе стабилизатора), антенн и т. п.
Обледенение ГТД сопровождается уменьшением их
мощности и запаса газодинамической устойчивости,
может вызвать помпаж, самовыключение и разрушение в
полете.
Обеспечение безопасности полета вертолета в
условиях обледенения достигается главным образом
своевременным включением ПОС двигателей, лопастей
несущего и рулевого винтов, а также обогрева
сигнализатора обледенения, трубки ПВД, стекол кабины экипажа.
При температуре наружного воздуха +5°С и ниже
полеты следует выполнять только с включенными
заблаговременно, еще на земле, ПОС двигателей и
обогревом трубки ПВД. ПОС несущего и рулевого винтов, а
Г
0,9
0,8
0,7
-г
.,
'к
1,3
1,2
V
ио
О 0,2 0,4 0,6 0,8 Гдь,
2.5. Особые случаи в полете 167
также обогрев стекол кабины экипажа при температуре
наружного воздуха +5°С и ниже следует включать
вручную перед выруливанием вертолета при наличии
признаков обледенения (изморози, тумана, мокрого
снега). Только заблаговременное включение ПОС
обеспечивает безопасность полета в условиях обледенения.
Запоздалое включение или неисправность этой системы, а
также попадание обледеневшего вертолета в зону
положительных температур наружного воздуха с невыклю-
ченной ПОС могут привести к скалыванию льда с
лопастей воздухозаборника и входного устройства и
попаданию кусков льда в двигатели, РВ, на стабилизатор с
неблагоприятными последствиями.
Включение ПОС сопровождается уменьшением
располагаемой мощности силовой установки и
соответственно ухудшением летных данных вертолета.
Например, у вертолета Ми-8 скороподъемность уменьшается
приблизительно на 1 м/с, практический потолок — на
200 ... 300 м, километровый и часовой расходы топлива
увеличиваются на 5... 10%. Это может вызвать
необходимость изменения профиля и режима полета или
даже отказаться от выполнения некоторых полетных
заданий.
После посадки вертолета, подвергшегося
обледенению, нельзя допускать к нему людей, так как с
вращающихся лопастей могут срываться куски льда,
представляющие значительную опасность.
2.5. ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ
2.5.1. Полет с выключенным двигателем
При полном отказе или выключении двигателя его
мощность уменьшается почти до нуля за время около
1 с. Это сопровождается уменьшением частоты
вращения НВ, так как его потребный крутящий момент сразу
после отказа сохраняется почти неизменным.
Непосредственный признак отказа двигателя — резкое
уменьшение частоты вращения турбокомпрессора и температуры
газов по соответствующим указателям на приборной
доске, а также увеличение частоты вращения
турбокомпрессора исправно работающего двигателя. При этом

168
Часть 2. Динамика полета
автоматика силовой установки выводит работающий
двигатель на повышенный режим работы вплоть до
взлетного в зависимости от балансировочного значения
общего шага и частоты вращения НВ.
Вследствие резкого уменьшения вдвое реактивного
момента НВ при незначительном изменении тяги РВ в
первые моменты после отказа двигателя возникающий
несбалансированный путевой момент тяги РВ вызывает
разворот и рывок вертолета вправо по курсу.
Интенсивность этой разбалансировки зависит от режима работы
силовой установки и параметров полета в момент
отказа двигателя.
Включенный автопилот демпфирует и стабилизирует
изменение углового положения вертолета по тангажу и
крену, что значительно облегчает задачу летчика, но не
исключает необходимости его незамедлительных
действий, прежде всего — уменьшения общего шага НВ. Это
особенно важно на взлетно-посадочных режимах, когда
частота вращения НВ быстро падает до минимально
допустимой, что может вызвать автоматическое
выключение генераторов (рис. 83).
W,%
92
88
8Ь
80
76 —._..
О 12 3 Ц 5 t,c
Рис. 83. Изменение частоты вращения НВ при отказе
одного двигателя на взлете вертолета Ми-8
2.5. Особые случаи в полете
169
Рекомендуемый характер управляющих действий
летчика определяется значениями полетной массы и
параметров режима полета в момент отказа двигателя, а
также метеоусловиями на трассе полета.
Рис. 84. Зависимость
рациональной высоты
«подрыва» НВ и
вертикальной скорости снижения
от высоты выключения
двигателя на режиме ви-
сения вертолета Ми-8:
/ — начало «подрыва»; 2 —
окончание «подрыва»; 3 —
приземление
Режим висения — критический для обеспечения
безопасности полета. В случае отказа двигателя на малой
высоте, не превышающей 5... 7 м, посадка может быть
выполнена только при вертикальном снижении, так как
превышение вертолета над местностью недостаточно
для выполнения разгона и предпосадочного маневра.
Отклонение вверх рычага «шаг-газ» следует начинать
практически сразу же после обнаружения
самопроизвольного снижения и соразмерять со скоростью
приближения вертолета к земле. При отказе двигателя иа
высоте 7... 15 м одновременно с парированием
разбалансировки вертолета по курсу и крену следует, наоборот,
уменьшить общий, шаг НВ на 2... 4°, чтобы
предотвратить чрезмерное уменьшение частоты вращения и
сохранить запас кинетической энергии НВ для гашения
вертикальной скорости снижения за счет его «подрыва».
Существуют общие закономерности эффективности
«подрыва» общего шага НВ на различной высоте Яподр
при отказе двигателя на различной высоте висения //Ви©
(рис. 84). Заштрихованная граница соответствует мак-
6
5
4
3
2
- /
О
-Г
-2
-3
-4
**
—i—
■^fcj' 6 7 6
2-
9
,3
1
"toe*

170 Часть 2. Динамике полета
симально допустимой вертикальной скорости в момент
приземления 2,5 м/с по условиям работоемкости и
прочности шасси. Высота начала «подрыва» должна
увеличиваться по мере роста высоты, на которой произошел
отказ двигателя. При оптимальном соотношении
Рис. 85. Опасные зоны полета вертолета Ми-8 (сплошной
линией — нормальная взлетная масса; штриховой
линией— максимальная взлетная масса)
0,6<#цОдр<#вие вертикальная скорость в момент
приземления возрастает от 0 при отказе двигателя на
высоте 3... 4 м до 2 м/с при отказе двигателя на высоте
10... II м, а наибольшее уменьшение вертикальной
скорости снижения вертолета вследствие «подрыва» НВ
составляет 2... 3 м/с.
На основе приведенных данных определяют
положение нижней границы приземной опасной зоны полета А
в координатах высота — скорость (рис. 85).
Значительное влияние на положение рассматриваемой границы
оказывает полетная масса вертолета: например, при ее
уменьшении на 10% безопасная высота висения
возрастает почти вдвое. Правую границу рассматриваемой
опасной зоны определяют значением скорости
планирования приблизительно 40 км/ч, с которой при отказе
одного двигателя возможна посадка без пробега с
допустимой вертикальной скоростью в момент
приземления не более 2,5 м/с. Кроме того, эту границу вводят
из условия обеспечения устойчивых показаний
указателя скорости. Верхняя граница рассматриваемой зоны
2.5. Особые случаи в полете 171
определяется запасом (потерей) высоты при разгоне
вертолета с режима висения или полета на малой
скорости (1/<40 км/ч) после отказа двигателя. Без особой
необходимости полеты в этой зоне не рекомендуются.
При отказе двигателя на высоте более 100 м на
малой скорости полета (менее 80... 100 км/ч), как
правило, возможен переход вертолета в горизонтальный
полет с потерей высоты в процессе разгона.
Режим горизонтального полета характерен меньшей
разбалансировкой вертолета и сравнительно небольшим
уменьшением частоты вращения НВ. При отказе
двигателя на малой высоте (менее 100 м) и большой
скорости (больше экономической) необходимо перейти на
энергичное торможение с набором высоты путем
увеличения угла тангажа до 15... 20°, что будет в
значительной мере способствовать сохранению заданной частоты
вращения НВ. После достижения экономической
скорости уменьшают угол тангажа и переводят вертолет в
горизонтальный полет, а для предотвращения падения
частоты вращения НВ уменьшают общий шаг на
1... 3°.
Запаздывание управляющих действий летчика
может вызвать недопустимое снижение вертолета и его
столкновение с землей, поэтому назначают приземную
опасную зону Б в тех же координатах высота —
скорость, предусматривая также определенные запасы.
Таким образом безопасность полета может быть
обеспечена только при отказе двигателя вне опасных
приземных зон.
При отказе двигателя на высоте полета более 100 м
и скорости больше экономической необходимо перейти
на уменьшение поступательной скорости с темпом,
обеспечивающим достижение экономической скорости
горизонтального полета без потери или с набором
высоты, после чего выполнить посадку на выбранную
площадку по-самолетному или с коротким пробегом.
Для обеспечения безопасности посадки на
неподготовленную площадку такую посадку следует выполнять
практически без пробега, что требует
координированного предпосадочного маневра. Чем больше темп разгона
вертолета в первой стадии этого маневра, тем меньше
потеря высоты до приземления. Чем больше темп тор-

172
Часть 2. Динамика полета
можения вертолета во второй стадии маневра, тем
меньше вертикальная скорость снижения к моменту
приземления вследствие увеличения частоты вращения и
эффективности «подрыва» НВ. Поэтому предпосадочный
'-00-20 40
20 30tH?C
Рис. 86. Зависимость полетной массы, с которой
возможен горизонтальный полет вертолета с экономической
скоростью на одном двигателе, от температуры
наружного воздуха у земли и высоты полета:
1 — Мн-17; 2— Ми-8
маневр рекомендуется выполнять энергично, на
пределах установленных летных ограничений по углу
тангажа и перегрузке, чтобы полностью использовать
кинетическую энергию НВ, работающего на околосрывных
режимах.
В некоторых условиях вынужденная посадка
необязательна. Продолжение полета с одним работающим
двигателем возможно при определенных значениях
энерговооруженности и полетной массы вертолета, а также
параметров режима его полета и атмосферных условий
в момент отказа (выключения) двигателя (рис. 86).
Увеличение полетной массы, высоты и температуры
наружного воздуха существенно сужает такую
возможность.
2.5. Особые случаи в полете 173
2.5.2. Посадка на режиме самовращения НВ
Отказ (выключение) двух двигателей
сопровождается следующими характерными явлениями: изменением
шума от двигателей; быстрым уменьшением частоты
вращения турбокомпрессоров и температуры газов
обоих двигателей; быстрым уменьшением частоты
вращения ИВ; резким рывком (разворотом) вертолета вправо
под действием несбалансированного момента тяги РВ
при исчезновении реактивного момента НВ; накренени-
ем вправо; уменьшением угла тангажа (опусканием
носа); снижением вертолета из-за уменьшения тяги НВ.
В первый момент после выключения двигателей НВ
продолжает вращаться по инерции, так как МСХ
автоматически отключает двигатели от трансмиссии. Однако
в результате полного рассогласования потребной и
располагаемой мощностей частота вращения н тяга НВ
начинают резко уменьшаться, что вызывает интенсивное
снижение вертолета (особенно Ми-26 и Ка-32, имеющих
сравнительно небольшую удельную кинетическую
энергию вращения НВ).
Для обеспечения безопасности полета независимо от
высоты и скорости в момент отказа двигателей (кроме
случая висения вблизи земли), полетной массы и
центровки вертолета, метеоусловий и т. д. летчик должен
немедленно уменьшить общий шаг НВ до
минимального, а затем в процессе снижения вертолета удерживать
рычагом «шаг-газ» частоту вращения НВ в пределах
90... 100%.
При полете вертолета в момент отказа двигателей
внутри или в окрестности опасной приземной зоны А
скорость вертикального снижения достигает такого
значения, что никакой «подрыв» общего шага НВ не
сможет обеспечить безопасной посадки. Поэтому
необходимо незамедлительно вслед за уменьшением общего
шага НВ перевести вертолет на разгон с максимально
возможным темпом.
Режим горизонтального полета на высоте менее
100 м, но на большой скорости характерен тем, что
вслед за уменьшением общего шага НВ необходимо,
наоборот, незамедлительно перейти на уменьшение
поступательной скорости. Это позволит поддержать частоту

174 Часть 2. Динамика полета
вращения НВ в заданных пределах и быстрее достичь
наивыгоднейшей скорости снижения с минимальной
потерей высоты.
Планирование с поступательной скоростью Уил—
основной вид полета вертолета на режиме
самовращения НВ. В этом случае вертикальная скорость
снижения У у определяется известной зависимостью Уу =
Уплвшвпл, где впл — угол планирования. При
планировании с наивыгоднейшей скоростью достигается
минимальная вертикальная скорость снижения вертолета,
чему способствует уменьшение полетной массы
вертолета и барометрической высоты полета.
При планировании можно выполнять развороты в
любую сторону с углом крена до 20°, однако
эффективность управления на режиме самовращения НВ
заметно ниже, чем при работающих двигателях.
Путевая управляемость вертолета соосной схемы на
рассматриваемом режиме существенно хуже, чем на
моторных режимах полета. Для выдерживания заданного
направления планирования и захода на посадку
требуются значительное перемещение и перекладка
педалей, а при посадке с боковым ветром может не хватить
запаса путевого управления. В этих условиях следует
использовать ручку управления, отклоняя ее в
поперечной плоскости и создавая необходимый угол
скольжения вертолета. С целью повышения эффективности и
запасов путевого управления целесообразно выполнять
безмоторное планирование с общим шагом 4 ... 6° и
соответственно пониженной по сравнению с моторными
режихмами полета частотой вращения НВ (рис. 87): Это
позволит несколько уменьшить и вертикальную скорость
снижения, что важно для обеспечения безопасности
вынужденной посадки.
Посадка на режиме самовращения НВ может быть
выполнена по-самолетному, в том числе с коротким
пробегом, на подходящую площадку.
Практически даже при оптимальном выполнении
.предпосадочного маневра минимальная горизонтальная
скорость в момент приземления вертолетов Ми-2, -8,
составляет 15... 20 км/ч. Для вертолетов Ми-26 и Ка-32
рта скорость достигает 40...50 км/ч, а пробег — 60,,л
2.5. Особые случаи в полете 175
100 м, что ужесточает требования к состоянию
поверхности посадочной площадки.
Наибольший эффект от «подрыва» НВ получается в
том случае, когда он начинается при наименьшей
вертикальной скорости снижения, достигаемой в процессе
О 40 80 120 160 200 V. КМ/Ч
-25
-50
-75
■V
Упор левой педали
Рис. 87. Зависимость относительного хода педалей от
скорости планирования вертолета Ка-32 на режиме
самовращения НВ
предпосадочного торможения вертолета. Вместе с тем
чувствительность параметров снижения и приземления
к моменту начала и темпу «подрыва» возрастает при
уменьшении исходной скорости планирования.
Безопасность выполнения посадки с выключенными
двигателями на площадку ограниченных размеров,
имеющую неровности и препятствия, может быть
обеспечена только при сокращении до минимума длины
пробега. Это достигается прежде всего уменьшением
горизонтальной составляющей скорости уже в процессе
планирования. Торможение вертолета выполняется более
энергично, чем с включенными двигателями, скорость на
траектории выдерживается в пределах 70... 90 км/ч, а
непосредственно перед приземлением в процессе
«подрыва» НВ целесообразно создать увеличенный
посадочный угол тангажа v=8... 10°. Кроме того, интенсивное
торможение вертолета продолжают сразу же после при-
"и
=В5%,
,Дг
90%
{&&иаа
к"-'—-

176
Часть 2. Динамика полета
земления на основные опоры главным образом с
помощью НВ. Рычаг «шаг-газ» опускают вниз не до
упора, а до значения <р0=6... 8°. В результате
эффективного торможения несущим bhhtqm скорость пробега за
несколько секунд уменьшается до 15... 20 км/ч.
Описанная техника пилотирования позволяет сократить
длину пробега до 8... 15 м, т. е. до нескольких оборотов
колес.
Выполнению посадки на вертолете соосной схемы
способствуют его малые габаритные размеры.
Благодаря этому возможно энергичное выравнивание на малой
высоте с углами тангажа приблизительно на 10° ббль-
шими, чем для сопоставимого одновинтового вертолета,
а в случае касания хвостовым оперением поверхности
посадочной площадки ничего опасного не произойдет.
Полеты на режиме условного самовращения НВ при
работе двигателей на режиме полетного малого газа
выполняют с учебной целью в практике летной
эксплуатации вертолетов. При положении рычага «шаг-газ» на
нижнем упоре и рукоятки коррекции в крайнем левом
положении мощность двигателей столь мала, что не
оказывает заметного влияния на вращение НВ,
поддерживаемое главным образом энергией набегающего на
винт воздушного потока при снижении вертолета.
Однако при выполнении посадки между режимами
реального и условного самовращения есть принципиальная
разница.
При «подрыве» НВ с работающими двигателями их
мощность возрастает по закону приемистости от
минимальной до взлетной, а частота вращения НВ
вследствие существенного рассогласования изменения
потребной и располагаемой мощности уменьшается за время
«подрыва» почти так же, как и при выключенных
двигателях. В результате к моменту окончания «подрыва»
НВ, когда вертолет уже приземлится, двигатели .выйдут
на околовзлетную мощность, а частота вращения НВ
уменьшится почти вдвое. При этом агрегаты несущей
системы и трансмиссии будут подвержены воздействию
пиковых динамических нагрузок от нерасчетного
крутящего момента Л^^Л'/о), так что эти агрегаты придется
снимать с вертолета и отстранять от дальнейшей
эксплуатации. Поэтому разрешено выполнять с учебной
8.Б. Особые случаи в полек
177
целью полеты на режиме самовращения НВ с
работающими полностью задросселированными двигателями, но
не посадки, для отработки которых целесообразно
использовать пилотажные тренажеры.
2.6.3. Отказы системы управления
Отказ путевого управления может быть вызван
разрушением одной из лопастей, привода или системы
управления РВ. При частичном или даже полном
разрушении одной из лопастей уменьшение тяги РВ может
быть парировано увеличением шага винта или
соответствующим скольжением вертолета. Однако
возникающая при этом массовая и аэродинамическая
неуравновешенность РВ приводит к резкому увеличению уровня
вибраций и динамического нагружения хвостовой
балки и сопровождается, как правило, разрушением и
отрывом в полете концевой балки вместе с рулевым
винтом вблизи промежуточного редуктора за время менее
1 мин после разрушения лопасти.
При разрушении или рассоединении хвостовой
трансмиссии РВ работает на режиме, близком к
самовращению, создавая небольшую тягу, возрастающую, однако,
при увеличении правого скольжения вертолета. Под
действием нескомпенсированного реактивного момента
НВ вертолет резко разворачивается влево и на малых
скоростях полета делает несколько полных витков
относительно вертикальной оси. При больших скоростях
полета благодаря значительной путевой устойчивости
вертолета движение рыскания приобретает
колебательный характер с тенденцией возвращения к исходной
курсовой ориентации.
Вследствие периодического изменения значения и
знака продольной и поперечной сил, моментов на
втулке НВ и моментных характеристик планера при полных
разворотах в азимутальной плоскости вертолет в
процессе разворота подвержен резким и сильным броскам
в противоположные стороны по тангажу и креиу,
интенсивность которых возрастает с увеличением
исходной скорости полета. Электрогидравлические рулевые

178
Часть 2. Динамика полета
агрегаты автопилота становятся на «малые» упоры, а
управление вертолетом весьма затруднено.
При отрыве РВ с хвостовым редуктором и концевой
балкой аварийная ситуация существенно усугубляется
из-за резкого уменьшения путевого демпфирования, что
вызывает значительное возрастание угловой скорости
вращения фюзеляжа относительно вертикальной оси,
достигающей 2...3 рад/с. Кроме того, возникает
значительный момент пикирования из-за отделения на
большом плече РВ, хвостового редуктора и концевой
балки.
В конечном счете определяющим для безопасности
полета оказывается интенсивное кренение вертолета,
создаваемое поперечной силой НВ и путевой
устойчивостью планера. Если V»K<V<Vm*x, максимальное
изменение угла крена при данном отказе путевого
управления составляет 20 ... 30°, разворот по курсу 40 ... 60°,
что может быть парировано летчиком. Если же отказ
произошел на режимах висения и малых скоростей
полета, вертолет входит в неуправляемое путевое
вращение и может опрокинуться по крену.
При разрушении троса путевого управления, втулоч-
но-роликовой цепи и подшипника штока РВ углы
установки лопастей и тяга РВ уменьшаются почти до нуля.
В этом случае вертолет может быть сбалансирован в
азимутальной плоскости созданием крена и скольжения.
На скоростях полета, больших крейсерской, потребный
для путевой балансировки угол скольжения составляет
15... 20°, однако по мере уменьшения скорости резко
возрастает до 40 ... 60°. Выполнение безопасной
вынужденной посадки по-самолетному как с небольшим углом
скольжения, но большой посадочной скоростью, так и
с приемлемой посадочной скоростью, но весьма
большим углом скольжения представляет значительные
трудности.
При возникновении аварийной ситуации,
создаваемой отказами путевого управления, необходимо
устранить разбаллнсировку вертолета изменением режима
работы двигателей вплоть до их выключения и выполнить
посадку на режиме самовращения НВ. В случае
разрушения привода РВ выключение двигателей обязательно.
Если привод РВ исправен, но повреждено управление
2.Б. Особые случаи в полете 179
им {вертолет не реагирует на отклонение педалей,
самопроизвольно разворачивается), следует продолжить
полет в диапазоне скоростей 100... 200 км/ч до выбора
с воздуха площадки, пригодной для безопасной
посадки с пробегом. При этом целесообразно выдерживать
скорость, близкую к экономической, а развороты при
необходимости выполнять в левую сторону
соответствующим изменением угла креиа. Путевая балансировка
вертолета обеспечивается скольжением, а также
изменением общего шага НВ. После приземления следует
незамедлительно отклонить рычаг «шаг-газ» вниз до
упора, выключить двигатели и парировать ручкой
управления тенденцию вертолета к накренению вправо.
Отказы автопилота также могут быть по их
внешнему проявлению сведены к трем основным видам:
вызывающим медленный уход вертолета с заданного
режима; приводящим к раскачке вертолета в воздухе;
вызывающим резкие односторонние отклонения органов
управления до «малого» упора. Непосредственным
признаком отказа какого-либо канала автопилота
является колебательное движение или уход в крайнее
положение подвижного индекса индикатора этого канала на
пульте автопилота в кабине экипажа. Из
перечисленных видов возможных отказов автопилота только
последний создает опасную ситуацию.
При резких отказах автопилота в канале тангажа
на режиме висения вертолета через 3 с после
отклонения тарелки автомата перекоса до «малого» упора на
кабрирование угол тангажа достигает 20... 25°, а при
отказе в сторону пикирования — 15 ... 20°. Скорость
перемещения вертолета относительно исходной точки
висения составляет при этом 25... 35 км/ч. Однако время
обнаружения летчиком резких отказов в канале
тангажа автопилота на режиме висения не превышает I...
1,5 с, так что в процессе парирования таких отказов
угол тангажа изменяется не более чем на 5... 10°. При
аналогичных отказах в канале крена автопилота угол
крена вертолета через 3 с после отклонения тарелки
автомата перекоса вбок до «малого» упора достигает
30...35°, скорость перемещения вертолета вбок — 20".'I.
25 км/ч. Время обнаружения летчиком этих отказов не
превышает 0,5... 1 с, в процессе их парирования угол

180
Часть 2. Динамика полета
крена изменяется на 15...20°, а боковая скорость
перемещения вертолета составляет 10...20 км/ч.
100
50
О
-50
-100
КкмуМ
260]
220
160
т
100
т°
ю
о
И=
200
-"-*
'*-*-
кмд
--'
"-
+д
■ д
=с
^-
-->
^
^
ч">^
^
-^.
Ха
эеа
.
"\
,-"
_
---
-^
V,
7
1
^
Г"
■^.^
J
>v
\~-
--
Ч
'■"^
■^
——
<2
2
■"■•S.
,2-
^,
О i12 3 Ч 5 6 7 8 t,C
Рис. 88. Изменение
кинематических параметров
продольного движения вертолета Ми-8
при отказе автопилота в
канале тангажа:
1 - +д*я; 2 —дхо
Резкий отказ в канале высоты автопилота в сторону
уменьшения общего шага НВ на режиме висения вне
зоны влияния воздушной подушки обнаруживается
летчиком за 0,5... 2 с, при этом просадка вертолета по
высоте в процессе парирования этого отказа составляет
5... 15 м. При висении на малой высоте (#<50 м)
канал высоты автопилота выключен.
2.5. Особые случаи в полете
181
На режимах горизонтального полета резкие отказы
автопилота оказывают заметно меньшее влияние на
изменение параметров движения вертолета, хотя время
запаздывания реакции летчика на эти отказы может
достигать 5 с. При отказе в канале тангажа автопилота
основное практическое значение для безопасности
полета имеет изменение высоты (рис. 88), а при отказе в
канале крена — достижение за указанное время угла
крена 40 ... 50°, сопровождаемое интенсивным
скольжением и снижением. Однако во всех наиболее опасных
случаях отказов автопилота опрокидывания вертолета
по тангажу или крену не происходит, а своевременное
вмешательство летчика в управление ликвидирует
опасную ситуацию.
При отказе в канале высоты автопилота в сторону
уменьшения общего шага НВ на скорости около
200 км/ч снижение вертолета за 10 с после отказа
составляет 30... 50 м, что также практически не опасно.
Наконец, при отказе автопилота в канале
направления происходит небольшой рывок вертолета по курсу,
после чего педали начинают плавно уходить в крайнее
положение за 3... 5 с. Как только летчик поставит
ноги на педали, отказавший канал автопилота
отключится, и движение педалей прекратится.
При обнаружении в полете признаков отказа
автопилота летчик должен выключить отказавший канал и
принять решение о продолжении или прекращении
полета.

Часть
КОНСТРУКЦИЯ
И ТЕХНИЧЕСКАЯ
ЭКСПЛУАТАЦИЯ
3.1. НЕСУЩИЙ И РУЛЕВОЙ ВИНТЫ
3.1.1. Конструкция лопасти НВ
Количество лопастей НВ в среднем
пропорционально полетной массе вертолета. НВ вертолета Ми-2
трехлопастный, вертолетов Ми-6, -8, -17, -24— пятилопаст-
ный, вертолет Ми-26 имеет восьмилопастный НВ. При
увеличении числа лопастей удается снизить уровень
переменных динамических напряжений в конструкции
лопастей, втулки и элементов их крепления, уменьшить
вибрации вертолета, шарнирные моменты лопастей и
усилия в системе управления, облегчить сами лопасти
и их замену в эксплуатации.
Расчетная окружная скорость вращения НВ <aR
находится в пределах 180...220 м/с. Уменьшение ($R<
<180 м/с выгодно для повышения КПД и тяги НВ на
режиме висения, но на режимах горизонтального
полета вызывает расширение зон срыва потока и обратного
обтекания, увеличение уровня вибраций конструкции
вертолета. При ш/?>220 м/с заметно уменьшается
уровень действующих в конструкции лопастей переменных
напряжений, однако возрастают нагружение лопастей и
втулки центробежными силами, а также затраты мощ-
3.1. Несущий и рулевой винты 183
ности иа преодоление волнового сопротивления
опережающих лопастей при полете с большой скоростью.
Лопасть состоит из лонжерона и закрепленных на
нем хвостовых отсеков, которые образуют основную
несущую поверхность и формируют аэродинамический
профиль лопасти.
Рис. 89. Участок лопасти НВ с прессованным
лонжероном:
/—обшивка; ?—сотовый заполнитель; 3 —хвостовой стрингер;
4 —- нервюра; 5 — лонжерон; 6 -— противовес
Лонжерон лопасти — основа ге конструкции. У НВ
вертолетов Ми-6, -26 применяется стальной,
спрофилированный из трубы лонжерон, имеющий переменную по
длине толщину стенки и форму поперечного сечения.
Лопасти НВ вертолетов Ми-2, -8, -24 имеют
прессованный лонжерон из алюминиевого сплава прямоугольной
формы в плане, представляющий собой пустотелую
балку (рис. 89), которую фрезеруют снаружи в
соответствии с заданным профилем всех сечений носовой части
лопасти и с учетом наклейки противообледенйтельного
устройства. На конце лонжерона любого типа имеется
стальная бобышка, в которую на резьбе ввернуты две
шпильки. На нес крепится гайками набор стальных балан-

184 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
сировочных пластин, необходимых для выравнивания в
каждом комплекте лопастей статических моментов
массы лопасти относительно оси вращения.
Надежность лонжеронов в настоящее время
доведена до очень высокого уровня. Однако, учитывая ряд
неблагоприятных факторов (усталость, боевые
повреждения и др.), на металлических лонжеронах
устанавливают сигнализацию появления сквозных трещин.
Принцип действия такой системы основан на изменении
давления сжатого воздуха в полости герметичного
лонжерона и срабатывании при этом сигнализатора, который
состоит из сильфона, наполненного гелием, наружного
колпачка из оргстекла и индикатора красного цвета.
В случае появления на лонжероне трещины давление в
нем и в корпусе сигнализатора падает, сильфон
разжимается и выталкивает красный индикатор.
На ряде современных вертолетов (Ка-26, -32,
боевых) лопасти состоят целиком из композиционных
материалов. Лонжерон такой лопасти представляет собой
пустотелую балку, изготовленную по форме носовой
части профиля из стеклоткани с применением
высокопрочных клеев. Комлевая часть лонжерона усилена слоями
титановой фольги для образования узлов крепления
лопасти к втулке. Стеклопластиковые лонжероны,
обладающие высокой прочностью и медленным, ограниченным
распространением повреждений (трещин), системы
сигнализации повреждений не имеют. Трещину
(расслоение) на стеклопластике легко обнаруживают по
характерному побелению в этой зоне.
Для защиты от эрозионного износа передних кромок
лопастей любой конструкции применяют оковки из
стали, титана и дуралюмина, а также защитные покрытия
из резины и полиуретана. С целью защиты лопасти от
обледенения по всей длине носовой части
устанавливают электронагревательные элементы.
Отсек цельнометаллической лопасти со стальным
трубчатым лонжероном вертолета Ми-б состоит из
носовой и хвостовой частей, закрепленных на лонжероне
и состоящих из обшивки, нервюр, диафрагм и сотового
заполнителя. У цельнометаллических лопастей с
прессованным лонжероном, выполненным по форме носка
профиля (Ми-2, -8, -24), отсек состоит только из хвосто-
3.1. Несущий и рулевой винты 185
вой части, которая приклеена к лонжерону и образует
вместе с ним контур профиля лопасти. Каждый такой
отсек представляет собой обшивку, склеенную с
сотовым заполнителем, с двумя боковыми нервюрами и
хвостовым стрингером. Для предотвращения протекания
воздуха между отсеками служат уплотнительные
резиновые вкладыши.
Лопасть НВ со стальным лонжероном и стеклопла-
стиковым каркасом (Ми-26) состоит из общей носовой
части и хвостовых отсеков. Обшивка изготовлена из
нескольких слоев стеклоткани, заполнитель носовой
части — из пенопласта, хвостовых отсеков — из
специальной бумаги.
Для регулировки соконусности НВ и шарнирных
моментов лопастей на задней кромке нескольких
хвостовых отсеков, расположенных на относительном радиусе
г=0,7...0,8, смонтированы закрылки (триммерные
пластины). У вертолета Ми-26 такие пластины
установлены вдоль всей лопасти.
3.1.2. Прочность и силовая схема лопасти
Динамическая прочность лопасти определяется
переменными силами и моментами, действующими на нее в
полете и вызывающими маховое движение в" плоскости
тяги, качание в плоскости вращения, изгибные и
крутильные упругие деформации, а также возможность
возникновения при особенно неблагоприятных условиях
самовозбуждающихся колебаний типа флаттера.
Нормальные напряжения о> в поперечных сечениях
лонжерона, возникающие в полете под действием
растягивающих центробежных сил и переменных во
времени изгибающих моментов, сильно изменяются за один
оборот НВ (рис. 90}. При этом переменная часть
изгибающего момента, являющаяся источником изгибных
динамических напряжений До, характеризуется
полуразмахом ДМ= (Мтат. — Mmin)/2.
Переменные напряжения от изгибающего момента —
амплитуда динамических напряжений Дс=ДМ h/1, где
h — расстояние от точки сечения лонжерона лопасти, в
которой вычисляется напряжение, до главной оси инер-

] 86 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
-| чЧТи -. ,- .
ции этого сечения; / — момент инерции сечения
лонжерона. Величина Да характеризует усталостную
прочность (выносливость) лонжерона и поэтому
используется для оценки его динамического напряженного
состояния в полете.
,МПа
1
и
_v_
\
Г\ I
N
/
100
I
Л
I
(
[
V
)
J
200
I ,
\
, л
\J]
300
I
/
V
Рис. 00. Зависимость изгибных динамических
напряжений в характерном сечении лопасти вертолета Ми-8 от
ее азимутального положения на режиме горизонтального
полета
Постоянная часть изгибных напряжений
определяется центробежной силой Nr в рассматриваемом сечении:
сг0=ЛГ г/г г, где Fr — площадь сечения лонжерона.
Суммарные нормальные напряжения в лонжероне от
действия центробежной силы и изгибающего момента ov-1
-=сг0+Да, где Aa«-(o~ax-0min)/2. Кроме того, в
сечениях лонжерона возникают и касательные напряжения,
роль которых в общей прочности лопасти сравнительно
невелика.
Типичное распределение амплитуды изгибных
динамических напряжений в плоскости тяги по радиусу
лопасти (рис. 91) показывает, что наиболее нагружен
переменными напряжениями концевой участок
лонжерона: 7^=0,7 ... 0,9. При этом максимальный уровень
переменных напряжений действует на нижней
поверхности задней стенки лонжерона, наиболее удаленной от
8.1. Несущий и рулевой викты 187
нейтральной линии сечения. Динамические напряжения,
действующие в конструкции лонжерона в плоскости
вращения лопасти, существенно меньше действующих в
плоскости тяги, однако комлевая часть лопасти
нагружена в плоскости вращения значительным переменным
изгибающим моментом демпфера.
Рис. 91.
Зависимость амплитуды
изгибных
динамических
напряжений в плоскости
тяги от радиуса
сечений лопасти НВ
вертолета Ми-8
"О 0,2 0,4 0.6 0,8 г
Обеспечение прочности лопасти определяется
неравенством ovfe<o-Bt гДе /б =1,5...2,5 — коэффициент
безопасности, учитывающий разброс характеристик
материала, возможные отклонения в технологии
изготовления лонжерона и другие случайные факторы; с —
предел прочности материала лонжерона.
Наибольшее значение напряжений статической под-
грузки от центробежных сил а0 соответствует
раскрутке НВ сверх допустимой частоты вращения, поэтому
лопасти конструируют таким образом, чтобы
выдерживать раскрутку до ю»1,2 (оНОм с учетом fo«2. При
этом расчетная разрушающая центробежная сила почти
в 3 раза больше, чем центробежная сила в нормальных
условиях эксплуатации.
Существенное влияние на динамическое
напряженное состояние лопасти оказывает режим полета.
Наибольшие значения амплитуды переменных напряжений
в плоскости тяги отмечаются на режимах
горизонтального полета вертолета с максимальной скоростью, на
маневрах типа горки и виража-спирали с большими
перегрузками, а также на режимах малых скоростей,
особенно торможения, сопровождаемых значительным
увеличением угла атаки и неравномерности поля
индуктивных скоростей НВ.
20
10
г.мпа

188 Часть 3 Конструкция и технический эксплуатации
Увеличение полетной массы от нормальной до
максимальной вызывает увеличение амплитуды изгибных
напряжений в лонжероне на крейсерском режиме
полета на 20...30%. К такому же примерно результату
приводит изменение центровки вертолета от средней до
предельно задней, сопровождаемое возрастанием
махового движения лопастей. На маневренных (переходных)
режимах полета, а также при полете в турбулентной
атмосфере наблюдается кратковременное увеличение
переменных напряжений в лонжероне на 15 20% по
сравнению с максимальными значениями напряжений,
действующими в горизонтальном полете на той же
скорости.
Абсолютные значения максимальных изгибных
напряжений в наиболее нагруженных сечениях лопасти,
равные сумме постоянной части и амплитуды
переменных напряжений, в самых неблагоприятных условиях
полета всегда значительно меньше предела прочности
материала лонжерона, т. е. однократное разрушение
исправной лопасти под действием полетных нагрузок
невозможно.
Обшивка хвостового отсека передает на лонжерон
центробежную силу отсека, изгибающие моменты,
создаваемые аэродинамическими и инерционными силами,
и деформируется в зоне прикрепления совместно с
лонжероном. При этом напряжения в обшивке лопасти
невелики и не лимитируют ее динамическую прочность.
Характерная особенность силовой схемы лопасти
заключается в том, что все силовые факторы (поперечная
сила, изгибающий и крутящий моменты), действующие
в каждом сечении, воспринимаются одним силовым
элементом конструкции — лонжероном. Обшивка,
нервюры, стрингеры только передают действующие на них
аэродинамические и инерционные нагрузки на
лонжерон. При этом обшивка, нервюры и стрингеры (каркас)
каждого независимо закрепленного на лонжероне
отсека исключаются из работы конструкции на
знакопеременный изгиб и обеспечивают передачу на лонжерон
действующих на них нагрузок только на небольшом
участке лопасти. В свъю очередь, лонжерон может
свободно деформироваться под действием
эксплуатационных нагрузок внутри отсеков лопасти. Такая отсечная
3.1. Несущий и рулевой винты 189
конструкция лопасти существенно облегчает
технологический процесс ее изготовления, дает возможность
заменять отдельные поврежденные отсеки в процессе
ремонта и эксплуатации.
3.1.3. Упругие деформации и флаттер лопастей
Упругие деформаций лопасти в полете сравнительно
невелики, так что пространственное положение конуса
лопастей определяется главным образом их маховым
движением, а не упругостью. Упругие изгибные
деформации лопасти в плоскости вращения значительно
меньше, чем в плоскости тяги. Крутильные упругие
деформации могут достигать в концевых сечениях нескольких
градусов, при этом большая часть крутильных
деформаций обусловлена упругостью не самой лопасти, а ее
заделки в осевом шарнире. Абсолютные значения упругих
деформаций всех видов возрастают с увеличением
размеров НВ, скорости полета и интенсивности
маневрирования вертолета.
В нормальных эксплуатационных условиях полета,
исключающих соприкосновение комлей лопастей с
упорами горизонтальных и вертикальных-шарниров,
изгибные деформации лопасти в плоскостях тяги и вращения
реализуются в основном по форме собственных
изгибных колебаний шарнирно закрепленной растянутой
(вращающейся) балки.
Удар комля лопасти по упору горизонтального
шарнира возможен при неблагоприятном сочетании
следующих основных факторов: уменьшении общего шага
НВ; обдуве НВ сверху встречным воздушным потоком
или нисходящим порывом ветра; управляющем
отклонении конуса НВ в одно из крайних положений;
угловых эволюциях вертолета в пространстве; уменьшении
частоты вращения НВ; увеличении скорости полета.
Упругий прогиб лопасти после удара ее комля по
упору происходит по форме консольно защемленной
упругой балки (рис. 92). При этом внешняя часть
лопасти при вращении в азимутальном секторе фл=330...
30° проходит в опасной близости от хвостовой балки,
а в азимутальном секторе фл = 140. ..220° — от вход-

190 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
ных устройств двигателей и кабины экипажа вертолета.
При ударе по упору упругий прогиб конца лопасти
несколько больше по сравнению с безударным маховым
движением лопасти (при отсутствии упора) под дей-
Рис. 92. Угловое положение лопасти при ударе по
нижнему упору:
/ — абсолютно жесткая лопасть; 2 — то же при отсутствии
упора; 3 — упругая лопасть
ствием того же возмущения. Это различие возрастает
при увеличении угловой скорости взмаха лопасти в
момент удара по упору и обусловлено влиянием
компенсатора взмаха на жесткость лопасти.
Опасное сближение концов лопастей с конструкцией
вертолета возможно как при работе НВ на земле, так
и в полете. Каждый из этих этапов может включать
несколько опасных ситуаций.
При нахождении вертолета на земле удар концов
лопастей по хвостовой балке возможен: при раскрутке
или остановке НВ в условиях сильного ветра и
взаимного индуктивного влияния соседних вертолетов на
стоянке; при опробовании силовой установки или
рулении, если над вертолетом на малой высоте пролетает
другой вертолет; при пробеге после выполнения
посадки по-самолетному.
Удар лопастей по хвостовой балке одновинтового
вертолета на режимах раскрутки и остановки НВ в
условиях ветра со скоростью W>10 м/с справа и сзади
обусловлен аэроупругостью практически не растянутой
лопасти, комель которой опирается на центробежный
ограничитель свеса (рис. 93,а). Это явление
обусловлено: при ветре сзади — свесом на угол (Зст и упругим

192 Часть 3, Конструкция и техническая эксплуатация
прогибом лопасти от собственной тяжести,
вызывающими образование отрицательных углов атаки концевых
сечений (рис. 93, б) и нормальной силы давления
ветрового потока, вертикальная проекция которой Р&
направлена вниз; при ветре справа — обратной обдувкой
сечений (рис. 93. в) и образованием отрицательной
подъемной силы.
При проектировании вертолета ограничивают
минимально допустимые расстояния между втулкой НВ и
хвостовой балкой, а также максимально допустимый
статический прогиб лопасти от собственной тяжести.
Кроме того, при стоянке вертолета лопасти НВ
швартуют, а при запуске и выключении двигателей
соблюдают ограничения по максимально допустимой скорости
ветра различных направлений (табл. 3).
Таблица 3. Допустимая скорость ветра, м/с, при запуске и
выключении двигателей различных вертолетов
Вертолет
Ми-2
Мк-8
Ми-24
Ми-6
Ми-26
Ка-32
Ветер
встречный
15
20
25
25
25
20
попутный
5*
0**
8
10
12
10
10
справа
5
10
10
15
15
10
слева
5
15
Ю
15
15
10
* При останове.
** При запуске.
При одновременном запуске двигателей на
нескольких вертолетах необходимо учитывать направление и
скорость приземного ветра, чтобы исключить попадание
потока воздуха от вращающегося НВ на соседний
вертолет с еще нераскрученным несущим винтом. Опасен
также пролет вертолета на малой высоте (менее 30...
40 м) над другим вертолетом, работающим на земле.
3.1. Несущий н рулевой винты
193
Опасное сближение лопастей НВ с
воздухозаборниками двигателей и кабиной экипажа возможно только
при выполнении пикирования с большим отрицательным
углом тангажа, существенным превышением
максимально допустимой скорости полета, малым значением
общего шага и положением ручки управления в
продольной плоскости вблизи переднего упора.
Опасное сближение лопастей НВ с хвостовой балкой
в полете возрастает под влиянием следующих
факторов: отклонения автомата перекоса назад; уменьшения
нормальной перегрузки (общего шага или угла атаки
НВ); вращения вертолета на пикирование; уменьшения
частоты вращения НВ; увеличения скорости полета
одновинтового вертолета.
Режимы полета, опасные с точки зрения сближения
лопастей с хвостовой балкой: пробег по земле после
выполнения посадки по-самолетному, когда при
минимальном значении общего шага НВ летчик для торможения
вертолета отклоняет ручку управления на себя почти
до упора; боевое маневрирование, когда для ввода в
пикирование или вывода из горки летчик отклоняет
ручку управления от себя, а затем, не дождавшись
стабилизации углового положения вертолета, резко берег
ручку управления на себя; торможение, когда для
быстрого гашения большой скорости полета вертолета
летчик одновременно энергично уменьшает общий шаг НВ
и отклоняет ручку управления на себя.
Для предотвращения поломки вертолета для
уменьшения пробега следует использовать тормоза колес.
Торможение несущим винтом не рекомендуется. В
конструкции системы продольного управления вертолета
Ми-8, имеющего минимальное относительное
расстояние между плоскостью вращения НВ и хвостовой
балкой, предусмотрен специальный подвижный упор,
ограничивающий отклонение автомата перекоса назад при
контакте колес шасси с поверхностью земли. На
маневренных боевых вертолетах подобный переменный упор
может функционировать и в полете.
Взаимовлияние упругих изгибных и крутильных
деформаций лопасти может при исключительно
неблагоприятном сочетании конструктивных и
эксплуатационных факторов вызвать флаттер.
7 За». 786

194 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Флаттер — самовозбуждающиеся колебания,
вызванные упругими крутильными деформациями лопасти под
действием инерционных сил, приложенных в центре
масс сечений лопасти позади центра жесткости.
Например, при взмахе и прогибе лопасти вверх инерционные
Рис. 94. Возникновение флаттера лопасти
силы направлены вниз и создают крутильные
деформации на увеличение углов установки и соответственно
подъемных сил сечений лопасти. Эти силы в свою
очередь возбуждают и усиливают маховые колебания и
упругие изгибные деформации лопасти. Возбуждающие
аэродинамические силы Ув пропорциональны квадрату
частоты вращения НВ и скорости полета вертолета, а
демпфирующие аэродинамические силы Уи — самим
указанным параметрам (рис. 94). При этом существуют
критические значения угловой скорости и скорости *wKP
и Укр, превышение которых может привести к
разрушению НВ в полете.
Возникновение флаттера определяется взаимным
расположением по хордам сечений лопасти центров масс
и центров жесткости (практически — оси осевого
шарнира). Чем ближе к передней кромке центр масс, чем
дальше от нее ось вращения лопасти, тем больше запас
лопасти по флаттеру Поэтому для увеличения запаса
по флаттеру перемещают вперед по хорде центры масс
сечений, т. е. уменьшают эффективную поперечную цент-
3.1. Несущий и рулевой вииты 195
ровку лопасти. Рекомендуется, чтобы расстояние
центра масс сечения от передней кромки, отнесенное к
длине хорды, не превышало 25%.
Указанные требования по поперечной центровке
обеспечивают следующим образом: ширина профильного
лонжерона лопасти вертолетов Ми-2, -8, -24 составляет
не более 40% хорды, а ось трубчатого лонжерона
лопасти вертолетов Ми-6, -26 располагают не дальше 20%
хорды от передней кромки; ограничивают массу
хвостовых отсеков (толщину обшивки и плотность каркаса);
в носовой части профиля размещают противофлаттер-
ные грузы; добиваются увеличения жесткости лопасти
на кручение; ограничивают коэффициент компенсатора
взмаха у серийных одновинтовых вертолетов ft<0,6.
Достаточность запасов по флаттеру обязательно
проверяют в натурных условиях. С этой целью закрепляют
на задней кромке лопасти грузы, смещающие ее
поперечную центровку назад на величину Аагцм=2 . ..3%.
Испытуемый вертолет с такими лопастями
пришвартовывают и производят раскрутку НВ до максимально
допустимой частоты вращения, при этом ручку
управления отклоняют от нейтрального положения.
Возникновение флаттера в процессе испытаний обнаруживают
по нарушению соконусности лопастей, резкому
увеличению уровня вибраций и усилий в системе управления.
В этом случае выполняют необходимые
конструктивные доработки лопастей и системы управления
вертолета.
В настоящее время лопасти всех вертолетов имеют
практически такие запасы по флаттеру (в поперечной
центровке, частоте вращения НВ и скорости полета),
которые полностью исключают возникновение флаттера
при соблюдении следующих основных правил: нельзя
допускать значительного смещения назад поперечной
центровки лопастей; при ремонте это может быть
вызвано, например, завышением массы хвостовых отсеков,
Неправильной окраской лопасти, в процессе
эксплуатации — попаданием влаги в хвостовые отсеки, обледене-
иием лопастей; нельзя превышать регламентированные
Значения частоты вращения НВ и скорости полета.
7*

J96 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
3.1.4. Надежность и эксплуатация лопастей
Характерные эксплуатационные неисправности:
разрушение и обрыв хвостовых и носовых отсеков; отрыв
нагревательной накладки противообледенительной
системы; ложное срабатывание системы сигнализации
повреждения лонжерона; прогар изоляции
нагревательных элементов; разрушение резиновых вкладышей
между отсеками лопастей; механические повреждения и
износ противоабразивных оковок (резиновых накладок),
лонжерона и обшивки отсеков; трещины обшивки
отсеков и концевого обтекателя; местные нарушения
лакокрасочных и гальванических покрытий, коррозионные
повреждения открытых элементов конструкции; фрет-
тинг-коррозия на поверхностях контакта соединяемых
деталей; местные разрушения клеевых соединений
обшивки хвостовых отсеков с сотовым блоком, лонжероном
и нервюрами, а также клеевых соединений
нагревательной накладки противообледенительной системы.
Исключительно редкий случай разрушения
лонжерона и отрыва части лопасти в полете приводит к
интенсивной тряске фюзеляжа, сопровождаемой частичной
или полной потерей управляемости, и заканчивается
летным происшествием. Основная причина разрушения
лонжерона — наличие концентраторов напряжений,
резко снижающих его усталостную прочность.
Концентраторами напряжений могут быть различного рода
производственный брак или эксплуатационные
повреждения; металлургические дефекты материала и его
обработки; коррозионные повреждения вследствие
агрессивного воздействия окружающей среды; фреттинг-коррозия
в соединениях лонжерона с наконечником и деталями
каркаса; механические повреждения наружной
поверхности лонжерона.
Причинами неисправности системы сигнализации
повреждения лонжерона могут быть негерметичность
комлевой и концевой заглушек, зарядного вентиля и
сигнализатора, а также болтового соединения
лонжерона с наконечником. Кроме того, разгерметизация
системы сигнализации повреждения лонжерона иногда
является следствием чрезмерной затяжки или
повреждения штуцера зарядки системы, а также разрушения
3.1. Несущий и рулевой винты
197
колпачка сигнализатора при установке (снятии)
лопастей на вертолет.
Неисправности отсеков лопастей более часты, но
гораздо менее опасны, чем неисправности лонжеронов.
Причинами повреждения хвостовых отсеков лопастей
являются: нарушение клеевого соединения обшивки с
сотовым блоком или лонжероном; разрушение фольги
сотового блока; появление и развитие усталостных
трещин в обшивке; повреждение отсека от попадания
посторонних предметов. Развитие усталостных трещин в
обшивке хвостовых отсеков происходит медленно и
может привести к полному разрушению отсека только при
отсутствии контроля за состоянием обшивки хвостовых
отсеков в эксплуатации. В полете разрушаются
преимущественно хвостовые отсеки, расположенные на конце
лопасти, где более напряженные условия работы
лопасти. При разрушении хвостового отсека резко
возрастает уровень вибраций вертолета, и экипаж, как
правило, выполняет вынужденную посадку.
На стеклопластиковых лопастях НВ трещины
обшивки проявляются в виде вздутия стеклопластика. Для
уточнения характера неисправности места вздутий
размывают, при этом изменение цвета обшивки, так
называемое «побеление», свидетельствует о ее местном
разрушении.
Местные разрушения клеевых соединений составляют
более половины всех возможных неисправностей
лопастей и проявляются в следующих видах: непроклей
обшивки хвостового отсека с сотовым заполнителем и
лонжероном; местные расслоения слоев стеклоткани
нагревательной накладки противообледенительной системы,
а также между пакетом нагревательной накладки и
лонжероном; отставания резины от нагревательной
накладки, а также лепестков противоабразивной
металлической оковки от носка лонжерона.
Повреждения лопастей от сильного ветра и града
.существенны главным образом при нахождении
вертолета на стоянке с неработающими двигателями. В
результате воздействия сильного приземного ветра на НВ
с неустановленными на нем штормовыми струбцинами,
а также вследствие недостаточной эффективности
обычной швартовки лопастей тросами происходят интенсив-

198 Часть 3. Конструкций я техническая эксплуатации
ные маховые колебания концов лопастей, проворот
лопастей в осевом шарнире хвостовой частью вверх. При
этом на лопастях возможны потеря устойчивости
(образование гофров) обшивки комлевых хвостовых
отсеков, деформация лонжерона, повреждения законцовок
(при ударах лопастей о землю).
При интенсивном граде повреждаются только
хвостовые отсеки лопастей, имеющие тонкую обшивку и
сотовый заполнитель. Передняя часть лопасти,
представляющая собой массивный лонжерон, как на
вертолетах Ми-2, -8, -24, или носовые отсеки с утолщенной
обшивкой, как на вертолетах Ми-6, градом не
повреждаются. Повреждения хвостовых отсеков имеют вид
воронкообразных вмятин на обшивке глубиной
преимущественно не более 1,5... 2 мм с диаметром
поврежденного участка 30... 40 мм. С течением времени и
наработки лопасти глубина вмятин от града, как правило,
уменьшается. При воздействии града на вращающиеся
лопасти число и глубина вмятин уменьшаются. Поэтому
если град йачался при подготовке вертолета к вылету,
то вместо зачехления лопастей рациональнее запустить
двигатели.
Вмятины от градин снижают прочность клеевого
соединения обшивки с сотовым заполнителем. При
большом числе и глубине вмятин ухудшаются также
аэродинамические характеристики лопастей. Однако
ухудшение прочностных и аэродинамических характеристик
лопастей, поврежденных градом, обычно невелико.
Поэтому лопасти могут быть допущены к дальнейшей
эксплуатации, если число и глубина вмятин не превышают
регламентированных значений и нет разрыва материала
обшивки.
Средства для защиты НВ на стоянке включают
чехлы и швартовочные устройства. Чехлы,
предохраняющие НВ от атмосферных воздействий, пыли и
механических повреждений, сшиты из брезента по форме
лопастей и втулки. Крепление чехлов осуществляют с
помощью амортизационных шнуров и лент. Для лопастей
предусмотрено обычно два комплекта чехлов — летний
и зимний.
В случае планируемого перерыва в полетах
вертолета более 3... 5 дней, при ненастной погоде (осадках,
3.1. Несущий и рулевой бинты 199
обледенении) и в зимнее время лопасти должны быть
аккуратно зачеклены. После окончания выпадения
осадков чехлы снимают и просушивают, а лопасти
протирают сухой чистой салфеткой (ветошью). Примерзшие
чехлы перед снятием должны быть отогреты теплым
воздухом от аэродромного подогревателя.
Швартовка лопастей предохраняет их от
разбалтывания и динамического нагружения приземным
ветром. В комплект швартовки лопастей вертолетов Ми-2,
-8, -24 входят стропы с фиксирующими устройствами и
наконечниками, предохранительные щитки и тяги.
Стропы одним концом крепятся к наконечнику (чехлы из
капроновых лент по контуру конца лопасти), а
другим— к узлам на борту фюзеляжа. Лопасти НВ
вертолетов Ми-6, -26 швартуют тросами, которые крепят к
рым-болтам на фюзеляже и присоединяют к лопастям
в специальных лючках на одном из отсеков. Возможна
швартовка как зачехленных, так и незачехленных
лопастей.
При ожидании сильного ветра, а также при
длительном хранении вертолета лопасти дополнительно
швартуют с помощью чехлов, надеваемых на концевые
части лопастей и также притягиваемых тросами к
фюзеляжу.
Для защиты НВ от воздействия штормового ветра
на большинстве типов вертолетов имеются специальные
швартовочные приспособления — тяги или тандеры,
которые фиксируют тарелку автомата перекоса
относительно втулки НВ, предотвращая поворот лопастей в
осевых шарнирах на большой угол установки и взмах
лопастей вверх.
Уход за лопастями в эксплуатации заключается в
обеспечении чистоты и предотвращении повреждений их
поверхности. Пыль с поверхности лопастей удаляют
салфеткой или чистой ветошью, не допуская царапин
на лакокрасочном покрытии. При обнаружении грязи
необходимо удалить ее салфеткой, смоченной в теплой
воде с 3% раствором технического мыла и отжатой,
после чего протереть лопасть чистой сухой ветошью,
обращая внимание на удаление влаги в районе клеевых
швов. Масляные пятна удаляют чистой салфеткой, слег-

200 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
ка смоченной неэтилированным бензином или
керосином, с последующей протиркой чистой сухой ветошью.
В осенне-зимний период эксплуатации при наличии
на лопастях льда (снега) нужно обдуть лопасти
теплым воздухом от аэродромного подогревателя и
протереть поверхность лопастей мягкой чистой ветошью. При
запуске двигателей и раскрутке НВ с обледеневшими
лопастями может произойти удар лопастями по
конструкции вертолета, а отлетающие от вращающихся
лопастей куски льда могут травмировать людей. При
эксплуатации вертолетов в приморских районах и в
районах солончаков нельзя допускать налета соли на
лопастях. Периодически, не реже одного раза в месяц,
следует тщательно промывать поверхности лопастей
теплой пресной водой, после чего просушивать их теплым
воздухом или протирать.
При проведении осмотров цельнометаллических
лопастей необходимо обращать внимание на состояние
герметика в стыках хвостовых отсеков над
лонжероном— растрескивание и выкрашивание герметика до
оголения лонжерона не допускаются. При выполнении
регламентных работ на снятых с вертолета лопастях
проверяют состояние клеевых соединений обшивки с
помощью прибора ИАД-3 (ИАД-2) или простукиванием
текстолитовым молоточком, составляют карты непро-
клея и определяют пригодность лопасти к дальнейшей
эксплуатации.
Запрещается браться руками за заднюю кромку
лопастей со стеклопластиковым каркасом во избежание
деформации тонкого закрылка. Поскольку и стеклопла-
стиковая обшивка достаточно тонка, важна чистота
обтирочного материала, т. е. твердые включения в нем
могут не только нарушить лакокрасочное покрытие, но
и повредить саму обшивку. Стеклопластиковая
обшивка не терпит резких местных перегибов, которые могут
быть допущены в результате небрежного обращения с
лопастями в эксплуатации. Места таких перегибов
становятся концентраторами напряжений, и возле них
вероятно появление трещин.
При работе с сигнализаторами нельзя допускать
царапин, трещин и других повреждений плексигласовых
колпаков, которые могут нарушить герметичность си-
3.1. Несущий и рулевой вииты 201
стемы. Царапины, ухудшающие видимость через колпак,
необходимо зачистить и заполировать, грязь с колпака
удалить водой и чистой ветошью. Применение смывок
и растворителей не разрешается, так как при этом
возможно растворение герметика и потеря герметичности
системы. Для удаления льда и снега нужно обдуть
колпак, теплым воздухом или обмыть теплой водой.
Одним из основных диагностических признаков
соответствия параметров лопастей нормативным условиям
является соконусность НВ. Соконусность — нахождение
всех лопастей на образующей одного конуса при
установившемся вращении винта. Поскольку идеальной со-
конусности добиться невозможно, существуют допуски
на разброс положения концов лопастей. Соконусность
вращения лопастей проверяют и регулируют после
замены автомата перекоса, втулки и лопастей НВ, а
также при появлении тряски вертолета.
С целью определения, какая из лопастей выпадает
из общего конуса, используют фотографирование
лопастей в полете для тяжелых вертолетов Ми-6, -26 или
«отбивку» положения концов лопастей в наземных
условиях для остальных типов вертолетов. Для
фотографирования в кабине вертолета устанавливают
специальный фотоаппарат, а на закрылке одной из лопастей
привинчивают пластину (флажок) для нахождения
места остальных лопастей. Суть второго способа
заключается в записи отпечатков концов лопастей на бумаге.
Для этого законцовки лопастей закрашивают
карандашом разных цветов или красками и к вращающимся
лопастям напротив кабины летчика подводят
вставленный в приспособление лист плотной бумаги. В момент
касания бумаги концы лопастей отбивают на ней
разноцветные отпечатки. По вертикальному разбросу
отпечатков судят о несоконусности и определяют лопасть,
подлежащую регулировке.
Устранения несоконусности лопастей достигают
последовательной регулировкой тяг поворота лопастей на
режиме малого газа и закрылков (триммеров) — на
режиме автоматической работы двигателей. При этом
добиваются такого положения, чтобы концы лопастей на
любых частотах вращения находились в параллельных
плоскостях, а отпечатки без перехода через среднее цо-

2Q2 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
ложение имели допустимый разброс, установленный для
каждого типа вертолета (для вертолетов Ми-8, -24,
Ка-32 —не более 20 мм).
8.1.5. Конструкция и эксплуатация втулки НВ
Втулка НВ предназначена для крепления лопастей
и передачи им вращающего момента с вала главного
редуктора, а также для восприятия и передачи на фю-
I..*» .1
Рис. 95. Втулка НВ:
/ — вал главного редуктора; 2 — нижний конус; 3 —эвольвент-
иые шлицы; 4 — корпус; 5 — верхний конус; 6 — гайка- 7 — осе-
шДн^Р/НлИР: ЧгЛ7ВгТнкадь1?й шаР"иР: 9~ горизонтальный
шарнир, ю — скоба; Л—демпфер вертикального шарнира- 12 —
рычаг поворота лопасти; 13 — проушины
зеляж вертолета сил и моментов НВ. Применяются в
основном НВ с шарнирным креплением лопастей к
втулке (рис. 95), ио разработаны НВ и с
бесшарнирным креплением лопастей с помощью упругих
элементов.
3.1. Несущий и рулевой винты
203
Основные конструктивные параметры втулки,
определяющие передачу всех нагрузок с лопастей на
фюзеляж, а также характеристики управляемости вертолета:
разнос горизонтальных шарниров LT; разнос
вертикальных шарниров LB; смещение середины проушин
горизонтальных шарниров А; радиус рычага поворота
лопасти гр; конструктивный угол отклонения оси лопасти в
плоскости вращения с0; углы ot и а3, определяющие
положение шарнира рычага поворота лопасти.
Разнос горизонтальных и вертикальных шарниров
определяется значениями, минимально необходимыми
для размещения шарниров на ступице втулки, при этом
LB=(2...3) U
Вследствие смещения середины проушин
горизонтальных шарниров от оси вала НВ на расстояние А
горизонтальные шарниры повернуты относительно
радиального направления на угол с0) который на
крейсерских режимах полета примерно равен среднему углу
отставания лопасти в плоскости вращения. Параметр А
выбран из расчета, чтобы на крейсерских режимах
полета равнодействующая F аэродинамических сил
лобового сопротивления Q и центробежных сил N лопасти
проходила посредине проушины. Это обеспечивает
равномерное распределение нагрузки между передними и
задними игольчатыми подшипниками и уменьшение
нагрузки упорного подшипника горизонтального шарнира.
Угол o"i определяет значение коэффициента
компенсатора взмаха: £=tgo"i. У существующих втулок а^
=20... 30°, что соответствует ft=0,4 ... 0,6.
Подшипники втулки НВ работают в необычных
условиях: шарики и ролики у них не прокатываются, как
обычно, а колеблются в небольшом угловом диапазоне,
при этом, возвращаясь назад, шарик или ролик
перемещается по сухому месту, что может вызвать резкое
возрастание контактных напряжений. Для обеспечения
надежной работы подшипников шарниров втулки
применяют жидкие смазки (табл. 4).
Уплотнение масляных полостей шарниров
осуществляется резиновыми кольцами и манжетами, которые
в процессе длительной эксплуатации вертолетов
подвергаются усадке и старению. Это приводит к подтеканию

204 Часть 3. Конструкция м техническая эксплуатация
Таблица 4. Смазки для шарниров втулки НВ
Шарнир
Зимняя смазка
Горизонтальный
Вертикальный
Осевой
2/3 гипоидной и 1/3
АМГ-10
То же
ВНИИНП-25
Летняя смазка
Гипоидная
МС-20
МС-20
масла из шарниров и вызывает необходимость их
систематической дозаправки, а также устранения следов
подтекания на втулке и элементах конструкции вертолета.
Рис. 96. Осевой шарнир втулки НВ вертолета Ми-26:
/—проушина вертикального шарнира; 2 — вкладыш; 3 — цапфа:
4 — корпус осевого шарнира; 5 — торсион
Втулка НВ вертолета Ми-26 изготовлена из титана,
что позволило существенно уменьшить ее массу и
повысить коррозионную стойкость. В осевых шарнирах
втулки НВ вертолета Ми-26 для восприятия центробежных
сил лопастей вместо традиционных упорного
подшипника и цапфы с упорной гайкой применяются проволочные
торсионы (рис. 96). На боевых вертолетах
пластинчатые торсионы выполняют функции не только осевого, но
и горизонтального шарниров. Кроме того, разработаны
втулки НВ с общим сферическим эластомерным
шарниром, заменяющим обычные горизонтальный,
вертикальный и осевой шарниры.
3.1. Несущий и рулевой винты 205
Система упоров на втулке ограничивает угловые
перемещения лопастей во всех шарнирах. Расположенные
на каждой проушине верхние и нижние упоры
ограничивают маховое движение лопасти в плоскости тяги
Рис. 97. Центробежный ограничитель свеса:
а — вращающийся НВ; б — невращающийся НВ; 1 — постоянный
упор; 2 — палец горизонтального шарнира; 3 — съемный упор;
4 — пружина; 5 — груз
относительно горизонтального шарнира. Нижние упоры
сделаны сменными, что позволяет заменять их во
время эксплуатации и ремонта при образовании
недопустимого наклепа.
Для ограничения свеса лопасти при неработающих
двигателях и раскрутке (остановке) НВ в скобе
втулки установлен центробежный механизм ограничителя
свеса (рис. 97). Он представляет собой съемный упор,
убираемый центробежной силой Nrp груза при
достижении НВ определенной частоты вращения (рис. 97, а).
При этом лопасти могут опускаться ниже плоскости
вращения на угол 4...7° вплоть до соприкосновения с
постоянными упорами. С уменьшением частоты
вращения ниже определенного значения при остановке НВ
съемный упор возвращается в исходное положение
силой пружины (рис. 97,6). Переход механизма из
одного крайнего положения в другое происходит резко, без
задержки.
Ограничение поворота лопасти вокруг осей
вертикального и осевого шарниров осуществляется
постоянными жесткими упорами.

206 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Демпфер вертикального шарнира поглощает
кинетическую энергию колебаний лопасти в плоскости
вращения, преобразует ее в тепловую энергию и рассеивает
в атмосферном воздухе. На вертолетах Ми-2, -6, -8,
-24 установлены гидравлические демпферы, на
вертолете Ми-26 — пружинно-гидравлический.
Рис. 98. Гидравлический демпфер:
t — цилиндр; 2 — компенсационный клапан; 3 — подвод
жидкости нз компенсационного бачка; 4 — шток с поршнем;
5—'перепускной клапан
Гидравлический демпфер (рис. 98) состоит из
цилиндра и штока с поршнем. Цилиндр, связанный с
лопастью, перемещается относительно поршня при
колебаниях лопасти вокруг вертикального шарнира, а шток
поршня закреплен на оси горизонтального шарнира
(рис. 95). В средней части поршня имеются
перепускные клапаны, в которых конус прижимается пружиной
к следу корпуса. Все внутренние полости демпфера
заполнены маслом АМГ-10.
При малых скоростях колебаний лопасти и
соответственно малых перемещениях поршня масло успевает
перетечь из одной полости цилиндра в 'другую через
калиброванные отверстия с определенным
сопротивлением, пропорциональным угловой скорости колебаний
лопасти. Ограничение момента демпфера в целях
обеспечения усталостной прочности лопасти
осуществляется с помощью перепусйных клапанов в поршне, которые
3.1. Несущий и рулевой винты
207
открываются при увеличении давления в полости
цилиндра до определенного значения. После открытия
перепускного клапана сопротивление демпфера
нарастает существенно медленнее.
Для пополнения возможных утечек масла и отвода
пузырьков воздуха из цилиндра на втулке НВ
установлен (один на все демпферы) компенсационный бачок.
Для предотвращения перетекания масла в
компенсационный бачок из полостей цилиндра при работе
демпфера имеется компенсационный клапан, состоящий из
двух больших и одного малого шариков. Во время
работы гидродемпфера один из больших шариков
прижимается давлением к седлу корпуса, разобщая
компенсационный бачок с областью высокого давления, и
отжимает с помощью малого шарика второй большой
шарик от противоположного седла. При этом полость
низкого давления связана с компенсационным бачком, что
обеспечивает бесперебойную работу гидравлического
демпфера.
Количество масла в компенсационном бачке хорошо
просматривается через специальный колпачок из
органического стекла и проверяется при проведении
предполетной подготовки. Кроме того, надежная работа
гидравлического демпфера обеспечивается только при
отсутствии воздуха в его полости, что также подлежит
систематической проверке в условиях эксплуатации.
Пружинно-гидравлический демпфер не только
демпфирует низкие частоты колебаний лопасти в плоскости
вращения, но и в определенной мере защищает
фюзеляж вертолета от высокочастотных вибраций,
создаваемых проходными гармониками НВ. Демпфирующий
гидроцилиидр соединен последовательно с упругими
элементами (пружинами) и параллельно с
дополнительным гидроцилиндром, демпфирующим перемещения
пружин (рис. 99). Основной и дополнительный
гидроцилиндры установлены в общем корпусе и имеют
гидравлическую связь между собой.
При низкочастотных колебаниях вследствие
соответствующего подбора жесткости пружин и сопротивления
клапанов перемещение основного демпфирующего
гидроцилиндра составляет основную долю общего хода
демпфера, при этом основной гидроцилиндр демпфирует

208 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
низкочастотные колебания лопасти. С увеличением
частоты колебаний лопасти сопротивление, создаваемое
основным гидроцилиндром, возрастает по сравнению с
сопротивлением пружин, вследствие чего увеличивав! ся
ход дополнительного демпфирующего гидроцилиндра и
Рис. 99. Схема установки пружинно-гидравлического
демпфера:
1 — сферический подшипник; 2 — шток; 3 — корпус; 4 —
кронштейн; 5 — осевой шарнир; 6 — вертикальный шарнир; 7 —
горизонтальный шарнир; в —втулка
создаваемое его клапаном сопротивление. В результате
при высокочастотных колебаниях лопасти основная
доля перемещения приходится на дополнительный
гидроцилиндр, который, таким образом, играет основную роль
в демпфировании высокочастотных колебаний лопасти
НВ. При этом комель лопасти также догружается
весьма незначительно. У пружинно-гидравлического
демпфера в меньшей степени проявляется общий
эксплуатационный недостаток гидравлических
демпферов'—зависимость демпфирующих свойств от температуры
жидкости и резкое ухудшение работы при попадании в
жидкость пузырьков воздуха.
Уход за втулкой заключается в содержании ее в
чистоте, регулярном проведении осмотров и регламентных
работ. В процессе осмотров необходимо проверять кон-
тровку всех болтов и гаек, уровень заполнения маслом
3.1. Несущий и рулевой винты
209
шарниров и компенсационного бачка гидродемпферов,
техническое состояние деталей втулки.
При осмотре деталей втулки следует обращать
внимание на их состояние, а также на местную коррозию
болтов крепления лопастей, глубокие забоины,
царапины и трещины. При визуальном обнаружении
нарушения защитного покрытия нужно зачистить пораженное
коррозией место шлифовальной шкуркой и покрыть
бесцветным лаком. Пораженные коррозией болты
крепления лопастей подлежат замене. Втулка с трещинами
должна быть снята с вертолета и направлена в ремонт.
Пробки под отверстия для слива масла из шарниров с
сильными механическими повреждениями или срывом
граней заменяют новыми нз группового комплекта. При
выполнении регламентных и других периодических
работ иа втулке НВ основное значение имеет проверка
тарированной затяжки гайки крепления втулки на
валу редуктора и ряда других болтовых сочленений. При
этом применяют тарированные ключи, которые в свою
очередь должны периодически проверяться на
специальном приспособлении.
Загустевание смазки при низких температурах
наружного воздуха может вызвать заедание
центробежных ограничителей свеса и удар лопасти по хвостовой
балке. Для исключения этого опасного явления следует
смазывать центробежные ограничители свеса строго по
норме.
Перед иолетом необходимо проверять уровень масла
в компенсационном бачке на втулке. Если этот уровень
ниже рекомендуемого, следует дозаправить бачок через
заливную горловину свежим профильтрованным маслом
АМГ-10.
3.1.6. Конструкция и эксплуатация РВ
Рулевой винт с изменяемым шагом устанавливают
на концевой балке с зазором между концами лопастей
несущего и рулевого винтов не менее 250 мм.
Вращение РВ осуществляется от главного редуктора валами
хвостовой трансмиссии через промежуточный и
хвостовой редукторы, управление шагом РВ — с помощью пе-

210 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
далей путевого управления. Устройство типа автомата
перекоса отсутствует, направление тяги РВ
перпендикулярно направлению полета вертолета.
На вертолетах Ми-2, -6, -8 установлен толкающий
РВ, лопасти которого в нижнем положении вращаются
назад против полета («старое» направление вращения).
Для повышения аэродинамической эффективности РВ
вертолетов Ми-17, -24 имеет «новое» направление
вращения— вперед по полету в нижнем положении. При
этом с целью сохранения возможности использования
серийных агрегатов хвостовой трансмиссии РВ
переставлен с правой на левую сторону концевой балки и
является, таким образам, тянущим. На вертолете Ми-26
и всех последующих перспективных вертолетах
одновинтовой схемы РВ толкающий с «новым» направлением
вращения. Для модифицированных и перспективных
вертолетов разработан также Х-образный РВ, лопасти
которого установлены на втулке наподобие буквы «X».
Лопасти РВ вертолетов Ми-2, -8, -17, -24 —
металлические и но конструкции аналогичны лопастям НВ,
однако система сигнализации повреждения лонжерона
отсутствует. Лопасга РВ вертолетов Ми-6 из
дельта-древесины, разработаны и металлические лопасти. Кроме
того, для вертолетов всех типов разработаны стекло-
пластиковые лопасти РВ.
Основной силовой элемент металлической лопасти —
лонжерон, изготовленный из прессованного дуралюми-
нового профиля и механически обработанный до
заданной формы. Поскольку у лопасти нет шарнира,
аналогичного вертикальному шарниру НВ, под действием
кориолисовои силы от махового движения комлевая
часть нагружается в плоскости вращения значительным
изгибающим моментом. Поэтому для обеспечения
необходимой динамической прочности и выносливости
существенно усиливают комлевую часть лопасти, к которой
крепится болтами стальной наконечник со
стыковочными проушинами.
В концевой части лонжерона установлена
пенопластовая заглушка и ввернуты шпильки, на которых
закреплены пластины балансировочного груза. Концевой
обтекатель лопасти крепится винтами к концевой
нервюре. К задней стенке лонжерона приклеена хвостовая
3.1. Несущий и рулевой винты
211
часть, состоящая из сотового заполнителя и дуралюми-
новой обшивки. Сотовый блок склеен из алюминиевой
фольги. На хвостовике вдоль всей лопасти расположен
задний стрингер. Сравнительно небольшие размеры
позволяют сделать конструкцию лопасти не разделенной
на отсеки. На носовой части лопасти смонтированы
электронагревательные элементы противообледенитель-
ной системы, включенные между слоями стеклоткани по
всей длине лопасти. Передача напряжения от бортовой
сети к нагревательным элементам осуществляется с
помощью токосъемника РВ. Для защиты носовой части
лопасти от абразивных воздействий на нее наклеены
резина и оковки из нержавеющей стали.
Лопасти РВ вертолета Ми-6 состоят из деревянного
пера и стального наконечника, прикрепленного к перу
болтами. Основа пера лопасти—лонжерон из дельта-
древесины, занимающий носовую часть лопасти.
Хвостовая часть лопасти представляет собой набор
деревянных нервюр и стрингеров, промежутки между
которыми частично заполнены пенопластом. Лонжерон и
хвостовая часть оклеены фанерной обшивкой и тканью с
лакокрасочным покрытием. На носовой части лопасти
под металлической оковкой расположены трубки для
подачи противообледенительной спиртовой жидкости на
носок лопасти через отверстия, просверленные в оковке
и трубках.
Лопасти РВ вертолета Ми-26 выполнены из
стеклопластика и состоят из лонжерона, единого неразрезного
хвостового отсека и дуралюминовой законцовки.
Соединение всех стеклопластиковых деталей между собой и
крепление хвостового отсека к лонжерону
осуществляются высокопрочным клеем. На носке лопасти
установлены нагревательная накладка электротепловой
противообледенительной системы, резина и титановая оковка.
Значительная частота вращения РВ (в 5... 6 раз
больше, чем НВ) обусловливает необходимость
тщательной статической балансировки лопастей, которую
выполняют только в заводских условиях в едином
комплексе втулка — лопасти. Поэтому замена лопастей из
другого комплекта в условиях эксплуатации не
разрешена. Кроме того, при устранении возможных
эксплуатационных повреждений увеличение массы лопасти не

212 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
должно превышать несколько грамм для
предотвращения значительного дисбаланса РВ и тряски
конструкции вертолета.
Втулка РВ может быть с разнесенными (Ми-6, -26)
или совмещенными (Ми-2) горизонтальными
шарнирами, как правило, без вертикальных шарниров и с
обязательными осевыми шарнирами. Кроме того,
применяют втулки на карданном подвесе (Ми-8, -17, -24).
У двухлопастного РВ вертолета Ми-2 типа
«качалки» происходит совместное маховое движение лопастей
относительно одного совмещенного горизонтального
шарнира в противоположных направлениях. Ось этого
шарнира расположена под углом 60е к продольной оси
лопасти, что вызывает уменьшение махового движения
лопастей в горизонтальном полете вертолета,
аналогичное действию компенсатора взмаха с коэффициентом
Т=0,58.
Втулка трехлопастного РВ вертолетов Ми-8, -17, -24
выполнена на карданном подвесе. Кардан представляет
собой универсальный шарнир и выполняет ту же роль,
что и совмещенный горизонтальный шарнир, —
обеспечивает маховое движение лопастей относительно
плоскости вращения. Однако у вертолета Ми-2 обе лопасти
качаются относительно совмещенного горизонтального
шарнира в одной плоскости, а узел кардана позволяет
втулке отклоняться относительно плоскости вращения
на угол приблизительно ±10° в любом направлении.
При этом центробежные силы лопастей замыкаются на
корпусе втулки и на узел кардана не передаются.
Важная динамическая особенность совмещенного
шарнира (кардана) — изменение частоты вращения
винта при наклоне плоскости его вращения. Вследствие
махового движения лопастей частота вращения РВ
вертолетов Ми-2, -8, -17, -24 непрерывно изменяется, что,
однако, практически неощутимо. Это объясняется
небольшим угловым диапазоном (менее 10°) отклонения
плоскости вращения винта от перпендикуляра к оси
вала, чему в значительной мере способствует наличие в
конструкции втулки компенсатора взмаха. У РВ
вертолетов Ми-8, -17, -24 коэффициент компенсатора взмаха
равен 1, т. е. почти вдвое больше, чем у РВ вертолета
Ми-2. Полностью устранить неравномерность вращения
3.1. Несущий и рулевой винты 213
РВ не удается, но она воспринимается упругой
хвостовой трансмиссией вертолета, вызывая знакопеременное
закручивание длинного хвостового вала на весьма
небольшие углы, а также поглощаясь в упругих муфтах.
Втулки РВ вертолетов Ми-2, -6, -8, -17, -24
изготовлены из конструкционных сталей, а силовые элементы
втулки РВ вертолета Ми-26 — из титанового сплава
ВТЗ-1, обладающего высокой коррозионной стойкостью
против атмосферных воздействий. Однако в местах
сопряжений титановых деталей, где возможны их
относительные перемещения, создаются условия для
возникновения фреттинг-коррозии. В связи с этим в конструкции
втулки предусмотрена защита таких мест (болтовых
соединений корпуса втулки с корпусами горизонтальных
шарниров, узлов крепления торсионов) с помощью
«жертвенных» деталей, изготовленных из листов
нержавеющей стали и соединенных с деталями втулки
высокопрочными клеями.
Узел Х-образного РВ образован двумя
двухлопастными винтами, установленными соосно на одном валу
под определенным углом друг к другу и на
определенном расстоянии друг от друга. Каждый из этих
двухлопастных винтов (модулей) представляет собой, по
существу, РВ вертолета типа Ми-2 с совмещенным и
повернутым горизонтальным шарниром. Лопасти
крепятся к втулке с помощью осевых шарниров, вертикальные
шарниры отсутствуют. Центробежные силы лопастей
воспринимаются пластинчатыми торсионами,
обеспечивающими при скручивании изменение шага РВ.
Подобная конструкция позволяет использовать основное
преимущество двухлопастного винта: центробежные силы
и первая гармоника кориолисовых сил, действующих на
лопасти, взаимно уравновешиваются в совмещенном
горизонтальном шарнире, не нагружая корпус втулки.
Вместе с тем устраняется и основной недостаток
двухлопастного винта — ограниченная тяговая
эффективность, обусловленная малым заполнением.
Для Х-образного РВ вертолетов Ми-17, -24
оптимальна такая компоновка, при которой плоскости
вращения модулей разнесены приблизительно на 140 мм, а
азимутальный угол между ближайшими лопастями
Дгрл=60°, при этом лопасть внутреннего модуля опере-

214 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
жает при вращении ближайшую лопасть внешнего
модуля.
Динамическая нагруженность и прочность РВ
обусловлены уравновешиванием реактивного момента НВ и
путевым маневрированием вертолета. Наиболее
высокий уровень динамического нагружения лопастей и
втулки РВ, хвостовой балки и трансмиссии
наблюдается на режимах полета, которые характеризуются
интенсивным маховым движением лопастей. Из
установившихся режимов это прежде всего полеты с большой
скоростью. Поэтому прочность РВ и элементов его
крепления проверяют на расчетный случай резкой дачи
педалей при полете вертолета со скоростью Vmax- При этом
перегрузка по тяге РВ принимается равной 2.
С уменьшением плотности воздуха, т. е. увеличением
его температуры или высоты полета вертолета, уровень
нагрузок на РВ существенно возрастает. Например,
летом при температуре воздуха +30°С динамические
нагрузки на лопасть РВ могут быть в 1,2... 1,5 раза
больше, чем зимой при температуре воздуха —30 С на
одном и том же режиме полета вертолета. Чем более
разрежен воздух, тем большей должна быть мощность
несущего и рулевого винтов для поддержания и
уравновешивания вертолета.
Значительный рост нагружения РВ и хвостовой
балки вызывает полет с левым скольжением, для
выполнения которого необходимо увеличивать шаг винта,
особенно при резких отклонениях правой педали при
выходе из правого скольжения или входе в левое
скольжение на большой скорости полета. Наконец,
амплитуда махового движения лопастей РВ и действующих на
них динамических нагрузок существенно возрастает при
разворотах вертолета с большой угловой скоростью на
режиме висения. Неблагоприятное влияние на нагруже-
ние РВ оказывают вибрации хвостовой и концевой
балок, особенно на режимах разгона и торможения, когда
динамические нагрузки лопастей в плоскости вращения
могут увеличиться в 1,5... 2 раза.
Для снижения нагрузок на РВ, хвостовую балку и
трансмиссию ограничивают угловую скорость разворота
вертолета на висеиии (темп дачи педалей), полеты на
больших скоростях и высотах, а также полеты на ма-
3.1. Несущий и рулевой винты 215
лых скоростях. Однако ресурс РВ пока еще уступает
ресурсу НВ, а отказы РВ создают серьезную угрозу
безопасности полетов, хотя разрушение исправной
лопасти в любых полетных условиях, как и для НВ,
практически исключено.
Из конструктивных мероприятий по уменьшению на-
груженности РВ наиболее эффективны установка РВ на
превращенной в киль концевой балке,
аэродинамическая сила которого разгружает РВ на режимах
горизонтального полета, введение вертикальных шарниров
втулки, установка демпфера в систему путевого
управления. Приближение втулки РВ к плоскости вращения
НВ уменьшает вредное влияние скошенной вихревой
пелены НВ на аэродинамические нагрузки лопастей РВ
на режимах горизонтального полета вертолета. Если
установить РВ непосредственно на конце хвостовой
балки без выноса вверх, динамические нагрузки на
лопасти РВ возрастут в 1,5...2 раза.
Характерные неисправности лопастей РВ в основном
те же, что и лопастей НВ. Специфическая
неисправность — разбалансировка лопастей из-за попадания
влаги в хвостовую часть лопастей и скопления ее там при
растрескивании клея в процессе длительной
эксплуатации, а также из-за частичного разрушения лопастей.
Эксплуатационная разбалансировка РВ по любой из
указанных причин существенно опаснее, чем
разбалансировка НВ. Например, отрыв нагревательной
накладки от лопасти в полете создает столь высокий уровень
вибраций от воздействия неуравновешенной
центробежной силы, что может произойти разрушение системы
крепления хвостового редуктора к концевой балке и
отделение всего РВ от вертолета. Поэтому проверке
качества и состояния клеевых соединений лопастей, их
массовой балансировке необходимо в процессе
эксплуатации уделять неослабное внимание.
Характерная неисправность втулки, как и втулки
НВ, — подтекание смазки, возобновление которой имеет
важное значение в обеспечении безопасности полетов.
Вследствие достаточно высокого уровня вибраций
концевой балки с РВ при недостаточной смазке в
контрольных точках втулки часто наблюдается повышенный
люфт подшипников тяг поворота лопастей, а также под-

216 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
шипников штока хвостового редуктора. В шарнирах
втулки используют масла МС-20 (ВНИИ НП-25),
гипоидное (зимой в смеси с АМГ-10) и ЦИАТИМ-201.
При замене РВ, например после выработки ресурса,
следует проявлять осторожность и строго
руководствоваться технологическими правилами выполнения этой
операции. Имевшие место ошибки
инженерно-технического состава — превышение момента затяжки гайки
крепления подшипника штока хвостового редуктора и
изгиб штока — приводили к разрушению подшипника и
летным происшествиям.
3.2. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
3.2.1. Общие сведения
Управление вертолетом в пространстве
осуществляется изменением значения и направления
равнодействующей аэродинамической силы НВ, а также изменением
значения тяги РВ.
Управление несущим винтом выполняют следующим
образом: одновременным изменением на одинаковое
значение угла установки всех лопастей (управлением
общим шагом), что вызывает соответствующее изменение
тяги НВ и движение вертолета вверх-вниз по
вертикали; отклонением тарелки автомата перекоса в
продольной плоскости и созданием управляющего момента
тангажа на кабрирование или пикирование; отклонением
тарелки автомата перекоса в поперечной плоскости, что
вызывает соответствующее отклонение
равнодействующей силы НВ и создание управляющего поперечного
момента на правый или левый крен.
Путевое управление для изменения направления
полета вертолета в горизонтальной (азимутальной)
плоскости осуществляют с помощью изменения общего
шага и соответственно тяги РВ.
Управление общим шагом НВ выполняют рычагом
объединенного управления «шаг-газ» путем
одновременного изменения угла установки всех лопастей НВ и
режима работы двигателей. Кроме того, имеются
рычаги раздельного управления двигателями, которые по-
3.2. Система управления
217
зволяют опробовать каждый двигатель без изменения
общего шага НВ, а также обеспечивают возможность
подбора необходимого режима работы в случае
вынужденного полета вертолета с одним работающим
двигателем. Для изменения частоты вращения НВ при
постоянном общем шаге на рычаге «шаг-газ» смонтирована
поворотная рукоятка коррекции, а на вертолетах Ми-17,
-24, -26 имеется тумблер перенастройки.
Продольно-поперечное управление выполняют
ручкой управления (ручкой циклического шага),
отклоняемой летчиком в нужном направлении (вперед, назад,
вбок). Путевое управление осуществляют с помощью
педалей, причем для поворота вертолета вправо летчик
отклоняет вперед правую педаль, для поворота влево —
левую.
Во всех каналах управления установлены
гидроусилители, которые работают по необратимой схеме и
одновременно являются рулевыми приводами автопилота.
Для создания необходимых усилий на ручке и педалях
управления, а также для снятия с них усилий на
установившихся режимах полета вертолета в системе
управления установлены пружинные механизмы загрузки с
электромагнитными муфтами (тормозами). Рычаг «шаг-
газ» не имеет загрузочного механизма, вместо него
применяется стопорение в любом заданном положении.
Предусмотрено также управление остановом
двигателей, тормозом трансмиссии и тормозами колес. На
вертолетах Ми-6, -24 стабилизатор выполнен управляемым
в полете, угол его установки изменяется соразмерно
общему шагу НВ.
Все рычаги управления вертолетом размещены в
кабине экипажа. На вертолетах Ми-6, -8, -17, -26
управление двойное: рычаги (педали) управления
кинематически связаны между собой и с управляющими
золотниками соответствующих гидроусилителей. На
вертолете Ми-24 в передней кабине на рабочем месте
оператора расположены органы управления небольших
размеров, позволяющие ему в необходимых случаях
управлять вертолетом. В полете органы управления
оператора могут быть отключены от системы управления и за*
фиксированы в походном (убранном) положении, но
могут находиться и в рабочем положении.

218 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Характерные особенности управления вертолетом:
несущая система подвижна относительно фюзеляжа и
выполняет одновременно функции рулей; продольное и
поперечное управление осуществляется не двумя, как у
самолета, а одним органом — автоматом перекоса;
эффективность органов управления незначительно зависит
от скоростного напора; рулевые приводы системы
управления нагружаются периодическими силами от
лопастей.
Система управления вертолета включает в себя:
автомат перекоса; механизм изменения шага РВ;
гидроусилители; загрузочные пружинные механизмы;
электромеханизмы снятия усилий; автопилот; демпферы
путевого управления; пневмомеханические агрегаты
торможения колес; командные рычаги и манипуляторы
(ручку циклического шага, рычаг «шаг-газ», педали, ручки
останова двигателей и тормоза трансмиссии, гашетки,
тумблеры, кнопки); проводку управления {тяги,
качалки, тросы, ролики и т. п.).
3.2.2. Конструкция основных агрегатов
Автомат перекоса представляет собой механизм
управления общим и циклическим шагом НВ,
позволяющий изменять модуль и направление равнодействующей
аэродинамических сил НВ. Изменение
равнодействующей по модулю осуществляется одновременным
увеличением или уменьшением углов установки лопастей на
одно и то же значение. Направление равнодействующей
меняется наклоном плоскости вращения тарелки
автомата перекоса, вызывающим циклическое изменение
углов установки лопастей по закону синуса в
зависимости от азимутального положения лопастей.
Автомат перекоса установлен на верхней крышке
главного редуктора и передает движение с невращаю-
щихся элементов системы управления на вращающиеся
лопасти (рис. 100). Вал НВ проходит внутри
направляющей ползуна общего шага, жестко закрепленной с
помощью шпилек на фланце главного редуктора. По
направляющей перемещается ползун с шарнирно
присоединенными к нему внутренним и наружном невращаю-
9.2. Система управления 219
щимися кольцами, а также качалками продольного и
поперечного управления. Оси отклонения колец
взаимно перпендикулярны, поэтому наружное кольцо может
отклоняться в двух плоскостях. На наружном кольце
Рис. 100. Автомат перекоса:
1 — тяга продольного управления; 2 — вращающаяся тарелка;
3—наружное кольцо автомата перекоса; 4 — внутреннее кольцо
автомата перекоса; 5 — регулируемая тяга управления лопастью;
6 — поводок; 7 — рычаг поворота лопасти; 8 — вал НВ; 9 —
ползун; 10 — радиально-упорный подшипник; // — направляющая
ползуна; 12 — тяга поперечного управления; 13 — рычаг общего
шага
на радиально-упорном подшипнике смонтирована
тарелка, которая приводится во вращение поводком,
соединенным с валом НВ. Концевые шарниры
вращающейся тарелки связаны регулируемыми тягами с
рычагами поворота лопастей в осевых шарнирах втулки.
Управление автоматом перекоса осуществляется
гидроусилителями, воздействующими на рычаг общего
шага и качалки продольного и поперечного управления.
Подсоединение тяг продольного и поперечного
управления к автомату перекоса относительно продольной оси

220 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
вертолета выполняется с углом опережения, для того
чтобы плоскость наклона оси конуса НВ совпадала с
продольной или поперечной плоскостью вертолета.
При отклонении тяги продольного управления
внутреннее невращающееся кольцо автомата перекоса
отклоняется на угол к, что вызывает поворот наружного
вращающегося кольца в том же направлении на тот же
угол. Вследствие этого при вращении НВ вертикальные
тяги перемещаются вверх-вниз на различные
расстояния и поворачивают с помощью рычагов лопасти на
различный в каждом азимутальном положении »фл угол фц.
Аналогичным образом изменяется угол установки
лопастей при отклонении тяги поперечного управления на
угол tj. Так происходит управление циклическим тагом
НВ (цикл изменения угла установки лопастей
соответствует обороту НВ): (pq=(Di»c — D2r\) sinij^—(Ат| +
+Dux) costyn, где D\ и D2 — передаточные числа
системы управления циклическим шагом НВ,
представляющие собой отношение между углом установки лопасти
и углами отклонения автомата перекоса в продольной
и поперечной плоскостях. У вертолета Ми-8, например,
D,= l,7, D2=[.
В результате циклического управления углом
установки и соответствующего изменения махового
движения лопастей конус НВ отклоняется вслед за автоматом
перекоса.
Ручное управление вертолетом — жесткой
конструкции, состоит из рычагов управления (ручек
циклического шага и рычагов общего шага), системы тяг и
качалок и трех гидроусилителей, соединенных с
автоматом перекоса. Гидроусилители продольного и
поперечного управления, работающие по необратимой схеме,
установлены на картере главного редуктора
непосредственно перед автоматом перекоса. Этим обеспечивается
значительная жесткость их установки, что необходимо
для исключения автоколебаний, уменьшения
протяженности силовой части цепи управления. Для
подсоединения тяг управления на корпусе каждого гидроусилителя
смонтирована качалка, соединенная звеном с качалкой
управления золотником. Силовой шток гидроусилителя
через систему тяг качалок воздействует на неподвижное
кольцо автомата перекоса.
3.2. Система управления
221
Управление общим шагом НВ и двигателями
двойное, жесткой конструкции. Оно состоит из двух
рычагов «шаг-газ», соединенных между собой с помощью
тяг и вала, системы тяг и качалок, гидроусилителя,
жесткой цепи управления двигателями и двух рычагов
раздельного управления двигателями. Тяги и качалки
проводки управления общим шагом проложены под
полом кабины экипажа и далее до редукторного отсека —
параллельно тягам продольно-поперечного управления.
На потолке центральной части фюзеляжа проводка
управления двигателями выведена из грузовой
(пассажирской) кабины в двигательный отсек, где тяги
присоединены к рычагам топливных насосов,
установленных с правой стороны каждого двигателя.
Принадлежность тяг к определенному каналу управления на
вертолетах типа Ми-2, -6, -8, -17 определяется по их
маркировке (табл. 5), а также по чертежным номерам.
Таблица 5. Маркировка тяг управления вертолета МИ-8
Канал управления
Продольное управление
Поперечное управление
Путевое управление
Управление общим шагом
Раздельное управление
двигателями:
левым
правым
Управление остановом
двигателя:
левого
правого
Число
маркировочных
колец
1
1
2
[
прерывистое
1
2
1
2
Цвет
маркировочных колец
Зеленый
Черный
»
Зеленый
Голубой
Красный
На вертолетах Ми-24 и Ми-26 на тягах написано, в
каком канале управления они установлены.
Ножное (путевое) управление — смешанной
конструкции, состоит из педалей, системы тяг и качалок,
гидроусилителя, мультипликатора, барабана, тросовой
проводки, втулочно-роликовой цепи. От педалей до муль-

222 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
типликатора путевое управление — жесткой
конструкции: тяги через систему качалок соединяют педали с
управляющим золотником гидроусилителя, а силовой
шток гидроусилителя поворачивает рычаг
мультипликатора и связанный с ним барабан. Мультипликатор
предназначен для преобразования относительно малого хода
тяги от гидроусилителя в достаточно большое
перемещение тросовой проводки, закрепленной на барабане,
что обеспечивает потребную жесткость управления при
небольшом диаметре применяемого троса. Для
повышения надежности управления тросовая проводка
двойная. Тросы заканчиваются втулочно-роликовой цепью,
перекинутой через звездочку хвостового редуктора.
Вращение звездочки преобразуется винтовой парой в
поступательное движение штока хвостового редуктора,
которое через втулку РВ осуществляет изменение шага
лопастей винта.
Необходимость применения подобной смешанной
конструкции системы путевого управления обусловлена
тем, что непосредственный орган управления (РВ)
расположен на значительном расстоянии от силового
механизма управления (гидроусилителя), установленного
на картере главного редуктора. При полете вертолета
обе ветви тросовой проводки деформируются вместе с
хвостовой балкой (без относительных перемещений),
поэтому упругие деформации хвостовой балки влияют
лишь на натяжение тросов и трение в системе.
Педали путевого управления параллелограммного
типа имеют регулировку по росту летчика, предельные
отклонения педалей ограничены упорами. На опорных
площадках педален установлены гашетки с концевыми
выключателями для управления механизмами загрузки
и включения автопилота в режим согласования.
Тяги от качалки педалей левого летчика проложены
параллельно тягам продольного и поперечного
управления. При перемещении левой педали вперед шток
хвостового редуктора идет на выпуск, шаг лопастей и
соответственно тяга РВ уменьшаются, вертолет
поворачивается относительно вертикальной оси влево. При
перемещении правой педали вперед шток хвостового
редуктора идет на уборку, шаг лопастей РВ увеличивается,
вертолет поворачивается вправо.
3.2. Система управления 223
Перемещая педали, летчику необходимо
преодолевать усилие от шарнирных моментов лопастей РВ и
силу трения, возникающую в винтовой паве. Ввиду того
что эти усилия значительны, путевое управление осуще-
Рис. 101. Механизм изменения шага рулевого винта:
/ — тяга поворота лопасти; 2 — крестовина; 3—втулка РВ; 4 —
ползун; 5 — корпус хвостового редуктора; 6 — винтовая пара;
7 — звездочка; 8 — стакан; 9 — шток; 10 — вал хвостового
редуктора
ствляется также с помощью необратимого
гидроусилителя, а педали загружаются пружинами по типу ручки
управления циклическим шагом НВ.
Механизм изменения шага РВ (рис. 101) состоит из
втулки, крестовины, соединенной тягами с рычагами
поворота лопастей, ползуна, стакана и штока, связанного
винтовой парой со звездочкой. Винтовая пара
расположена в корпусе хвостового редуктора и представляет
собой многозаходную резьбу на штоке и гайку,
выполненную заодно со звездочкой. При вращении звездочки,
связанной втулочно-роликовой цепью, тросами я
тягами с системой путевого управления вертолета, шток
хвостового редуктора с помощью винтовой пары и на.-

224 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
правляющих шлицев стакана будет перемещаться
поступательно, не вращаясь при атом, вдоль оси вала
хвостового редуктора. Поскольку шток через подшипник
связан с ползуном, одновременно будут перемещаться
и ползун с крестовиной, изменяя углы установки
лопастей РВ.
На вертолетах Ми-17, -24, -6, -26 в системе путевого
управления установлен гидравлический демпфер,
который создает дополнительные усилия на педалях при их
перемещении с большой скоростью с помощью
дросселирования перетекающей в нем жидкости. При этом
демпфер сигнализирует летчику о превышении
допустимой скорости перемещения правой педали вперед,
которое может привести к нерасчетному увеличению
динамических нагрузок на хвостовую трансмиссию при
резком увеличении шага РВ.
На вертолете Ми-26 гидроусилитель путевого
управления установлен не на главном редукторе, а на
концевой балке рядом с хвостовым редуктором. Усилия от
силового механизма к исполнительному передаются
напрямую, отсутствуют тросовая проводка, червячная
пара, звездочка и втулочно-роликовая цепь.
Управление стабилизатором на вертолетах Ми-2,-6,
-2-4 служит для изменения угла установки
стабилизатора при изменении общего шага НВ и улучшения
тем самым характеристик балансировки и
управляемости вертолета на режимах горизонтального полета. При
увеличении общего шага НВ носок стабилизатора
поднимается вверх, вследствие чего подъемная сила
стабилизатора увеличивается и создается дополнительный
момент пикирования, компенсирующий момент
кабрирования от НВ. Конструкция проводки управления
стабилизатором смешанная: движение от ползуна автомата
перекоса через качалки и тяги передается на сектор, а от
сектора — тросами на барабан винтового механизма,
который поворачивает стабилизатор на заданный угол.
Управление тормозом трансмиссии осуществляется
рычагом, установленным на главном редукторе и
соединенным тросом с ручкой в кабине экипажа. Управление
тормозом сблокировано с системой запуска двигателей
таким образом, что запуск возможен только при
полностью расторможенной трансмиссии.
3.2. Система управления
225
Механическая проводка управления представляет
собой неотъемлемый компонент всей системы управления
современного вертолета и состоит из следующих
основных элементов: тяг, качалок, рычагов, направляющих,
роликов, секторов, тросов.
Тяги, изготовленные из дуралюминовых труб,
проложены по конструкции вертолета в роликовых
направляющих. За счет таких промежуточных опор на
роликах увеличивается собственная частота изгибных
колебаний тяги, исключается возможность возникновения
опасных резонансных колебаний. На концах тяг
устанавливают унифицированные стальные наконечники
регулируемой длины. В отсеках двигателей и главного
редуктора вертолета Ми-26 тяги изготовлены из
титанового сплава и специальных наконечников не имеют.
Шарнирные соединения тяг с качалками, а также тяг
между собой осуществляются с помощью сферических
шарикоподшипников закрытого типа. Проводка
управления обеспечивает минимальные трения и люфты в
системе управления и обладает высокой
эксплуатационной надежностью.
Гибкая тросовая проводка применяется в
управлении рулевым винтом и стабилизатором на участке
хвостовой части фюзеляжа, а также в управлении
тормозом трансмиссии и кранами останова двигателей. Для
увеличения жесткости тросовой проводки без
существенного увеличения массы конструкции ход проводки
делают достаточно большим (более .1 м), вследствие
чего уменьшаются нагрузки и упругие деформации
тросов. Тросовая проводка путевого управления
заканчивается втулочно-роликовой цепью, которая через
специальное звено соединена болтами с наконечниками
тросов. Для повышения надежности тросовая проводка в
системе управления двойная.
Для исключения искрообразования от статической
электризации и обеспечения удовлетворительного
радиоприема во время полета требуется металлизация
всех подвижных сочленений, изолированных друг от
друга детален конструкции. Металлизацию тяг,
качалок, тросов (у тандеров) выполняют перемычками из
медной луженой плетенки.
8 Зак. 786

226 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Управление торможением колес шасси осуществляют
с помощью пневматической системы вертолета,
благодаря чему достигаются простота конструкции привода,
небольшие массы и размеры агрегатов торможения и
трубопроводов, безопасность в пожарном отношении.
В систему торможения колес входят гашетка,
смонтированная на ручке управления летчика,
пневматический агрегат управления, редукционный клапан,
тормозные цилиндры колес, сигнализатор давления, обратный
клапан, трубопроводы пневматической системы
вертолета. Торможение колес летчик осуществляет нажатием
на гашетку, соединенную тросом с качалкой, которая
давит на толкатель редукционного клапана. В
зависимости от силы нажатия на толкатель клапана сжатый
воздух редуцируется и поступает в полость
пневматического агрегата управления, который срабатывает и
перепускает воздух из баллонов в тормозные цилиндры
колес. Для растормаживания колес летчик отпускает
гашетку; при этом воздух из управляющей магистрали
пневмосистемы и тормозной магистрали колес
стравливается в атмосферу.
При действии всеми перечисленными рычагами
управления летчик прилагает определенные усилия,
формируемые главным образом специальными
механизмами загрузки.
Пружинные механизмы загрузки предназначены для
создания положительного градиента усилий на ручке и
педалях управления, так как гидроусилители,
работающие по необратимой схеме, таких усилий не создают.
При отклонении ручкн или педалей управления при
обесточенном электромагнитном тормозе пружина
механизма загрузки сжимается, и усилие через качалки и тяги
передается на ручку или педали. Чем больше их
отклонение, тем большее усилие ощущает летчик.
При изменении режима полета вертолета
изменяются балансировочные положения органов управления, при
этом на рычагах управления возникают усилия,
которые утомляют летчика. Для снятия этих усилий в
длительном полете или, наоборот, создания необходимых
усилий без перемещения самой ручки управления
служат электромеханизмы градиента усилий (МГУ),
объединяющие электромагнитный тормоз и электродвига-
3.2. Система управления 227
тель. Управление МГУ осуществляется летчиком с
помощью кнопки триммера или восьмипозиционного
переключателя, расположенных на ручке
продольно-поперечного управления. При нажатии кнопки
происходит растормаживание электромагнитных муфт в МГУ
как продольного, так и поперечного управления, и
усилия на ручке от пружинных механизмов загрузки
мгновенно снимаются. При установке восьмипозиционного
переключателя в определенное положение
обеспечивается плавное изменение усилий на ручке или ее
перемещение.
Рассмотренные усилия действуют на так
называемом добустерном участке системы управления, в
который входят рычаги управления, тяги и качалки,
соединяющие эти рычаги с соответствующими золотниками
гидроусилителей. Эти усилия, помогающие летчику
правильно ощущать и пилотировать вертолет, невелики и
практически не лимитируют условия летной
эксплуатации.
Определяющее значение имеют усилия, действующие
в так называемой забустерной части системы
управления, включающей рычаги и тяги поворота лопастей НВ,
автомат перекоса, тяги, рычаги и качалки, соединяющие
автомат перекоса с гидроусилителями, детали
крепления гидроусилителей на главном редукторе, а также
соответствующую часть системы путевого управления от
РВ до гидроусилителя. Эти усилия весьма значительны
н в определенной мере лимитируют условия летной
эксплуатации вертолетов.
3.2.3. Усилия в системе управления
Шарнирный момент каждой лопасти Мш.л
воспринимается на плече гр вертикальной тягой, соединяющей
рычаг поворота лопасти с вращающейся тарелкой
автомата перекоса. При этом осевое усилие в тяге создает
на тарелке автомата перекоса момент -Ма.п = Рг&.п —
= Мш.лгВшП/гр.
Этот момент представляет собой сумму отдельных
гармонических составляющих, т. е. изменяется по
азимуту вращения лопасти. Поэтому переменным по оме-
8*

228 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
таемому НВ диску оказывается и суммарный момент,
действующий на автомат перекоса ог всех пл лопастей
НВ: Afj, = / (фл). Этот момент имеет продольную и
поперечную составляющие, которые создают усилия
соответственно в системе продольного и поперечного
управления.
Помимо рассмотренных моментов на автомат
перекоса действует суммарная осевая сила <SS = плР,
которая создается также шарнирными моментами
лопастей и непрерывно изменяется во времени, нагружая
систему управления общим шагом НВ.
Закономерности суммирования шарнирных моментов
лопастей таковы: постоянная часть шарнирного
момента Мшо создает постоянную часть усилий только в
системе управления общим шагом; первая гармоника
шарнирного момента создает постоянную часть усилий в
системе продольно-поперечного управления; вторая и
последующие более высокие гармоники шарнирного
момента создают переменную часть усилий во всех
каналах управления с частотами, кратными числу лопастей
НВ.
Изложенные правила суммирования шарнирных
моментов справедливы только при условии, что все
лопасти совершенно одинаковы. Если же какая-нибудь одна
лопасть существенно отличается от остальных по своим
аэродинамическим, массовым и жесткостным
характеристикам, изложенные выше правила суммирования
шарнирных моментов лопастей на втулке НВ нарушаются.
Усилия в системе управления НВ распределяются и
воспринимаются следующим образом. Вертикальные
тяги, соединяющие лопасти с тарелкой автомата
перекоса, нагружаются осевыми силами от каждой лопасти.
Невращающееся кольцо автомата перекоса, тяги и
качалки, соединяющие автомат перекоса с
гидроусилителями, детали крепления гидроусилителей нагружаются
суммарными осевой силой Se и моментом Ms ,
возникающими в результате взаимодействия и суммирования
шарнирных моментов Мш всех лопастей НВ. При этом
суммарная осевая сила нагружает детали управления
общим шагом, а суммарный момент — детали
управления циклическим шагом НВ (рис. 102).
3.2. Система управлений 229
Гидроусилители полностью воспринимают
действующие на них силы и передают их на тот элемент
конструкции фюзеляжа, к которому они крепятся.
Следовательно, система управления является необратимой, т. е.
Рис. 102. Силы и моменты, действующие на тарелку
автомата перекоса
усилия от шарнирных моментов лопастей не передаются
на рычаги управления в кабине экипажа.
Амплитуда переменной части усилий в системе
управления определяется прежде всего скоростью и
высотой полета (рис. 103). Аналогичным в принципе
образом изменяются по скорости и высоте полета н
постоянные компоненты рассматриваемых усилий.
Отмеченный характер изменения усилий в системе управления
обусловлен срывом потока при обтекании лопастей НВ
на больших скоростях и высотах полета, что вызывает
значительное увеличение шарнирных моментов.
Усилия в системе управления существенно
возрастают также при энергичном маневрировании, особенно
при маневрировании с большой исходной скоростью и
высотой полета, т. е. при большом значении общего
шага НВ.
Поэтому детали забустерной части системы
управления НВ, подвергающиеся действию значительных знако-

1сть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
переменных нагрузок, имеют, как правило,
ограниченный ресурс по условиям выносливости в сравнении с ре-
LPL-
16
io-'н
/
/WW
Л^оп
&ош
150 200 250 У,кф
10г,Н
^TlPOfl
йРт
Мш
щ
16
12
В
1,0 1,2 1/t 1,6 1,8 Пу.
Рис. 103. Зависимость амплитуды переменной части
усилий в системе управления НВ от скорости
горизонтального полета и нормальной перегрузки при
маневрировании
сурсом планера. Кроме того, именно недопустимое
возрастание усилий б забустерной части система
управления— одна из основных причин ограничения макси-
3.2. Система управления 231
мальной скорости полета и маневренной перегрузки
современных вертолетов.
Рассчитанные и замеренные на всех
эксплуатационных режимах полета усилия в элементах забустерной
части системы управления используют для определения
потребных силовых параметров гидроусилителей. При
этом усилие Р на исполнительном штоке
гидроусилителя при нулевой скорости штока и минимальном рабочем
давлении в гидросистеме определяется из соотношения
0,7P»S0, где .So — постоянная составляющая нагрузки,
действующая на шток от шарнирных моментов
лопастей; значение 0,7 Р выбирают по самому
нагруженному каналу управления, с тем чтобы во всех каналах
управления использовать однотипные гидроусилители.
По известным значениям постоянной составляющей
нагрузки So оценивают запасы статической прочности
невращающегося кольца автомата перекоса, тяг,
качалок, кронштейнов крепления качалок и гидроусилителей
и других механических элементов забустерной части
системы управления. Переменные составляющие усилий
определяют динамическую (усталостную) прочность и
ресурс указанных элементов.
3.2.4. Особенности эксплуатации
Наибольшего внимания и контроля в условиях
эксплуатации требует тросовая проводка.
Суммарное усилие в тросах от эксплуатационных
нагрузок N—N0+Ns+Ny, где N0 — усилие
предварительного натяжения; Na — усилие от эксплуатационной
нагрузки; Ny—усилие в тросах, возникающее при
деформации фюзеляжа.
Усилие No обусловлено большой разницей
коэффициентов линейного расширения стальных тросов и ду-
ралюминовой хвостовой балки, поэтому на
предварительное натяжение троса оказывает влияние изменение
температуры. Учитывая это, N0 выбирают в расчетах
для максимально допустимых отрицательных
температур, а в эксплуатации выполняют сезонную
регулировку натяжения тросов для зимнего и летнего периодов.
Потребное натяжение тросов для различных температур

232 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
воздуха определяют по графикам соответственно для
зимней и летней эксплуатации. Натяжение троса
замеряют с помощью тензометра, имеющего сменные упоры
для тросов различных диаметров.
Наиболее распространенные неисправности тросовой
проводки: потертость (заершенность) тросов, обрыв
отдельных нитей или прядей, нагартовка в местах
перегибов на роликах, нарушение заделки троса в
наконечник, коррозия.
Потертость (заершенность) обнаруживают, протирая
трос ветошью или ватой. Потертость и блеск троса —
внешний признак перетирания нитей и нагартовки
(наклепа). В сомнительных случаях перегибают трос, при
этом потертые или нагартованные нити
переламываются. Нарушение заделки (вытяжку) троса в наконечник
можно определить по смещению окрашенной (красной)
нити, вплетенной в трос у торца наконечника. Коррозия
на тросах недопустима, и если она не удаляется
салфеткой, смоченной в керосине, трос подлежит замене.
Другие способы удаления коррозии не применяют,
чтобы не снизить прочность троса. Тросы для защиты от
фреттинг-коррозии пропитывают перед установкой бен-
зино-масляной смазкой (70% бензина Б-70 и 30%
моторного масла типа МК, МС). Трос погружают в
смазку на 30... 40 мин, после чего удаляют излишки смеси
ветошью. Смазка глубоко проникает в витки прядей,
затем бензин испаряется, а оставшееся масло смазывает
нити и предохраняет их от коррозии. Снаружи трос
регулярно смазывают при выполнении регламентных
работ консистентной смазкой типа ЦИАТИМ-201 (АМС-3),
закрывая таким образом доступ влаги к поверхности
металла.
Закручивая (раскручивая) тандеры, тросы
натягивают таким образом, чтобы разность натяжения обеих
ветвей троса не превышала 100 Н. После регулировки
проверяют заход резьбовой части наконечника троса в
муфту тандера и контрят его проволокой.
Неправильная контровка тандеров вызывает рассоединение тросов
под воздействием знакопеременных нагрузок и
вибраций и может привести к тяжелым последствиям из-за
отказа тросовой проводки.
Забустерная часть системы управления в редуктор-
3.2. Система управления 233
ном отсеке вертолета подвергается в эксплуатации
осмотрам, очистке от грязи и пыли и смазке. При
проведении осмотров проверяют, нет ли разрушения деталей,
трещин и царапин на них, люфтов, заедания и выпрес-
совкн подшипников, деформации тяг, повреждения или
среза резьбы болтов и гаек крепления, разрушения
защитных чехлов тяг и масленок. Подозрительные места
осматривают с помощью лупы, а при необходимости
применяют метод красок или другие методы
неразрутающего контроля. Детали, имеющие механические
повреждения, должны быть заменены. Кроме того, при
осмотрах проверяют зазоры между подвижными и
неподвижными агрегатами н деталями, которые должны
составлять не менее 5 мм, а также люфты в шарнирных
соединениях. В случаях выхода люфтов за пределы
допусков, замены агрегатов системы забустерного
управления при выработке ресурсов или обнаружении
неисправностей, а также замечаний летного экипажа об
ухудшении характеристик управляемости вертолета
выполняют регулировку системы управления согласно
инструкции по технической эксплуатации.
При уходе за автоматом перекоса, тягами и
качалками забустерной части системы управления
необходимо удалять грязь и пыль салфеткой, смоченной
бензином, не допуская, однако, попадания бензина в
подшипники закрытого типа.
В процессе эксплуатации систематически проверяют
ручки, рычаги, педали, загрузочные механизмы,
качалки, тяги, направляющие ролики, тросы и другие
механические элементы проводки управления на износ и
повреждения. Между подвижными элементами системы
управления и неподвижными деталями конструкции
вертолета должен быть зазор не менее 3 мм, между двумя
подвижными элементами — не менее 5 мм, а между
головками болтов крепления тяг и элементами
кронштейнов— не менее 2 мм. Не должно быть погнутости и
смятия труб, их механические или коррозионные
повреждения устраняют шлифовальной шкуркой с
последующим восстановлением защитного покрытия. Проверку
усилий трения в проводке управления и на командных
рычагах выполняют с применением динамометра, при
этом усилия должны плавно нарастать по мере хода

234 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
рычага от нейтрального до крайнего положения. Во
всех шарнирных соединениях применяют смазку тнпа
ЦИАТИМ-201, которая зашприцовывается с помощью
рычажно-плунжерного шприца через пресс-масленки
шарниров и подлежит регулярной замене в процессе
эксплуатации.
Опробование управления с помощью наземной
^гидроустановки является заключительной регламентной
работой, в процессе которой проверяется
работоспособность всех каналов управления, плавность перемещений,
отсутствие затяжеления, заеданий.
Особое внимание при осмотрах следует обращать на
состояние затяжки и контровки всех резьбовых
соединений элементов системы управления. Ослабление
контровки и затяжки болтов, соединяющих тяги и качалки,
может привести к самоотворачиванию гайки, выпадению
болта и рассоединению в конечном счете проводки
управления с тяжелыми последствиями. В связи с этим
важное значение приобретает правильное выполнение
контровки разъемных соединений. При контровке
стопорными шайбами не допускаются трещины и надрывы
в месте сгиба лепестков шайбы, а также
расплющивание лепестков при загибе. При контровке шплинтами
недопустимы надрывы, трещины и смятие шплинта,
расплющивание и перекручивание его концов. Нельзя
загибать лепестки стопорной шайбы и -использовать шплинт
более одного раза. При контровке проволокой
недопустимы зазоры между витками, надрывы и
перекручивание, а также прогибы и слабина проволоки. Концы
проволоки должны быть плотно перевиты и
поджаты.
Разъемные соединения проводки управления,
подвергающиеся разборке в процессе выполнения
регламентных работ или замены отдельных агрегатов, подлежат
пооперационному контролю. При этом осуществляют
фотографирование разъемных соединений с целью
документального подтверждения правильности и качества
монтажа разъемного соединения, наличия болта, гайки,
шайбы и контровки. Кроме того, на фотографии
должны быть заводской номер вертолета, дата и вид
проводимых работ, условный номер или наименование
разъемного соединения системы управления.
S.2. Система управления 235
3.2.5. Гидравлическая система
Гидросистема современных вертолетов
предназначена для питания рулевых приводов, создающих
необходимые усилия перемещения рабочих органов
управления и других механизмов. Принцип действия
гидросистемы основан на преобразовании энергии давления
жидкости, создаваемой насосом, в механическую
энергию перемещения исполнительных органов.
Вертолет Ми-2 имеет одну гидросистему, вертолеты
Ми-6, -8, -17 — основную и дублирующую, вертолет
Ка-32— еще и вспомогательную. Основная
гидросистема обеспечивает питание всех гидроусилителей,
дублирующая резервирует основную и включается в работу
при ее отказе. Вспомогательная гидросистема
обслуживает гидромеханизмы торможения колес, открытия и
закрытия створок, трапов, уборки и выпуска шасси,
изменения клиренса вертолета и других устройств.
Каждая гидросистема независимо от ее назначения
состоит из нескольких основных участков: силового,
куда входят источники давления; аккумулирования
гидравлической энергии; распределительного (командно-
регулирующего); рабочего, преобразующего энергию
жидкости в механические перемещения исполнительных
органов.
Силовой участок гидросистемы включает в качестве
источников давления гидронасосы постоянной или
переменной производительности с приводом от главного
редуктора. На вертолетах Ми-6, -26 и Ка-32 во
вспомогательной гидросистеме используют также насос с
электрическим приводом н ручной насос. На всех
вертолетах гидронасосы установлены на главном
редукторе и при отказе двигателей работают с нормальной
подачей на режиме самовращения НВ.
Чем больше мощность, потребляемая гидронасосом,
тем более нагружен он сам и потребители давлением
жидкости, особенно в периоды, когда расход жидкости
отсутствует. Эту мощность можно снизить путем
уменьшения либо давления жидкости на выходе из насоса,
либо его подачи. На вертолетах Ми-6, -8 используют
гидросистемы нерегулируемой подачи с насосами
постоянной подачи и автоматом разгрузки, а вертолеты

236 Часть 8. Конструкция и техническая эксплуатация
более поздних выпусков имеют гидросистемы с
насосами переменной подачи. Давление, создаваемое
насосами, колеблется от 6,2 ... 8,3 МПа (62 ... 83 кгс/см2) на
вертолете Ми-2 до 16... 31 МПа (160... 210 кгс/см2) на
вертолете Ми-26, при этом подача составляет 8 л/мин
и 39 л/мин соответственно.
Участок аккумулирования гидравлической энергии
включен в гидросистему для накопления энергии
давления в виде энергии сжатого азота с целью
превращения ее в энергию жидкости при работе потребителей.
Основной агрегат этого участка — гидроаккумулятор,
кратковременно повышающий мощность гидросистемы.
Он компенсирует расход жидкости в системе в случае
утечек или при работе потребителей, вследствие чего
увеличивается время работы насоса на холостом
режиме. Кроме того, гидроаккумулятор уменьшает
пульсации давления в системе, вызванные работой насосов, и
сглаживает гидроудары. На вертолетах Ми-26
дополнительно к гидроаккумуляторам устанавливают
гасители пульсаций, обеспечивающие поглощение забросов
давления рабочей жидкости в магистралях,
создаваемых насосами (гидроусилителями) или вызванных
быстрым срабатыванием агрегатов системы.
Распределительный участок обычно состоит из
гидроблока, в котором объединены почти все командно-
регулирующие, предохранительные, фильтрующие
гидросистемы, а также гидробаки. Для осуществления бес-
кавитационной работы гидронасосов может быть
предусмотрен наддув гидроблоков воздухом, отбираемым
от компрессоров двигателей и редуцируемым до
давления около 0,4 МПа (4 кгс/см2). Использование
гидросистемы при неработающих двигателях
обеспечивают подключением к бортовому штуцеру аэродромного
источника сжатого воздуха, а в случае отсутствия
последнего используют ручной пневмонасос, рукоятка
которого выведена в лючок бортовой зарядки
гидросистемы.
Гидроусилитель является гидроэлектромеханическим
силовым исполнительным механизмом и представляет
собой следящее устройство, воспроизводящее движение
механической проводки системы управления с
многократным силовым усилием за счет энергии гидравличе-
3.2. Система управления
237
екой жидкости. Поскольку в системе управления
большинства современных вертолетов установлен
автопилот, гидроусилитель представляет собой
комбинированный агрегат управления, который может работать в
следующих режимах: ручного управления при
непосредственном управлении летчиком; комбинированного
управления при включенном автопилоте, когда КАУ
работает от ручного управления с коррекцией от
сигналов автопилота; перегонки (только в системе
путевого управления), когда шток КАУ от сигналов
автопилота достигает заданного ограничения и перемещается
дальше вместе с педалями в пределах полного
диапазона хода путевого управления. Принцип действия КАУ:
при ручном управлении — гидромеханический, при
комбинированном — гидроэлектромеханический.
Основными узлами КАУ являются силовой
гидроцилиндр, закрепленный на кронштейне фюзеляжа, и
исполнительный силовой шток с поршнем, с помощью
которого усилие, создаваемое давлением рабочей
жидкости в полости гидроцилиндра, передается
управляемым элементам вертолета. КАУ постоянно соединен
трубопроводами с нагнетающими и сливными
магистралями основной и дублирующей гидросистем. Усилие
на исполнительном штоке силового цилиндра
гидроусилителя пропорционально площади поршня и давлению
гидравлической жидкости. Скорость перемещения
штока определяется количеством жидкости, поступающей
в силовой цилиндр. При этом максимальное усилие на
штоке соответствует нулевой скорости его
перемещения, а максимальная скорость перемещения штока —
нулевой нагрузке на него. Зависимость усилия на
штоке от скорости его перемещения называется внешней
или нагрузочной характеристикой гидроусилителя
(рис. 104), которая снимается при постоянном
рабочем давлении. Для обеспечения безопасности полетов
вертолета потребные при маневрировании усилия и
скорость перемещения штока не должны превышать
предельные располагаемые возможности
гидроусилителя (верхняя кривая на рис. 104).
Гидроусилители крепят с помощью кронштейнов или
специальных плит, которые нагружаются
значительными усилиями, создаваемыми НВ. Поэтому в эксплуата-

238 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
ции регулярно осматривают и проверяют эти
кронштейны и плиты на отсутствие трещин.
Гидродемпфер в системе путевого управления
предназначен для ограничения скорости перемещения
педалей управления, а также стабилизации скорости
перегонки гидроусилителя путевого управления при вклю-
Рис. 104.
Нагрузочная
характеристика
гидроусилителя
p-io~iH
ченном автопилоте. Если к штоку гидродемпфера
прикладывают усилие на перемещение от педалей путевого
управления, в одной из полостей цилиндра этого
гидроагрегата давление жидкости повышается. При этом
за счет перетекания жидкости из полости повышенного
давления в другую полость цилиндра через небольшие
отверстия в пакете шайб дроссельного распределителя
создается демпфирование, противодействующее
первоначальному усилию. Чем больше прикладываемое к
штоку усилие, тем сильнее демпфер противодействует
перемещению штока» предотвращая возможность
резкого отклонения летчиком педалей управления.
При приложении летчиком к правой педали
значительного усилия резко увеличивается перепад
давления между магистралью подпитки и полостью
цилиндра, а когда этот перепад достигает заданного
значения, срабатывает дифференциальный сигнализатор
давления, и на приборной доске летчика загорается
сигнальное табло ВЕЛИК ТЕМП ДАЧИ ПЕДАЛИ. В то
же время в аварийной ситуации или в боевой обста-
3.2. Система управления 239
новке, когда жизненно необходим энергичный поворот
вертолета по курсу, при приложении к штоку усилия
свыше заданного срабатывает перегрузочный клапан,
и рабочая жидкость перетекает из полости с
повышенным давлением в другую полость. При этом летчик
может достаточно быстро переместить педали.
Ограничение скорости перемещения педалей, а
следовательно, и скорости изменения тяги РВ позволяет
существенно уменьшить динамическую нагруженность
хвостовой трансмиссни и потребляемую ею мощность.
Электромагнитные краны предназначены для
включения КАУ на режим комбинированного управления,
включения в работу гидродемпфера, включения или
отключения раздвижных тяг управления оператора
боевого вертолета. Краны могут быть двух- и трехпозици-
онными, управление кранами — электродистанционное.
Простейший двухпозиционный кран состоит из
корпуса, золотниковой пары, электромагнита со
стандартным штепсельным разъемом и других деталей. При
выключенном электромагните золотник под действием
пружины перемещается к электромагниту и соединяет
полость управляемого агрегата со сливом. При
включенном электромагните золотник под действием штока
отходит от электромагнита и соединяет полости
агрегата и насоса.
Рабочая • жидкость АМГ-10, которая применяется в
качестве рабочего тела во всех гидросистемах,
является легким нефтяным маслом с добавлением
загустителя для повышения вязкости и красителя красного
цвета. Смазывающая способность масла достаточна для
предотвращения износа гидроустройств. Однако при
длительной работе происходит постепенное снижение
вязкости масла, поэтому необходимо заменять его в
случае снижения вязкости ниже 8 сСт при 50°С.
Замену масла выполняют после предварительной
промывки гидросистемы чистым маслом. Залнвку свежего
масла осуществляют из наземной гидроустановки через
штуцер закрытой заправки или через горловину бака
с применением специальной воронки, после чего из
системы удаляют воздух.
Кондиционность масла проверяют не реже 1 раза,
а на пыльных аэродромах — 2 раза в год, обычно при

240 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
подготовках к осенне-зимней и весенне-летней
эксплуатации вертолетов. Отбор проб масла для
лабораторного анализа осуществляют из всех гидросистем через
сливные устройства в количестве 0,5 л. Наличие
механических примесей проверяют путем фильтрования
приблизительно 250 мл масла АМГ-10, слитого из
гидросистем через беззольный фильтр. При содержании
механических примесей до 0,005% по массе масло
считается чистым.
Масло в гидросистемах вертолетов, находящихся на
хранении более 2 лет, допускают к применению после
проверки кинематической вязкости, содержания
механических примесей, кислотного числа и температуры
вспышки. Если вертолет находится на хранении более
4 лет, то перед вводом его в строй масло заменяют на
свежее.
Нарушение герметичности гидросистемы и
попадание масла на горячие детали силовой установки
вызывают его воспламенение (температура вспышки масла
92°С), что может привести к пожару. Опасность
усугубляется тем, что выброс масла может происходить
под высоким давлением.
Контроль работоспособности гидросистемы
осуществляют по давлению, выведенному на указатели в
кабину экипажа, а также по загоранию сигнальных табло
(ламп), свидетельствующих об отказе или работе
системы, о понижении уровня жидкости в гидробаках
ниже допустимого, повышении температуры жидкости
сверх допустимой, отказе насосов, отсутствии наддува
гидробаков. Сигнальные табло (лампы) могут быть
включены через систему аварийной сигнализации (САС),
а сами сигналы регистрироваться в бортовых
устройствах типа «Тестер У-3», «Экран», САРПП-12 и др.
Для систем с автоматами разгрузки гидронасоса
одним из основных признаков неисправности является
уменьшение периодичности срабатывания автомата в
полете или быстрое самопроизвольное падение
давления на земле при неработающих потребителях.
Увеличение частоты срабатывания автомата разгрузки
обнаруживают по учащению колебаний стрелки манометра
в диапазоне рабочего давления. Проверку исправности
автомата разгрузки проводят от наземной гидроуста-
3.2. Система управления 241
новки, с помощью которой определяют значения Ртах
и Pmia, а также время падения давления от Ртах до
Pmin при неработающих потребителях. Если при этом
обнаруживают колебания стрелки манометра или
падение давления ниже минимального, проверяют зарядку
гидроаккумулятора азотом специальным
приспособлением. Дополнительный фактор, свидетельствующий об
исправности гидросистемы, — плавное, без рывков и
заеданий перемещение органов управления.
Условия эксплуатации оказывают на
работоспособность гидросистемы значительное влияние. В отличие
от конструктивных элементов планера и других систем
существенны не только внешние климатические
условия, продолжительность работы агрегатов системы, но
и температурный режим работы агрегатов, колебания
и пульсации давления, длительность работы насосов
под нагрузкой, внутренняя и внешняя герметичность
агрегатов, изменение свойств масла АМГ-10 при
эксплуатации.
Надежность гидросистемы зависит от загрязнения
масла АМГ-10 посторонними частицами, которые могут
попадать в рабочую жидкость различными путями: с
пылью, находящейся в воздухе, до заливки жидкости в
систему; из трубопроводов или агрегатов; при
выполнении монтажных работ; через заливные горловины
при открытой заправке. При работе гидросистемы
вследствие износа трущихся поверхностей
гидроагрегатов и уплотнений загрязненность жидкости
увеличивается. Часть загрязнителей находится в жидкости во
взвешенном состоянии. Частицы, циркулируя вместе с
жидкостью, попадают в зазоры плунжерных и
золотниковых пар и могут вызвать значительное увеличение
усилий для перемещения или даже их заклинивание.
Техническое обслуживание гидросистемы
выполняют при подготовках вертолета к полетам и на
регламентных работах. Обязателен при этом внешний
осмотр гидросистемы с целью выявления ее
негерметичности. В эксплуатации наибольшее число случаев
нарушения герметичности приходится на долю
гидрошлангов. Негерметичность шлангов обнаруживают по
отпотеванию или даже легкому замасливанию оплетки.
Единственным местом, где допускается ограниченная

242 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
(около 0,4 см3/ч) негерметичность, является уплотнение
подвижного штока гидроусилителя.
При внешнем осмотре проверяют также заправку
гидробаков, состояние и надежность крепления
агрегатов, трубопроводов, наличие допустимых монтажных
зазоров. Особое внимание уделяют трубопроводам,
имеющим овальные поперечные сечения, вмятины и
потертости. При длительной работе трубопровода
имеющего значительную овальность в месте наибольшей
кривизны, в условиях пульсирующего рабочего давления
могут появиться усталостные трещины на внутренней
стенке с последующим выходом наружу. При осмотре
также обращают внимание на узлы крепления (отбор-
товку) трубопроводов.
Обнаруженное подтекание рабочей жидкости через
ниппельное соединение трубопроводов при его
нормальной затяжке указывает на необходимость замены
дефектной детали соединения. Дополнительная затяжка
соединения не устраняет негерметичности, а вызывает
еще большие деформацию и негерметичность. Поэтому
монтаж и подсоединение трубопроводов к агрегатам
для обеспечения надежной работы должны
выполняться без значительного натяга и перекосов. Во всех
случаях запрещается производить монтаж (демонтаж) и
подтяжку соединений трубопроводов, находящихся под
давлением.
Регламентные работы на гидросистеме включают
следующие профилактические операции: слив и
проверку отстоя масла АМГ-10 из фильтров грубой очистки
для оценки возможности его дальнейшей эксплуатации;
осмотр и промывку фильтров грубой, тонкой очистки и
гидроусилителей; осмотр и промывку воздушных
фильтров, установленных в линии дренажа (наддува)
гидробаков; проверку давления зарядки гидроаккумуляторов
азотом. После выполнения регламентных работ, как и
в случаях замены агрегатов, устранения
негерметичности, обязательна проверка работоспособности
гидросистемы от наземной гидроустановки.
Наземная гидроустановка представляет собой
гидросистему, размещенную на автомобильном шасси, и
позволяет создавать рабочее давление одновременно в
нескольких гидросистемах вертолета, наддув гидроба-
3.2. Система управления
243
ков сжатым воздухом, а также заправлять
гидросистему маслом АМГ-10. Значительно повышает
автономность базирования вертолетов Ми-24 переносная
гидроустановка, имеющая малые габаритные размеры и
массу (около 34 кг). Основной агрегат такой
гидроустановки— электродвигатель с насосом, который
использует для создания давления 7 ... 9 МПа (70 ... 90 кгс/см2)
масло АМГ-10 гидросистемы вертолета. Электрическое
питание гидроустановки постоянным током
осуществляется через штепсельный разъем от бортовой сети
вертолета.
При проверке гидросистемы на земле работу
каждого канала управления поочередно проверяют от
основной и дублирующей гидросистем.
Движение каждого органа управления должно быть
плавным, без рывков и заеданий, а при остановке в
любом положении гидроусилитель не должен вызывать
увеличения усилия для удержания органов управления
в этом положении. В случае неисправной работы
системы управления, проявляющейся в виде вибрации,
рывков, заеданий, затяжеления органов управления,
необходимо тщательно проверить, нет ли повышенных
люфтов, перекосов и заеданий тяг и качалок, а также
правильность монтажа гидроусилителей. При
отсутствии дефектов в механической части системы
управления и наличии отмеченных ненормальных явлений
следует заменить гидроусилитель.
3.2.6. Пневматическая система
Пневмосистема предназначена в основном для
торможения колес. Кроме того, она служит для
герметизации дверей кабин, перезарядки стрелкового оружия,
управления насосом опрыска стекол, поворота
заслонок механизмов перепуска воздуха из компрессоров
двигателей.
Принцип действия пневмосистемы (рис. 105) во
многом схож с принципом действия гидравлической
системы. Разница заключается в том, что рабочее тело
(воздух) не циркулирует постоянно в системе, а
периодически обновляется, забираясь из атмосферы. Конструк-

244 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
тивная особенность пневмосистемы заключается в
наличии агрегатов, редуцирующих давление сжатого
воздуха перед подачей его на исполнительные механизмы.
Рис. 105. Пневмосистема вертолета:
1 — компрессор АК.-50; 2 — фильтр-отстойник; 3 — автомат
давления; 4 — редукционный клапан; 5 — редукционный ускоритель;
6 — воздушный баллон; 7 — подкосы основных опор шасси
. Источниками давления служат воздушные баллоны,
в качестве которых обычно используют подкосы
основных опор шасси. Заряжают баллоны сжатым воздухом
от наземных источников — баллонов или воздухоза-
правщика, а при работающих двигателях запас
воздуха пополняет компрессор, имеющий привод от
главного редуктора.
Управление тормозами механическое, выполненное
по схеме рычаг (гашетка)—трос — клапан.
Остальными исполнительными элементами управляют с помощью
механических вентилей и электромагнитных кранов.
По степени нагруженности пневмосистему можно
разбить на три участка. Первый участок (компрессор —
3.2. Система управления
245
автомат давления) находится под постоянным
воздействием пульсаций давления воздуха порядка 0 ... 5 МПа,
нагнетаемого компрессором. После зарядки баллонов
до расчетного давления 5 ... 5,4 МПа (50 ... 54 кгс/см2)
автомат давления отключает линию подачи воздуха от
компрессора в систему и соединяет участок с
атмосферой; компрессор при этом работает вхолостую.
В полете воздух из баллонов практически не
расходуется, так как потребители большей частью работают
на земле во время запуска, руления, посадки. Второй
участок (баллон — редукционный клапан) постоянно
нагружен (в полете и на стоянке) давлением воздуха
4... 5,4 МПа (40 ... 54 кгс/см2), равным давлению в
баллоне. Шланги герметизации дверей, являясь
потребителями сжатого воздуха, находятся под
редуцированным давлением 0,21 МПа в течение всего полета.
Третий участок (ускоритель — исполнительные органы)
периодически во время включения исполнительных
механизмов испытывает нагрузки от давления, в 1,5.«
2 раза меньшего, чем давление зарядки баллонов.
Все внутренние полости агрегатов заполняются
наружным воздухом. Влага, содержащаяся в нем,
попадая на пружины и резиновые мембраны агрегатов,
вызывает их преждевременный износ и отказы. При
перепадах температур наружного воздуха в полостях
пневмосистемы появляется конденсат, который,
замерзая при низких температурах, снижает надежность
системы.
Косвенно работоспособность пневмосистемы
оценивают по функционированию исполнительных
механизмов (тормозов, створок и др.). Единственный
контролируемый параметр — давление воздуха в баллонах и
в тормозах колес проверяется по манометрам,
размещенным в кабине или другом легкодоступном месте
на борту. Дополнительная информация о работе
отдельных участков пневмосистемы поступает в виде
светящихся надписей на табло, например: ТОРМОЗ
КОЛЕС, ДВЕРИ ЗАГЕРМЕТИЗИРОВАНЫ.
Техническое обслуживание пневмосистемы не
требует больших трудозатрат и специального оборудования.
При подготовках к полетам выполняют внешний
осмотр системы, проверяют наличие давления в бал-

246 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
лонах и работоспособность тормозов колес,
герметизацию дверей и др. Для исключения попадания влаги
в систему после каждого полета сливают конденсат из
фильтр а-отстойника. С этой же целью при зарядке
системы аэродромный баллон перед подсоединением
к бортовому штуцеру продувают в течение нескольких
секунд, наклонив его вентилем вниз.
Возможными эксплуатационными неисправностями
воздушной системы являются: отсутствие давления
в системе; неэффективное торможение колес;
отсутствие герметизации дверей кабины. Причинами
отсутствия давления могут быть: негерметичность агрегатов
и трубопроводов; отказ воздушного компрессора;
незакрытие сливного отверстия фильтра-отстойника.
Негерметичность обычно обнаруживают на слух или с
помощью обмазывания участка (соединения)
трубопроводов и агрегатов мыльной пеной. Уменьшение давления
(по манометру) воздуха в системе за время полета —
признак отказа компрессора, который следует
заменить. Обнаруживают неисправность при работающих
двигателях путем соединения выходного штуцера
компрессора со шлангом, выведенным за борт и
опущенным в емкость с водой.
Эффективность торможения колес при герметичной
воздушной системе может уменьшиться из-за
нерасчетного давления воздуха в тормозах. В этом случае
выполняют регулировку натяжения троса, управляющего
редукционным клапаном, и рабочего хода гашетки.
Сигналом о герметизации дверей кабины вертолета
служит высвечивание табло ДВЕРИ
ЗАГЕРМЕТИЗИРОВАНЫ. Если при закрытии всех дверей и подаче
сжатого воздуха табло не загорается, значит, имеется
порез (прокол) шлангов герметизации или не
срабатывает клапан подачи в них воздуха.
3.3. СИСТЕМЫ ПЛАНЕРА
3.3.1. Фюзеляж
Фюзеляж предназначен для размещения грузов,
техники, людей и является основной
конструктивно-силовой системой вертолета, определяющей его внешний
8.8. Системы планара 247
облик, объединяющей в единое целое все агрегаты,
узлы, системы и воспринимающей все виды нагрузок,
действующих на вертолет в полете и на земле.
Фюзеляж представляет собой пространственную каркасную
GQjy. *
8 7
Рис. 106. Фюзеляж транспортного вертолета:
/ — носовая часть фюзеляжа; 2 — капоты; 3 — хвостовая балка;
4 — концевая (килевая) балка; 5 — стабилизатор; 6 — створки
грузового люка; 7 — крыло; 8 — центральная часть фюзеляжа
конструкцию типа оболочки, подкрепленной
размещенными определенным образом шпангоутами, балками и
стрингерами. Шпангоуты создают требуемую форму
поперечного сечения фюзеляжа, воспринимают
действующие в их плоскости нагрузки, увеличивают
допустимые критические напряжения в стрингерах в
обшивке, являясь для них опорами. Стрингеры и
балки — продольные элементы каркаса фюзеляжа,
воспринимающие совместно с обшивкой изгибающие
моменты и осевые нагрузки, а также распределенные
поперечные усилия от обшивки. Обшивка обеспечивает
форму и плавность обводов фюзеляжа, передает на
стрингеры, балки и шпангоуты аэродинамические
нагрузки, а также воспринимает часть общих нагрузок
от изгиба фюзеляжа.
Для обеспечения технологичности изготовления,
ремонтопригодности, удобств при техническом
обслуживании и транспортировании фюзеляжи вертолетов
имеют, как правило, три конструктивных разъема и
состоят из четырех частей: носовой и центральной
частей, хвостовой и концевой балок (рис. 106).

248 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Носовая часть фюзеляжа включает в себя кабину
экипажа, а на тяжелых вертолетах еще и кабину
сопровождающих транспортируемые в вертолете грузы.
В кабине экипажа оборудованы рабочие места
членов экипажа, размещены органы управления
вертолетом, двигателями и различными системами, приборные
доски и пульты. Под полом кабины находятся
элементы систем управления, агрегаты электро- и
радиоэлектронного оборудования, система
кондиционирования воздуха. На вертолете Ми-26 под полом кабины
размещается также вспомогательная силовая
установка. Кабина экипажа имеет остекление, состоящее из
переднего и двух боковых стекол, а также остекление
сдвижных блистеров. Переднее стекло —
ориентированное органическое, боковые стекла изготовляют из
специального силикатного стекла с электрообогревом. Для
обеспечения в различных условиях полета чистоты
стекол их оборудуют щеточными стеклоочистителями
и системой опрыскивания спиртом. Сдвижные
блистеры, двери, аварийные люки снабжены механизмами
аварийного сбрасывания.
Для обеспечения герметичности кабины листы
обшивки соединены посредством заклепочных швов с
использованием специального герметика. Предусмотрена
также герметизация вырезов под сдвижные блистеры,
двери, аварийные люки с помощью установленных по
их периметру гермошлангов, в которые подается
сжатый воздух. На большинстве типов вертолетов имеется
люк для выхода из кабины экипажа (из грузовой
кабины) к двигателям и к другим агрегатам.
Особенность кабины экипажа боевого вертолета
Ми-24 — расположение кресел членов экипажа одно
за другим, причем заднее кресло имеет превышение
над передним. Этим обеспечивается хороший обзор из
кабины, возможность быстрого покидания вертолета
в обе стороны и возможность создания узких
фюзеляжей с минимальным миделевым сечением. Для защиты
экипажа от стрелкового оружия применяют
бронирование кабины и кресел.
Центральная часть фюзеляжа представляет собой
основной силовой отсек, к которому крепятся носовая
часть фюзеляжа и хвостовая балка, фермы спецгрузов,
3.3. Системы планера
249
а также большинство основных агрегатов вертолета.
Внутренний объем центральной части фюзеляжа
используют в качестве грузовой (пассажирской)
кабины.
Для загрузки (выгрузки) грузов служат либо
специальные двери в боковых панелях центральной части
фюзеляжа (на легких и боевых вертолетах), либо
грузовой люк в хвостовой части грузовой кабины (для
средних и тяжелых вертолетов). Грузовой люк
снабжен трапом и двумя боковыми створками, которые
в закрытом положении образуют плавный обвод
хвостовой части фюзеляжа. Открытие и закрытие створок,
опускание и подъем трапа осуществляются
гидроцилиндрами, давление к которым поступает из
вспомогательной гидросистемы вертолета. Предусмотрено
открытие створок грузолюка вручную. На вертолете
Ми-26 для перевозки в грузовой кабине
крупногабаритных грузов типа контейнеров осуществляются
автоматическая уборка хвостовой опоры в хвостовую
балку при открытии грузовых створок грузолюка, а
также при необходимости опускание хвостовой части
вертолета на стоянке (система «приседания»).
Характерная особенность центральной части
фюзеляжа — мощный силовой грузовой пол,
обеспечивающий размещение различных грузов и техники,
установку пассажирских (десантных) сидений, агрегатов
оборудования, дополнительных металлических топливных
баков, а также размещение в специальных нишах
основных мягких топливных баков. Кроме того, в
грузовом полу предусматривают люк для установки
системы внешней подвески. Столь же прочной и жесткой
является потолочная панель центральной части
фюзеляжа, на которую устанавливают наиболее тяжелые
агрегаты вертолета: двигатели, главный редуктор, НВ,
гидроблоки, расходные топливные баки. Потолочную
панель закрывают капотами, образующими верхний
аэродинамический контур фюзеляжа, а в открытом
положении на земле обеспечивающими свободный доступ
к агрегатам и узлам их крепления. Капоты
используют при этом в качестве рабочих мест и как трапы для
передвижения людей в процессе технического
обслуживания вертолета.

250 Часть 3. Конструкция я техническая эксплуатация
На вертолетах Ми-10, -24 центральная часть
фюзеляжа присоединена к носовой части с отклонением от
вертикали (вправо при виде сзади) на 1,5... 2,5°.
Такая компоновка улучшает боковую балансировку
вертолета на земле и при взлете, предотвращает
опрокидывание при посадке (рулении) на неровной или
наклонной площадке.
Хвостовая часть фюзеляжа состоит из хвостовой и
концевой балок, образуемых силовыми шпангоутами,
стрингерами и обшивкой. В хвостовой балке
устанавливают опоры для хвостового вала, узлы крепления
стабилизатора, хвостовой опоры, антенн
радиоэлектронного оборудования, агрегаты приборного
оборудования, размещают проводку управления РВ. На
верхней поверхности хвостовой балки предусматривают
дорожку для передвижения людей при техническом
обслуживании, которая проклёпывается заклепками с
конусными головками для лучшего сцепления обуви с ее
поверхностью. Концевая балка (килевая балка, киль)
имеет узлы для крепления концевого участка
хвостового вала, промежуточного и хвостового редукторов.
Ось концевой балки наклонена по отношению к оси
хвостовой балки на 40... 45°. На верхней части
концевой балки тяжелого транспортного вертолета Ми-26
оборудована рабочая площадка для удобного и
безопасного технического обслуживания расположенных
в этой зоне агрегатов. Доступ к площадке
предусмотрен через специальный лаз в концевой балке. Кроме
того, концевую балку используют для установки
стабилизатора, что способствует повышению его
аэродинамической эффективности благодаря отдалению от
центра масс вертолета.
Эксплуатационная прочность и надежность
фюзеляжа обеспечиваются для следующих основных
вариантов нагруженая {расчетных случаев): выхода из
крутого планирования со скоростью Кпл=1,15 Vmax с
максимальной вертикальной эксплуатационной
перегрузкой Пу =3 и частотой вращения НВ, равной 1,2п„ои;
воздействия горизонтального порыва ветра в боковом
направлении при полете в неспокойной атмосфере на
различных режимах поступательного полета в диапа-
3.3. Системы планера
251
зоне скоростей 0,5 Vmax<V<VmiiK и соответственно
скоростей порыва ветра 20>W>12 м/с; посадки с
поступательной скоростью с нераскрученными колесами шасси
при ударе только задними и только передними
колесами; посадки со сносом; при этом оценивается влияние
на фюзеляж боковой силы Р'| = 0,5Ру, где Р'—
вертикальная нагрузка на шасси при посадке;
вертикальной посадки на наклонную площадку или посадки с
углом крена, равным 10°.
Характерная особенность нагружения фюзеляжа
вертолета — непрерывное воздействие на него
переменных нагрузок, передающихся от несущего и рулевого
винтов. Эти нагрузки относительно невелики и не
могут вызвать разрушения конструкции при однократном
приложении, однако их длительное действие (сотни
миллионов циклов за время эксплуатации) может
вызвать усталостное разрушение деталей и узлов
фюзеляжа.
Переменные силы, передающиеся от лопастей на
втулку НВ и далее на фюзеляж, являются источником
вибраций конструкции вертолета и играют важную
роль в его летной и технической эксплуатации.
Воздействие вибраций повышает утомляемость членов
экипажа и может вызвать отказ приборов и агрегатов
в полете. Повышенный вибрационный изгиб фюзеляжа
вызывает перекос опор подшипников, увеличивает
радиальные и осевые нагрузки подшипников, износ шлицевых
соединений, что в конечном счете может привести к
отказу жизненно важных агрегатов трансмиссии
вертолета.
Общие закономерности вибраций вертолета таковы
(рис. 107): вибрации вызываются главным образом
переменными силами лопастей несущего и рулевого
винтов. Вибрации, вызываемые исправными двигателями
и трансмиссией, практически несущественны;
вертикальные вибрации в несколько раз больше продольных
и поперечных; наименьшие амплитуды вибраций
соответствуют режиму висения, наибольшие —
предпосадочному торможению вертолета; при приближении
скорости полета к максимально допустимой уровень виб-

252 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
раций интенсивно возрастает вследствие влияния срыва
и сжимаемости в обтекании лопастей.
Уровень вибраций при прочих условиях, как
правило, возрастает с увеличением полетной массы
вертолета, диаметра НВ и уменьшается с увеличением
Рис. 107.
Зависимость уровня
вибраций
фюзеляжа от
скорости полета
50 100 150 200 У, км/ч
числа лопастей НВ. При этом важную роль в
уменьшении уровня вибраций играют отстройка частот
собственных упругих колебаний фюзеляжа от частот
возмущающих сил несущего и рулевого винтов, а также
специальная виброизоляция конструкции вертолета.
Помимо рассмотренных вибраций, неизбежно
присущих любому исправному вертолету с
идентичными лопастями несущего и рулевого винтов, часто
имеют место дополнительные, так называемые
технологические или эксплуатационные вибрации. Они вызваны
отличиями отдельных лопастей по массе, статическому
моменту, поперечной балансировке, геометрической
крутке и жесткости, неточной регулировкой углов
установки лопастей, закрылков, отклонениями
демпферов вертикальных шарниров, допущенными при
производстве, ремонте или эксплуатации вертолета. Даже
незначительная массовая или аэродинамическая раз-
балансировка виита приводит к возникновению
интенсивных вибраций вертолета.
Длительное воздействие повышенных вибраций мо-
3.3. Системы планера
253
жет привести к возникновению усталостных
повреждений конструкции фюзеляжа.
Усталостные трещины в условиях эксплуатации
наиболее вероятно возникают и развиваются вблизи
разъемов, сопряжений и стыковочных узлов фюзеляжа, а
именно: в местах крепления хвостовой балки к
фюзеляжу и концевой балки к хвостовой; на краях вырезов
в стенках шпангоутов для прохода тяг управления;
в местах установки антенн; на обшивке и
кронштейнах крепления капотов; в узлах навески дверей и
люков; на обшивке и профилях створок грузового люка;
на трапах и полу грузовой кабины. При обнаружении
трещин на внешней поверхности обшивки обязателен
осмотр прилегающего к этой поверхности внутреннего
силового набора, где также возможны трещины
шпангоутов и стрингеров. Появлению усталостных трещин
часто предшествует ослабление заклепок, которое при
осмотрах вертолета обнаруживают по осыпанию
краски и серому налету вокруг головки или
простукиванием.
Большинство трещин на несиловых элементах
конструкции фюзеляжа засверливают на концах, чтобы
они не развивались дальше, ослабленные заклепки
заменяют. Трещины на силовых элементах недопустимы,
в отдельных случаях ремонт таких силовых
элементов осуществляется по специальным технологиям.
Коррозионные поражения элементов конструкции
фюзеляжа характерны при длительной эксплуатации
вертолетов между капитальными ремонтами. Поэтому
при осмотрах фюзеляжа необходимо стремиться
обнаружить очаги коррозии и нарушения лакокрасочного
покрытия. Коррозионная стойкость алюминиевых
сплавов, из которых изготавливаются обшивка и силовой
набор, существенно снижается в промышленных и
приморских районах из-за наличия в воздухе ионов хлора
и сернистых соединений. Поэтому при эксплуатации
необходим сравнительно большой объем работ по
регулярному уходу за фюзеляжем. Общий признак
возникновения коррозии — изменение цвета обшивки,
потускнение, образование матовой поверхности,
отдельных язв, темных точек, рыхлого налета, вспучивание
краски. При относительной влажности воздуха, превы-

254 Часть 3. Конструкций и техническая эксплуатации
шающей 70%, и наличии в нем агрессивных примесей
коррозия достаточно быстро поражает незащищенные
металлические поверхности.
К конструктивным причинам, способствующим
коррозионному поражению авиатехники, относятся: щели
и зазоры, в которых возможно скопление влаги; зоны,
недоступные для наблюдения и ремонта;
нерациональное расположение дренажных отверстий; недостаточная
герметичность стыковых соединений; несоблюдение
рекомендаций по выбору материалов и их защитных
покрытий.
Основные эксплуатационные причины
коррозионного поражения: резкие перепады температур наружного
влажного воздуха; механические повреждения при
техническом обслуживании и разрушение защитных
покрытий; недостаточное количество (отсутствие)
смазки на подвижных элементах конструкции; попадание
на конструкцию агрессивных жидкостей, например
электролита; длительное пребывание незачехленного
вертолета под воздействием атмосферных осадков;
непроветривание глухих, застойных зон; несвоевременная
прочистка дренажных отверстий.
Характерные зоны сосредоточения коррозии
вертолета: наружная поверхность обшивки планера и
другие детали, находящиеся под воздействием
атмосферных осадков; ниши установки аккумуляторных
батарей; места крепления лент металлизации, статических
разрядников; места контакта металлических деталей
с гигроскопичными материалами, прокладками;
участки контакта разнородных в электромеханическом
отношении металлов.
Основные профилактические мероприятия по
предупреждению и своевременному выявлению коррозионных
поражений вертолетов, эксплуатируемых во влажном
климате: укрытие чехлами при длительной стоянке;
удаление влаги из мест ее скопления; предупреждение
нарушений сплошности защитных покрытий;
своевременная подкраска поврежденных участков обшивки;
тщательный осмотр планера для выявления мест
возможного появления коррозии; своевременное
возобновление смазки подвижных элементов конструкции;
удаление пролившихся электролитов; обработка соответ-
3.3. Системы планера
255
ствующих деталей после срабатывания
противопожарных баллонов; исключение применения моющих средств,
не предусмотренных инструкцией по технической
эксплуатации.
При отстранении вертолета от полетов на
длительный срок он должен быть полностью очищен от пыли
и грязи, а детали, не имеющие лакокрасочного
покрытия, защищены слоем смазки ЦИАТИМ-201. При
длительном хранении вертолета должна быть выполнена
его консервация с применением ингибиторов коррозии.
Удаление продуктов коррозии с участков и деталей
фюзеляжа из алюминиевых и магниевых сплавов
осуществляется волосяными или щетинными щетками, а
при значительной коррозии — зачисткой шлифовальной
шкуркой (электрокорундовой для алюминиевых и
стеклянной для магниевых деталей). При обнаружении
глубоких коррозионных язв и расслаивающей коррозии
необходимо пользоваться шабером, соскабливая
тонкие слои металла до полного выведения коррозии.
Конструктивная и эксплуатационная специфика
вертолета (размещение наиболее тяжелых
агрегатов сверху центральной части фюзеляжа, наличие
достаточно длинной и тяжелой хвостовой части, частые
взлеты и посадки на грунтовые площадки и т. п.)
вызывает необходимость систематической проверки и
поддержания заданной геометрической формы фюзеляжа.
Нивелирование вертолета выполняют для
определения пригодности фюзеляжа к эксплуатации его
деформаций в результате грубых посадок, после замены
хвостовой и килевой балок, крыла, стабилизатора,
главного редуктора, хвостового оперения, а также для
холодной пристрелки бортового оружия. Деформацию
конструкции фюзеляжа проверяют по смещению репер-
ных точек, нанесенных в характерных местах на
обшивке. При изготовлении и капитальном ремонте
вертолета составляют таблицу и нивелировочную схему,
где указывают расстояния между реперными точками
и допуски на их изменение. Нивелируют вертолет, как
правило, в закрытом помещении и в исключительных
случаях на открытом воздухе в безветренную погоду.
Замеры расстояний между реперными точками выпол-

256 Часть 3. Конструкций и техническая эксплуатация
няют с помощью нивелировочной линейки, нивелира
и рулетки.
Нивелирование отдельных частей вертолета и
проверку правильности их установки можно выполнять
в отдельных случаях при снятых лопастях НВ, без
топлива в баках, боекомплекта и грузов на
установленном над землей с помощью гидроподъемников
вертолете. Изменяя высоту гидроподъемников,
устанавливают вертолет в нивелировочное положение по репер-
ным точкам центральной части фюзеляжа с
использованием нивелира, устанавливаемого перед вертолетом.
Реперные точки на вертолете представляют собой
заклепки с полукруглой головкой, помеченные красной
краской в виде кольца и точки в центре.
Установку стабилизатора и положение хвостовой
(килевой) балок проверяют при помощи струны и
отвесов. Правильность установки главного редуктора
определяют при помощи угломера-квадранта типа ОК-1
по углам наклона вала редуктора в поперечном и
продольном направлениях. Шасси нивелируют,
регулируя подъемники и добиваясь горизонтального
положения строительной горизонтали фюзеляжа.
Повышенным остаточным деформациям фюзеляжа
в процессе летной эксплуатации вертолета может спо
собствовать и неправильное транспортирование
тяжелых грузов. Правила загрузки и транспортирования
грузов определяются расчетными условиями
обеспечения эксплуатационных центровок. Для этого размеща
ют грузы так, чтобы общий центр масс находился
между синей и красной стрелками разметки на бортах
(полу) грузовой кабины, соответствующими массам
данных грузов. Например, грузы массой 1 и 1,5 т
(суммарная масса 2,5 т) располагают в вертолете Ми-8
между синей и красной стрелками с надписью «2,5 т».
Положение центра масс грузов можно определить
также от начала грузовой кабины (шпангоута № 1) по
формуле х — (xitrii + xzm2 f ... + xnmn)/(mi * ms+
+ ...m„), где X]...xn — расстояния центров масс
отдельных перевозимых грузов от шпангоута № 1; Wi..,
mn — массы отдельных грузов. Зная величину ХцМ к
/'
3.3. Системы планера
257
пользуясь специальным графиком в РЛЭ, определяют
центровку загруженного вертолета.
После размещения крупных грузов и колесной
техники их крепят к полу вертолета швартовочными
тросами. Кроме того, на самоходной транспортируемой
технике включают передачу и стояночный тормоз.
Мелкие грузы швартуют с помощью сетки. Ненадежная
швартовка грузов может привести к их
самопроизвольному перемещению в грузовой кабине, нерасчетному
изменению эксплуатационной центровки и летному
происшествию.
3.3.2. Взлетно-посадочные устройства
Шасси предназначено для обеспечения стоянки,
руления, буксировки, взлета и посадки вертолета.
Основные элементы шасси: колеса, амортизаторы, а также
узлы крепления и соединительные детали. Колеса и
амортизаторы поглощают кинетическую энергию при
перемещении вертолета по земле, рассеивая
образующееся при этом тепло и используя часть энергии для
восстановления своего исходного состояния, и, кроме
того, воспринимают силу тяжести вертолета на
стоянке.
Вертолеты имеют в основном колесное шасси.
Самой распространенной схемой является трехопорное
шасси с передней опорой. Основные опоры
располагаются симметрично относительно оси фюзеляжа позади
центра масс вертолета, а третья опора находится по
оси фюзеляжа под носовой частью вертолета. На
конце хвостовой балки монтируется хвостовая опора
с амортизатором для предохранения РВ от удара
о землю при нерасчетной посадке вертолета с
большими положительными углами тангажа. Колеса главных
опор шасси неориентируюшиеся, тормозные, переднее
колесо нетормозное, самоориентируюшееся для
обеспечения маневрирования вертолета при его
передвижении по земле.
Наличие переднего колеса (колес) упрощает
посадку, позволяет в большей мере использовать
тормоза для уменьшения послепосадочного пробега, исклю-
9 Зав. 786

258 Часть 3. Конструкция н техническая эксплуатация
чает возможность опрокидывания вертолета на нос, что
особенно важно для безопасной посадки в условиях
плохой видимости. Кроме того, такая схема шасси
обеспечивает хорошую путевую устойчивость
вертолета при разбеге и пробеге. Самоориентирующееся
колесо после взлета автоматически устанавливается в
продольной плоскости вертолета.
Четырехопорное шасси используют на соосных
вертолетах. Полозковое шасси имеет простую
конструкцию, меньшие массу и аэродинамическое
сопротивление, чем колесное шасси, однако из-за невозможности
посадки вертолета с пробегом, взлета с разбегом и
руления этот тип шасси применяется только на
легких вертолетах типа Ми-34. На вертолетах-амфибиях
нижнюю часть фюзеляжа выполняют в форме лодки,
обводы и сечения которой определяют из условия
минимального сопротивления и брызгообразования при
движении вертолета по водной поверхности. Для
обеспечения поперечной устойчивости по бокам фюзеляжа
устанавливают поплавки, используемые также для
размещения главных опор шасси.
Убирающиеся в полете шасси применяют на боевых
вертолетах типа Ми-24 для уменьшения
аэродинамического сопротивления и соответственно увеличения
максимальной скорости полета. Механизмы уборки и
выпуска шасси используют энергию вспомогательной
гидросистемы вертолета. На вертолете Ми-26 при
погрузке техники убирается хвостовая опора. На
вертолетах Ми-26 и Ка-32 посредством шасси изменяют
клиренс фюзеляжа для погрузки крупногабаритных
грузов.
Шасси с передней опорой характеризуют
следующие основные конструктивные параметры (рис. 108) з
расстояние а от передней опоры до центра масс
вертолета; расстояние Ь от колес главных опор шасси до
центра масс; расстояние с от передней опоры до
главных опор (база); расстояние В между главными
опорами (колея); противокапотажный угол ук\ угол
опрокидывания 0; стояночный угол %; развал колес <pKj
высота шасси (клиренс) А*.
Расстояние Ь выбирают из условия, что колеса
главных опор должны воспринимать 80 ..,90% силы

260 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
тяжести, действующей на вертолет при стоянке, что
обеспечивает продольную устойчивость и эффективное
путевое управление при рулении и движении по
земле. Значение а также выбирают из условия
обеспечения устойчивости вертолета: излишнее уменьшение
этого параметра вызывает продольную раскачку при
рулении, а излишнее увеличение — разгрузку передней
опоры и путевую неустойчивость при пробеге.
Увеличение колеи шасси В улучшает поперечную
устойчивость и маневренность вертолета на земле, однако при
этом ухудшается путевая устойчивость, вертолет
становится более чувствительным к неровностям
площадки при рулении. Угол опрокидывания G определяют
из условия безопасной посадки вертолета на режиме
самовращения НВ. Стояночный угол %=2... 3,
измеряемый между строительной горизонталью фюзеляжа и
поверхностью площадки, облегчает руление вертолета.
Развал колес необходим для того, чтобы при
максимальном обжатии амортизаторов основных опор шасси
колеса находились в вертикальной плоскости. При
полном обжатии амортизаторов и пневматиков
клиренс Ак должен быть не менее 200 мм, что обеспечивает
возможность перемещения вертолета по неровной
площадке.
Четырехопорная- схема шасси соосных вертолетов со
сравнительно широкой колеей имеет лучшие, чем трех-
опорная, протнвокапотажные свойства, что важно при
высокорасположенном центре масс вертолета, особенно
в условиях корабельного базирования.
Передние опоры во время разбега или пробега
вертолета могут при определенных условиях войти в
автоколебания типа шимми. Для предотвращения этого
явления на трехопорном шасси устанавливают
спаренные колеса, а на четырехопорном — специальные
демпферы шимми, принцип действия которых такой же, как
гидравлического демпфера вертикального шарнира
втулки НВ. В основных опорах для исключения
возможности возникновения колебаний вертолета по типу
земного резонанса используют амортизаторы
специальной конструкции.
Колеса шасси обеспечивают движение вертолета по
земле и воспринимают энергию ударов при посадке и
8.3. Системы планера 261
рулении. Основные элементы колеса — барабан и пнев-
матик. Колеса основных опор имеют тормоз. Внешний
диаметр и ширина барабана зависят от размеров
пневматика, а внутренний диаметр.— от размеров
подшипников, на которых вращается барабан. Для восприятия
нагрузок, возникающих в пневматике при его обжатии,
служит корд — ряд слоев нитей (капроновых,
нейлоновых, металлических), образующих силовой каркас.
Наружную поверхность корда покрывают слоем рези>
ны (протектором), защищающим его от механических
повреждений и износа.
Колесо имеет два характерных размера: внешний
(габаритный) диаметр DK колеса и диаметр сечения
пневматика. Размеры колес определяются нагрузкой
Рст, действующей на одно колесо при стоянке. Для
• колес основных опор P™.cT=Ga/2c, для колеса
передней опоры Риосст—Gb/c, где G — сила тяжести.
Давление зарядки пневматика практически равно
давлению пневматика на грунте, от которого зависит
проходимость колеса по грунту. Если прочность грунта
меньше давления зарядки пневматика, при качении
образуется колея и существенно возрастает
сопротивление качению колеса. Определение прочности грунта и
его пригодности для базирования вертолетов
осуществляют с помощью специального ударника,
погружаемого тарированными ударами в грунт на - заданную
глубину.
Для зарядки колес сжатым воздухом камера имеет
вентиль, к которому подсоединяют шланг с редуктором
и манометром. Источниками сжатого воздуха служат
аэродромные баллоны, автомобильный воздухозаправ-
щик или подкосы амортизационных стоек вертолета.
Так как нормальное давление для всех типов
вертолетных колес находится в пределах 0,35... 0,8 МПа
(3,5... 8 кгс/см2), а давление в аэродромных баллонах
составляет около 15 МПа (150 кгс/см2), использование
шланга для зарядки колес без редуктора недопустимо.
О давлении в колесе можно судить по обжатию
пневматиков. Например, для вертолета Ми-8 с нормальной
взлетной массой обжатие колес передней опоры
составляет около 45 мм, колес основных опор —
приблизительно 70 мм, что свидетельствует о нормальной за-

262 Часть 3. Конструкция и технический эксплуатация
рядке пневматиков. При необходимости более точного
определения давления используют штатный манометр.
Амортизаторы стоек шасси обеспечивают
поглощение и рассеивание кинетической энергии при посадках
и рулении вертолета по неровному грунту.
Конструкция амортизатора любого типа обязательно включает
упругий и демпфирующий элементы. Упругий элемент
аккумулирует часть кинетической энергии после
обжатия амортизатора для возвращения его в исходное
положение, демпфирующий элемент поглощает и
рассеивает оставшуюся часть кинетической энергии.
Основное распространение на вертолетах получили
жидкостно-газовые амортизаторы (рис. 109), в которых
упругим элементом является газ (азот), а
демпфирующим— жидкость (масло АМГ-10). Действие такого
амортизатора (рис. ПО) представляет собой
комбинацию работ пневматической и гидравлической
амортизации. При этом работа, поглощаемая газом при
прямом ходе и отдаваемая при обратном, определяется
площадью OambcO, кривая anb определяет усилия Рам
в амортизаторе в процессе его обжатия, а работа,
поглощаемая в целом амортизатором, характеризуется
площадью OanbcO.
Для исключения опасного явления земного
резонанса в конструкции главных опор шасси применяют:
двухкамерные амортизаторы; амортизаторы со
специальными клапанами, обеспечивающими уменьшение
проходных отверстий для жидкости при небольших
перепадах давлений (при колебаниях вертолета) и
увеличение проходных отверстий при больших перепадах
давлений (при посадке с большой вертикальной
скоростью); амортизаторы с увеличенным торможением
при обратном ходе. В двухкамерных амортизаторах
одна камера (низкого давления) предназначена для
работы при небольших нагрузках на шасси для
демпфирования колебаний вертолета при тяге несущего
винта Г«0, другая (высокого давления)—для работы
при больших нагрузках на шасси и для обеспечения
нормальной посадки вертолета.
Для улучшения противорезонансных характеристик
шасси без изменения его посадочных свойств
используется также система перетекания, представляющая
8.3. Системы планера 263
собой пружинный демпфер, корпус которого соединен
с камерам^ Высокого давления основных опор шасси.
При нагрузке на одно колесо масло из камеры
высокого давления этого амортизатора перетекает в
демпфер и, перемещая его поршень, обеспечивает перетека-
ный штуцер
ние масла в камеру высокого давления
противоположного амортизатора. Этим достигается поочередное
снижение жесткости амортизаторов и соответственно
уменьшение частоты собственных поперечных
колебаний вертолета на шасси.
Работоспособность шасси в значительной мере
зависит от герметичности газовых и жидкостных полос-

264 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
тей системы амортизации, поэтому в эксплуатации
необходимо систематически проверять, нет ли следов
масла на конструкции шасси, степень обжатия
амортизационных стоек и пневматиков колес. Источниками
негерметичности, как правило, являются зарядные
штуцера амортизационных стоек и пневматиков,
уплотнения, ниппельные соединения трубопроводов подвода
(отвода) масла. Неисправности устраняют подтяжкой
зарядных штуцеров, гаек цилиндров амортизационных
стоек и накидных гаек трубопроводов, заменой
прокладок и ниппелей зарядных штуцеров или заменой
неисправных деталей и агрегатов.
На характеристики амортизации большое влияние
оказывает также степень зарядки амортизатора
сжатым газом и жидкостью. При неправильной зарядке
возможны разрушения силовых элементов шасси и
снижение запаса по земному резонансу.
В случае недостаточного количества жидкости и
соответствующей техническим условиям зарядке
амортизатора сжатым газом изменение усилий при обжатии
амортизатора будет происходить менее интенсивно, чем
при нормальной зарядке, усилия в стойке будут
нарастать более плавно и амортизация соответственно будет
мягче. Таким образом, при увеличенном объеме
сжатого газа амортизатор при заданном ходе не сможет
воспринять требуемую работу, что может вызвать при
посадке разрушение шасси вследствие удара в
ограничитель хода стойки. Если в амортизатор залито
жидкости больше потребного количества, а начальное
давление сжатого газа соответствует техническим
условиям, амортизация станет более жесткой и стойка будет
воспринимать меньшую работу, что также может
вызвать при посадке разрушение шасси.
Если объемы жидкости и газа соответствуют
нормальной зарядке, а начальное давление газа меньше
необходимого, амортизационная стойка при посадке
начнет сокращаться раньше, при меньших усилиях, так
что стойка воспримет меньшую работу. Поэтому в
случае грубой посадки вертолета в конце хода стойки
произойдет удар в ограничитель хода стойки.
Наконец, если объемы жидкости и газа
соответствуют техническим условиям, а начальное давление газа
3.3. Системы планера 265
больше заданного, это приведет к увеличению
предварительной затяжки стойки. Она начнет обжиматься
при больших усилиях и кривая давления газа будет
более крутой. В результате амортизация получится
более жесткой и амортизационная стойка может
воспринимать меньшую, чем при нормальной зарядке,
работу.
Таким образом, любое отклонение от технических
условий, допущенное при зарядке амортизационной
стойки, ухудшает ее амортизационные характеристики,
создает предпосылки к разрушению силовых элементов
конструкции и, кроме того, уменьшает запас по
земному резонансу. Контроль зарядки стоек в эксплуатации
осуществляют в основном визуально, по выходу штока
амортизационной стойки на стоянке вертолета. При
этом давление в амортизационной стойке определяют
по специальным графикам. При обнаружении
отклонений выхода штока от требуемого значения давление
в стойке проверяют с помощью соответствующего
приспособления и принимают меры для обеспечения ее
нормальной зарядки.
При осмотре амортизаторов после полета
убеждаются по сдвигу (характерному следу) смазки на
зеркале штока, что во время посадки и руления не было
полного обжатия амортизаторов. На поверхности
цилиндра амортизатора наносят надписи, содержащие
сведения о количестве заливаемого масла АМГ-10,
давлении зарядки азота, полном ходе штока, давлении
в пневматиках.
Нагрузки, действующие на шасси, создаются
силами реакции земли при посадке и рулении вертолета.
При расчете вертолета на прочность рассматривают
следующие основные расчетные случаи: вертикальная
посадка одновременно на переднюю и основные опоры;
посадка с поступательной скоростью с нераскрученны-
ми колесами, когда первый удар приходится на
основные или переднюю опору; посадка со сносом;
односторонняя посадка только левой или правой опорой;
посадка с креном или на наклонную площадку; посадка
с торможением колес; аварийная посадка. При
проектировании амортизационных стоек учитывают также
необходимость предотвращения земного резонанса.

266 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
При взлете перегруженного вертолета с разбегом
на колесах передней опоры вертикальная нагрузка на
переднюю опору значительно больше, чем при
обычном взлете по-самолетному, когда часть силы тяжести
воспринимают основные опоры шасси. Однако время
действия повышенной нагрузки при взлете с передних
колес в 2... 3 раза меньше, чем при взлете
по-самолетному с трех опор. Поэтому даже при самых
энергичных разбегах вертолета максимальная нагрузка на
переднюю опору не превосходит допустимой по
статической прочности, а продолжительность ее действия не
лимитирует динамической прочности и ресурса деталей
передней опоры.
Существующие запасы прочности силовых
элементов шасси обеспечивают надежную эксплуатацию, в том
числе при выполнении полетов с перегрузочной массой,
при энергичном рулении и пробеге по неровному
грунту и т. п. Разрушения силовых элементов конструкции
шасси в эксплуатации происходят очень редко и
связаны обычно с весьма грубой посадкой.
Обеспечение надежной эксплуатации шасси
достигается регулярным контролем его технического
состояния и выполнением следующих профилактических
мероприятий: проверкой правильности зарядки
амортизационных стоек и пневматиков колес; смазкой деталей
и узлов крепления шасси, заменой смазки в
подшипниках колес; проверкой зазоров в тормозах колес и
работоспособности системы торможения; мероприятиями
по предупреждению земного резонанса вертолета.
При проведении осмотров элементов шасси
необходимо обращать внимание на выявление остаточных
деформаций, трещин в подкосах и узлах крепления, по
сварным швам и галтельным переходам, на тормозных
барабанах, а также забоин, царапин, рисок,
повреждений покрытия и коррозии на узлах и деталях.
Агрегаты, узлы и детали, на которых обнаруживают
трещины, заменяют, а забоины, риски, царапины и коррозию,
глубина которых не превышает допускаемых
техническими условиями, устраняют в эксплуатации. Не
допускается эксплуатация колес, имеющих расслоение
и вспучивание покрышек, износ протектора до оголения
корда, порезы и проколы протектора с поврежде-
3.3. Системы планера
267
кием корда, сдвиг покрышки колеса относительно
барабана.
Амортизационные стойки, подкосы и элементы
крепления шасси периодически протирают чистой сухой
ветошью, наружные поверхности штоков амортизаторов
очищают ветошью, смоченной бензином, и смазывают
тонким слоем смазки ЦИАТИМ-201. Колеса шасси при
длительной стоянке вертолета закрывают чехлами для
предохранения от попадания на них горючих и
смазочных материалов и прямого воздействия солнечных
лучей. Колеса периодически снимают с вертолета для
оценки технического состояния их внутренних узлов и
деталей, замены или ремонта изношенных элементов,
промывки и возобновления смазки в подшипниках.
Техническое обслуживание убирающегося в полете
шасси дополняется работами по поддержанию в
исправном состоянии системы его уборки и выпуска. Для
обеспечения надежной работы подвижных соединений
важно своевременно устранять загрязнения, коррозию,
наклепы, нарушения зазоров, смазывать шарнирные
соединения, выполнять регулировочные работы.
Необходимо постоянно контролировать герметичность
гидроагрегатов системы, не допуская течи, а также
вспучивания, расслоения шлангов и нарушения их заделки
в наконечники.
Регламентные работы по шасси включают в себя
ряд операций значительной трудоемкости, требующих
применения специального инструмента и
приспособлений, а именно: установку вертолета на подъемники и
подъем его до отрыва колес от площадки; демонтаж
и монтаж колес; проверку суммарных люфтов шасси;
проверку системы уборки и выпуска шасси (на
вертолетах Ми-24). Достаточно трудоемким является также
периодическое возобновление смазки ЦИАТИМ-201
в подвижных соединениях шасси.
3.3.3. Трансмиссия
Трансмиссия представляет собой совокупность
агрегатов, которые передают мощность от двигателей к
несущему и рулевому винтам и вспомогательным агре-

268 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
гатам. Трансмиссии одновинтовых вертолетов с двумя
газотурбинными двигателями весьма близки по
конструктивному исполнению и включают следующие
основные агрегаты: главный, промежуточный и хвостовой
редукторы; хвостовой вал и вал привода вентилятора;
тормоз НВ; раму главного редуктора. В трансмиссии
соосного вертолета промежуточный и хвостовой
редукторы, хвостовой вал отсутствуют.
Главный редуктор суммирует мощность двигателей
и распределяет ее на НВ и приводы РВ, вентилятора,
насосов гидросистем, компрессора воздушной системы,
генераторов и других агрегатов, обеспечивая их
оптимальные частоты вращения. Промежуточный редуктор
предназначен для изменения направления оси
хвостового вала с целью расположения осей хвостового РВ
йпиже к плоскости вращения НВ. Хвостовой редуктор
служит для изменения направления оси концевой части
хвостового вала на угол 90°, уменьшения частоты
вращения ведомого вала редуктора, а также для
крепления на этом валу втулки РВ. Посредством
хвостового вала осуществляется передача крутящего момента
от главного редуктора к РВ. Вал природа
вентилятора передает крутящий момент от главного редуктора
к рабочему колесу вентилятора. Тормоз НВ
предназначен для сокращения времени остановки трансмиссии
после выключения двигателей на земле, исключения
возможности раскрутки НВ ветром на стоянке,
торможения трансмиссии при проведении монтажных и
регламентных работ. Рама главного редуктора служит
для крепления его к фюзеляжу. Трансмиссия вертолета
Ми-24 дополнительно содержит коробку приводов.
Основные конструктивные элементы агрегатов
трансмиссии: зубчатые передачи, валы (рессоры) и
подшипники. Применяются цилиндрические (для соединения
параллельных валов) и конические (для соединения
валов с пересекающимися осями) зубчатые передачи.
Передачи могут быть с сопряжением зубчатых колес
по наружным диаметрам (с внешним зацеплением) и
с взаимодействием наружного диаметра одного колеса
с внутренним диаметром другого (с внутренним
зацеплением). При внешнем зацеплении сопряженные колеса
вращаются в противоположных направлениях, при
3.3. Системы планера 269
внутреннем зацеплении направления вращения колес
совпадают. Зубчатые колеса в зависимости от
расположения зубьев относительно образующей колеса
подразделяются на прямозубые, косозубые и с
криволинейными (спиральными) зубьями. Преимущественное
распространение в агрегатах трансмиссии получили
профили зубьев, очерченные по эвольвенте. Для
изготовления зубчатых колес используются легированные
стали 12Х2Н4А и 18ХНВА, обладающие высокой
стойкостью против выкрошивания и заедания. Упрочение
зубьев достигается химико-термической обработкой их
рабочих поверхностей.
Зубчатые передачи, используемые в трансмиссии
вертолетов, представляют собой преимущественно
замедляющие механизмы, понижающие частоту вращения
и увеличивающие крутящие моменты выводных валов
двигателей для обеспечения оптимальных режимов
работы НВ и РВ. Однако для обеспечения приемлемых
габаритных размеров зубчатых колес нецелесообразно
реализовывать в одной их паре передаточное
отношение более 5. Поэтому для уменьшения частоты
вращения в большее число раз используют
механизмы, включающие ряд зубчатых колес. Таким
механизмом в трансмиссии вертолета является главный
редуктор.
Главный редуктор — наиболее сложный,
крупногабаритный и тяжелый агрегат трансмиссии. Он передает
большие крутящие моменты агрегатам-потребителям и
выполняет роль центрального силового элемента
вертолета, т. е. непосредственно воспринимает все силы и
моменты, создаваемые НВ. Применение на вертолетах
газотурбинных двигателей, имеющих значительно более
высокие частоты -вращения выводных валов, чем
поршневые двигатели, потребовало для сохранения
оптимальных характеристик НВ существенного увеличения
степени редукции (уменьшения частоты вращения
выводного вала) главных редукторов (табл. 6).
Реализация достаточно больших передаточных
отношений осуществляется в четырех ступенях
планетарного главного редуктора, кинематическая схема которого
типична для большинства одновинтовых вертолетоэ
(рис. 111).

270 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Таблица 6. Характеристики главных редукторов вертолетов
Характеристика
Передаточное
отношение
Масса, кг
Ми-2
23,9
300
Ми-8
62,5
785
Ми-24
62,5
830
Ми-6
69,2
3200
Ми-26
63
3575
Крутящий момент от двигателей на вал НВ
передается через три ступени редукции, на РВ — через
кНаИВ
НаРВ
"%~f^
11
Рис. 111. Кинематическая схема главного редуктора
вертолета Ми-8:
/ — корпус сателлитов; 2 — ведущая шестерня планетарной
ступени; 3 — сателлиты; 4 — зубчатый венец; б — шестерня
перебора; 6, 7 — вторая ступень (коническая); 8 — шестерни привода
хвостового вала; 9, 10 — первая ступень (цилиндрическая); 11 —
муфты свободного хода; 12, 13 — привод вентиляторной
установки
3.3. Системы планера 271
первую, вторую ступени и дополнительную ступень,
связанную с хвостовым валом трансмиссии. В главном
редукторе имеются также приводы вентиляторной
установки, насосов основной и дублирующей гидросистем,
генератора, компрессора воздушной системы, маслона-
соса, датчиков частоты вращения. Некоторая часть
мощности затрачивается на преодоление сил трения.
Главный редуктор вертолета Ми-26, передающий на
НВ вдвое большую мощность по сравнению с главным
редуктором вертолета Ми-6, для сохранения
приемлемых массы и габаритных размеров спроектирован на
основе иной кинематической схемы. В этом редукторе
осуществляется разделение мощности, поступающей от
двигателей, на ряд самостоятельных «потоков» с
помощью пластинчатых муфт, рессор, конических и
цилиндрических шестерен и последующее суммирование
мощности на выходе из редуктора на валу НВ.
Особенность такой многопоточной схемы главного
редуктора — большое количество рессор и возможность
соответствующим подбором их жесткостей управлять
потоками мощностей, выравнивать их значения. При
отказе одного двигателя крутящий момент от
работающего двигателя частично передается через элементы
привода хвостового вала на кинематическую цепь
отказавшего двигателя, обеспечивая более равномерную
загрузку главного редуктора.
Другая важная особенность этой схемы — наличие
системы контроля крутящего момента, с помощью
которой измеряют крутящие моменты каждого двигателя
на входе в главный редуктор. Для этого на каждой
входной рессоре устанавливают по две специальных
шестерни-индуктора, разнесенных на определенное
расстояние. При этом зубья каждой пары шестерен
располагают точно один напротив другого, а вокруг
шестерен в плоскости их вращения размещают на
неподвижном основании индукционные датчики. При
передаче крутящего момента рессора скручивается,
шестерни-индукторы изменяют свое взаимное
расположение, в результате чего происходит рассогласование
сигналов индукционных датчиков, пропорциональное
крутящему моменту. Система выдает визуальную
информацию о текущем значении крутящего момента на

272 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
каждом входе в главный редуктор- и сигнализирует
о превышении допустимого значения крутящего
момента.
Редуктор вертолета соосной схемы Ка-32
принципиально отличается от главных редукторов вертолетов
Ми-8 главным образом конструкцией третьей ступени
редукции. Здесь замыкание планетарной ступени
происходит не на один и тот же выводной вал, а через
перебор с разделением потока мощности на два
выводных вала. Передаточные отношения планетарной
ступени и перебора подобраны таким образом, что
обеспечивают равенство частот и противоположное
направление вращения выводных валов. Отсутствие
хвостовой трансмиссии позволило разместить все
приводы агрегатов, в том числе вентилятора, в одной
коробке приводов, расположенной сзади по полету. Тем
самым уменьшена габаритная высота редуктора, что
для вертолета соосной схемы очень важно. Кроме того,
входные валы МСХ расположены сравнительно
высоко, а поддон редуктора расположен ниже уровня пола
мотогондолы, что также способствует уменьшению
габаритной высоты вертолета.
Рама главного редуктора служит для крепления его
к фюзеляжу и воспринимает статические и переменные
динамические нагрузки, передающиеся от НВ. Наиболее
распространенная конструкция рамы представляет
собой восемь подкосов, изготовленных из высокопрочной
стали и попарно соединенных в четыре V-образные
вилки. Каждая вилка крепится к двум узлам на
картере главного редуктора и к одному узлу на
фюзеляже. В раме главного редуктора вертолета Ми-26
каждый из восьми подкосов независим и крепится в двух
точках на картере редуктора и на фюзеляже.
Муфты свободного хода, или обгонные муфты,
обеспечивают передачу крутящих моментов двигателей на
главный редуктор, соединяя валы свободных турбин
с зубчатыми колесами первой ступени редукции
главного редуктора. Это соединение осуществляет передачу
крутящего момента только в одном заданном
направлении и только при условии равенства угловых
скоростей вращения вала свободной турбины двигателя
(ведущего звена) и шестерен и валов главного редуктора
3.3. Системы планера 273
(ведомого звена): как только угловая скорость
вращения ведомого звена превысит по каким-либо причинам
скорость ведущего звена, муфта автоматически
разъединит механическую связь двигателя с главным редук-
Рис. 112. Муфта
свободного хода:
1 — звездочка; 2 —
обойма; 3 — ролики; 4 —
сепаратор
тором. Характер работы МСХ зависит только от
режимов работы двигателей и НВ; муфты полностью
автономны в работе и не имеют каких-либо управляющих
устройств.
На вертолетах с газотурбинными двигателями
применяются фрикционные роликовые муфты (рис. 112).
Передача крутящего момента через такую муфту
осуществляется за счет сил трения, возникающих при
заклинивании роликов между рабочими поверхностями
ведущего и ведомого звеньев. В конструкции муфты
предусматривается прижимное устройство для
обеспечения постоянного контакта заклинивающихся роликов
с обоймой и звездочкой. Оно способствует постоянной
готовности МСХ к заклиниванию и обеспечивает
одновременное заклинивание всех роликов, что создает
благоприятные условия для равномерного
распределения нагрузки как между роликами, так и по длине
каждого из них. Характер взаимодействия элементов
МСХ определяется ее режимом работы, включающим
следующие основные периоды: свободный код,
заклинивание, заклиненное состояние, расклинивание.

274 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Свободный ход—-это время работы муфты, в
течение которого ведомое звено (обойма) вращается с
большей угловой скоростью, чем ведущее звено
(звездочка), т. е. передача крутящего момента от двигателя
к главному редуктору отсутствует. При этом ролики
под действием прижимного устройства хотя и
соприкасаются с рабочими поверхностями звездочки и
обоймы, но остаются незаклиненными между ними.
Свободный ход муфты продолжается с момента окончания
процесса расклинивания до момента начала
заклинивания.
Заклинивание роликовой МСХ — процесс
защемления ролика между рабочими поверхностями звездочки
и обоймы в момент такого их относительного
перемещения, которое приводит к перемещению (закатыванию)
ролика в более узкую часть клинового пространства и
появлению сил нормального давления и сил трения
сцепления между обоймой и звездочкой. Процессу
заклинивания предшествует момент, соответствующий
концу свободного хода, когда угловые скорости
обоймы ©об и звездочки со3в становятся равными.
Заклинивание начинается при (0зв>а>Об и заканчивается
заклиненным состоянием (а>эв=сооб), при котором
осуществляется передача муфтой крутящего момента от
двигателя к главному редуктору.
Период расклинивания МСХ характеризуется
уменьшением передаваемого муфтой крутящего
момента до нуля. По мере уменьшения крутящего момента
уменьшается деформация элементов муфты, под
действием сил упругости ролики перемещаются в более
широкую часть клинового пространства, передача
крутящего момента от двигателя к главному редуктору
прекращается.
МСХ выполняет свои функции автоматически на
протяжении всего срока эксплуатации и не требует
регулировок и технического обслуживания, за
исключением необходимости подогрева перед запуском
двигателей при низких температурах наружного воздуха. На
вертолетах Ми-8, -17, -24, -26, Ка-32 главный редуктор
необходимо подогревать при t„<— 40°C, а запускать
двигатели разрешается при температуре масла в
поддоне редуктора — 15°С. На вертолетах Ми-2, -6, эти
3.3. Системы планера
275
температуры составляют соответственно —22... —25°С
иО...+5°С.
Основные виды отказов МСХ: невключение, ударное
заклинивание, буксование, расцепление. Невключение
МСХ — кратковременное или длительное отсутствие
контакта роликов с рабочими поверхностями звездочки
и обоймы при начавшемся перемещении звездочки
относительно обоймы в направлении передачи крутящего
момента (<йЭв>(Ооб). Невключение является следствием
ненадежной работы прижимных включающих устройств
и сопровождается следующими проявлениями:
отсутствует вращение несущего и рулевого винтов после
запуска двигателя; интенсивно увеличивается частота
вращения ротора свободной турбины двигателя;
появляется высокочастотный шум от двигателя;
автоматическое выключение двигателя системой защиты
турбины винта от раскрутки; иногда выявляется
металлическая стружка на магнитных пробках и маслофильтрах
главного редуктора, свидетельствующая о повреждении
контактных поверхностей деталей МСХ. Ударное
заклинивание МСХ является по существу второй фазой
кратковременного- невключения муфты, сопровождается
резкими рывками лопастей НВ в плоскости вращения,
скрежетом и ударами в районе главного редуктора,
повышением вибраций вертолета.
Предупреждение отказов МСХ осуществляют как
путем их совершенствования, так и установлением в
эксплуатации специальных правил и ограничений,
направленных на повышение надежности муфт и
предусматривающих: подогрев масла в главном редукторе
и МСХ перед запуском двигателей при низких
температурах наружного воздуха; исключение или изменение
режимов работы двигателей, при которых могут
создаваться условия для расцепления МСХ (Ми-6);
ограничение ресурса МСХ, у которых главной причиной
отказов является преждевременный износ деталей
(Ми-2).
Работоспособность МСХ при любых подозрениях на
отказ проверяют на земле по легкости вращения
свободных турбин двигателей от руки. Турбина должна
свободно вращаться без постороннего шума и
мгновенно тормозиться при попытке повернуть ее в обрат-

276 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
ную сторону. Затем проверяют заклинивание и
расклинивание роликов муфты проворачиванием лопастей НВ
по ходу их вращения, придерживая турбину рукой,—
турбина должна оставаться неподвижной. При
вращении лопастей в противоположную сторону турбина
должна вращаться в результате заклинивания роликов
МСХ.
Агрегаты хвостовой трансмиссии имеют следующие
основные конструктивные и эксплуатационные
особенности. Смазка промежуточного и хвостового редукторов
вертолетов типа Ми-2, -8, -17, -24 осуществляется бар-
ботажем: одна из шестерен частично погружена в
масло и при вращении смазывает вторую шестерню в
момент контакта зубьев. Кроме того, брызги масла
создают в картере масляный туман, обволакивающий
подшипники и остальные детали редуктора. На
вертолетах Ми-6, -26 барботажная маслосистема является
дублирующей, а основная маслосистема осуществляет
принудительную подачу масла с помощью шестеренного
маслонасоса, приводимого в действие от вала ведомой
шестерни. Охлаждение промежуточного и хвостового
редукторов на вертолетах Ми-2, -8, -17, -24
производится набегающим потоком воздуха, на вертолете
Ми-6 — обдувом с помощью специального вентилятора,
а на вертолете Ми-26 установлена внешняя
маслосистема с маслорадиатором.
Эксплуатационный контроль технического состояния
промежуточного и хвостового редукторов
осуществляется так же, как и главного редуктора.
Хвостовой вал состоит из отдельных труб,
соединенных либо жестко (фланцевыми стыками), либо с
помощью ограниченно подвижных элементов (шлицевых
муфт, карданных и скользящих шлицевых соединений).
Такая конструкция имеет достаточную жесткость и
в то же время обеспечивает возможность небольших
перекосов и осевых перемещений отдельных участков
вала, разгружая его от дополнительных напряжений,
связанных с неточностями в длинах труб и
расстояниях между опорами вала, а также с изгибом хвостовой
балки в полете. Трубы с фланцами соединяют
конусными болтами для предотвращения взаимного
перемещения труб под нагрузкой. Между собой фланцы
3.3. Системы планера 277
стягивают болтами для передачи крутящего
момента.
Карданный шарнир и шлицевая муфта обеспечивают
ограниченные перекосы участков вала. Карданный
шарнир (рис. 113) образован двумя вилками, повернутым:!
одна относительно другой на 90° и соединенными
крестовиной с игольчатыми подшипниками. Смазка
подшипников производится через масленку, удаление
излишков смазки — через предохранительные клапан.
Осевое перемещение валов достигается с помощью
шлицевого соединения вилки с валом.
Шлицевая муфта (рис. 114) состоит из
цилиндрического корпуса, на внутренней поверхности которого
сделаны длинные шлицы, и наконечника вала,
имеющего короткие шлицы, через которые передается
крутящий момент. В муфте предусмотрена полость для
смазки, поступающей к шлицам при вращении
хвостового вала под действием центробежных сил. Шлицевые
муфты надежно работают длительное время, если
перекосы участков валов не превышают 101. Смазку —
гипоидное масло, регулярно заменяют в условиях
эксплуатации.
Для обеспечения больших перекосов применяют
упругую пластинчатую муфту. Она представляет собой
два фланца, между которыми установлен набор тонких
стальных пластин с отверстиями под болты,
стягивающие весь пакет. Фланцы служат для соединения муфты
с агрегатами трансмиссии и участками хвостового вала.
Расстояние между опорами хвостового вала
выбраны из расчета предотвращения его резонансных
колебаний с определенным запасом по частоте вращения
на всех режимах работы хвостовой трансмиссии.
Частота вращения вала, при которой происходит потеря
устойчивости, называется критической.
В хвостовой трансмиссии вертолета Ми-24 помимо
традиционных агрегатов установлена коробка приводов,
используемая для привода двух генераторов
переменного тока и представляющая собой двухступенчатый
редуктор с шестью прямозубыми цилиндрическими
шестернями. Для охлаждения коробки используется
специальный вентилятор и внутренняя маслосистема с
принудительной подачей смазки к шестерням и подшипни-

278 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Й«
CS
ВЗ
гач
« н
3 ^
аз 5
ив
СО
с а
а5
»я
а
я 2а
&*•*
ее | S
. •*&
ft- я«
с ч
я 3
яи
о I
° 5
х ?
Si
«3
I ч
3.3. Системы планера
279
кам. Периодический контроль исправности коробки
приводов осуществляют с помощью установленной в ней
магнитной пробки.
1, 5-
ты;
Рис. 114. Шлицевая муфта:
-валы; г—гайка; 3 — резиновые кольца; 4 — корпус муф-
5 — отверстие для смазки; 7, 8 — перегородки; 9 — болт
Тормоз НВ — колодочный, устанавливается он, как
правило, в месте присоединения хвостового вала к
главному редуктору. Основными элементами тормоза
являются барабан, жестко соединенный с хвостовым валом,
и фрикционные колодки, соединенные системой
управления с ручкой тормоза, расположенной в кабине
экипажа. Торможение осуществляется прижатием колодок
к цилиндрической поверхности барабана. В
расторможенном состоянии между поверхностями барабана и
колодок поддерживается небольшой зазор с помощью
стяжной пружины, соединенной с колодками.
Управление тормозом сблокировано с системой запуска двига-

280 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
телей таким образом, что запустить двигатели можно
только при полностью расторможенной трансмиссии.
Эксплуатация трансмиссии включает регулярные
проверки, визуальный и инструментальный контроль
технического состояния ее агрегатов, а также
возобновление смазки.
При визуальном контроле наружных поверхностей
редукторов и узлов их крепления обращают внимание
на загрязнение агрегатов, следы течи масла, трещины,
вмятины, забоины, ослабление затяжки в соединениях,
нарушения лакокрасочного покрытия, коррозию.
Подтеки и пятна масла удаляют, обязательно выясняя при
этом причину их появления. Негерметичность
устраняют подтяжкой гаек или заменой уплотняющих
элементов, агрегат или деталь с трещиной подлежат замене.
Магниевые сплавы, из которых изготавливаются
корпуса редукторов, без специальной защиты подвержены
коррозии, в связи с чем поврежденное лакокрасочное
покрытие восстанавливают нанесением слоев грунта и
эмали соответствующего цвета. Механические
повреждения рамы крепления главного редуктора в виде
рисок и царапин устраняют зачисткой мелкозернистой
наждачной бумагой или бархатным напильником с
последующим нанесением соответствующего покрытия,
при этом допускается плавное снятие металла на
небольшую глубину (не более 0,3 мм).
При осмотрах хвостового вала обращают внимание:
на состояние подшипников в опорах (их герметичность
и надежность крепления защитных шайб, смещение
резиновых обойм); на наличие трещин на опорах
подшипников и ослабление заклепок крепления опор
к шпангоутам хвостовой балки; на возможное
скручивание вала и ослабление гаек крепления конусных
болтов. Инструментальный контроль хвостового вала
заключается в проверке его биения с помощью
индикатора часового типа, а также излома (несоосности)
опор возле шлицевых муфт с помощью специального
приспособления (хомута с индикатором). Соосность
опор хвостового вала проверяют при установке новой
хвостовой балки или ремонте эксплуатируемой.
Надежность хвостовых валов в значительной мере
определяется работоспособностью шлицевых муфт.
3.3. Системы планера
281
С другой стороны, именно на шлицевых муфтах
выявлялись опасные неисправности, визуальное обнаружение
которых невозможно, например износ шлицев
сопрягаемых деталей муфты. Степень их износа
контролируют проверкой бокового зазора между шлицами
сопрягаемых деталей муфты. Трансмиссию затормаживают
с помощью тормоза НВ и, прилагая нагрузки (усилия
руки) к лопасти РВ, поворачивают хвостовой вал
поочередно в обе стороны до полной «выборки» зазоров
в шлицевом соединении. При этом зазор замеряют
приспособлением с индикатором, которое устанавливают
поочередно.
Шлицевые муфты надежно работают даже в случае
полного отсутствия смазки, но только если угол излома
осей муфт находится в пределах ТУ. Вместе с тем при
наличии в шлицевых муфтах масла обеспечивается их
надежная работа даже при значительном увеличении
угла излома. Поэтому регулярное возобновление
смазки — основа надежной работы трансмиссии. Для
смазки используют гипоидное масло, которое зашприцовы-
вают через верхние отверстия до появления
непрерывной струи масла из контрольного отверстия.
Эксплуатация основного агрегата трансмиссии —
главного редуктора заключается главным образом в
обеспечении его надлежащей смазки и контроля
технического состояния также в основном с помощью
смазочного масла. Автономная система смазки
главного редуктора состоит из двух контуров: внутреннего и
внешнего. Внутренний контур обеспечивает подачу
масла к точкам смазки внутри редуктора и частичное
охлаждение масла. Внешний контур маслосистемы
составляют теплообменники (маслорадиаторы) и
охлаждающая их вентиляторная установка со шлангами,
трубопроводами, а также вмонтированными в них
фильтрами-сигнализаторами стружки и перепускными
клапанами. Степень заправки редуктора маслом определяют
по масломерным стеклам, контроль температуры и
давления масла осуществляют с помощью соответствующих
приборов. В поддоне редуктора установлены
магнитные пробки для улавливания из масла стальных
частиц. Систематический осмотр фильтроэлементов и маг<
нитных пробок, которые задерживают металлическую

282 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
стружку, позволяет своевременно обнаружить начало
опасного разрушения деталей редуктора.
Смазочная способность масла в основном зависит
от его вязкости, которая изменяется от температуры.
Возрастание вязкости масла с понижением его
температуры затрудняет прокачку и разбрызгивание масла,
вызывая необходимость подогрева главного редуктора
теплым воздухом перед запуском двигателей. Поэтому
в большинстве главных редукторов применяют
синтетическое масло Б-ЗВ, обладающее существенно
меньшей вязкостью, чем минеральные масла, и
позволяющее включать в работу главный редуктор без
подогрева при температуре наружного воздуха до — 40°С.
Наряду с хорошими низкотемпературными свойствами
это масло стабильно до температуры 200°С, сохраняя
при этом расчетную смазочную способность.
В условиях длительной работы редуктора
первоначальные свойства масла ухудшаются вследствие
взаимодействия с воздухом и трущимися поверхностями
при высокой температуре, окисления и загрязнения.
Поэтому срок эксплуатации масла в главном
редукторе ограничен одним годом, по истечении которого
масло заменяют свежим.
Маловязкие нефтяные масла типа МК-8 имеют
недостаточную для главных редукторов смазочную
способность, поэтому применяют смеси масел в
различных сочетаниях для летней и зимней
эксплуатации, что несколько усложняет эксплуатацию
вертолетов.
По температуре и давлению масла осуществляется
приборный контроль работоспособности главного
редуктора. Так, при нарушении его герметичности или
разрушении деталей происходит одновременное увеличение
температуры и падение давления масла. В этих
случаях экипаж вертолета должен прекратить выполнение
полетного задания. Однако указанный аварийный
характер изменения параметров может происходить и в
исправном редукторе вследствие отказа термоклапана
маслорадиатора маслосистемы, когда масло минует
соты маслорадиатора и не охлаждается. При повышении
температуры масла значительно уменьшается его
вязкость и ухудшаются смазывающие свойства. Это мо-
3.3. Системы планера 283
жет привести к разрушению подшипников. Поэтому
вынужденная посадка необходима в любом случае
повышения температуры масла в главном редукторе выше
допустимой.
3.3.4. Система кондиционирования
Назначение СКВ — подача воздуха в герметичные
кабины вертолетов с целью поддержания в них
нормальных условий жизнедеятельности экипажа и
пассажиров. Для кондиционирования используется горячий
воздух, отбираемый от компрессоров двигателей, а в
случае выхода из строя одного двигателя
работоспособность СКВ поддерживается вторым двигателем. На
вертолете Ми-26 в наземных условиях при
неработающих двигателях горячий воздух для СКВ подается от
бортовой вспомогательной установки (турбоагрегата)
ТА-8В или от наземной установки воздушного запуска.
Помимо обогрева и вентиляции кабин СКВ
используется для обдува остекления кабины экипажа
с целью предохрадения стекол от запотевания, а также
для очистки кондиционируемого воздуха от
аэрозольных частиц. Кроме того, на вертолетах Ми-24 с
помощью СКВ обдуваются некоторые агрегаты
авиационного вооружения, на вертолетах Ка-32 продуваются и
обогреваются отсеки аккумуляторов.
Конструкция СКВ позволяет включать
кондиционирование воздуха кабины экипажа и обогрев грузовой
кабины как одновременно, так и раздельно. СКВ
включает в себя турбохолодильник, воздухо-воздушный
радиатор, регулирующую и управляющую аппаратуру,
которая автоматически поддерживает заданные
температуру и давление воздуха в кабинах, магистральные
и раздаточные трубопроводы, коллекторы, заборники,
патрубки подачи воздуха.
Основные агрегаты СКВ расположены под настилом
пола носовой части фюзеляжа. Агрегаты подачи
воздуха находятся в двигательном отсеке на потолке
грузовой кабины. Магистральные трубопроводы проложены
под полом кабин, трубопроводы отбора воздуха — в
двигательном отсеке.
Воздухо-воздушный радиатор (теплообменник)
предназначен для предварительного охлаждения воздуха,

284 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатации
подаваемого в кабину вертолета. Он состоит из трубок
малого сечения, по которым протекает охлаждаемый
воздух. Межтрубочное пространство радиатора
продувается наружным воздухом, который подается
скоростным напором и подсасывается вентилятором турбохо-
лодильника.
Турбохолодильник предназначен для окончательного
охлаждения воздуха, поступающего от
воздухо-воздушного радиатора в кабины вертолета. Основным
элементом турбохолодильника является ротор-вал, на одном
конце которого смонтировано колесо турбины, а на
другом — осевой вентилятор. Процесс охлаждения
осуществляется за счет адиабатического расширения
воздуха с отдачей энергии для вращения турбины,
крутящий момент которой затрачивается на привод
вентилятора. Последний обеспечивает принудительную
продувку воздухо-воздушного радиатора в режиме висения
вертолета и при работе СКВ на земле.
Для очистки подаваемого в кабины воздуха от
аэрозольных примесей масла Б-ЗВ, попадающих в СКВ
через уплотнения подшипников опор валов двигателей,
служат фильтры с фильтрующими элементами из
активированного угля и специальной ткани. Для отделения
от воздуха влаги установлен влагоотделитель,
включающий коагулятор с сеткой, трехзаходный винт
(червяк), ловушку и предохранительный клапан.
Трубопроводы СКВ выполнены из нержавеющей
стали (на участке от двигателей до электрозаслонок)
и алюминиевых сплавов (на всех остальных участках).
На участке соединения трубопроводов с двигателями
установлены термокомпенсаторы, состоящие из
стальных сильфонов в стальной оплетке и двух фланцев.
Термокомпенсаторы предназначены для компенсации
температурных и механических деформаций в месте
соединения трубопроводов с двигателями. Все
фильтры и большинство трубопроводов покрыты
теплоизоляционным материалом. Обратные клапаны перекрывают
проход воздуха от одного двигателя к другому в
случае отказа одного из них.
Воздух, отбираемый от компрессоров двигателей,
пройдя термокомпенсаторы, обратные клапаны и
открытую перекрывную электрозаслонку, попадает в за-
S.S. Системы планера 285
висимости от температуры наружного воздуха либо
в воздухо-воздушный радиатор, где подвергается
охлаждению, либо через другую электрозаслонку в
обход воздухо-воздушного радиатора. Далее воздух
попадает в фильтры, очищается в них и поступает в
турбохолодильник, где происходит его окончательное
охлаждение. Затем кондиционированный воздушный
поток поступает в магистральный трубопровод и далее
в систему раздаточных трубопроводов.
Патрубки и короба снабжены насадками, с
помощью которых можно регулировать расход воздуха и
направление потока. Одновременно воздух может
выходить через щели коллекторов обдува стекол.
Регулирование температуры воздуха перед фильтрами и
воздуха, подаваемого в гермокабину, осуществляется
вручную с помощью трехпозиционного переключателя
на пульте управления СКВ у летчика или
автоматически.
В полете вентиляцию кабины экипажа можно
осуществлять наружным воздухом с помощью
выдвижного воздухозаборника, расположенного перед лобовым
стеклом летчика. Открывается и закрывается эгог
воздухозаборник рукояткой, имеющей ■фомежутсчное и
два предельных положения. При полете вертолета над
зоной заражения для исключения возможности
попадания в кабину наружного воздуха помимо филыра СКВ
обеспечивает наддув гермокабины воздухом с заданным
избыточным давлением, которое поддержяза^.тся
автоматически системой регулирования давления.
Ш вертолетах Ми-8 основным агрегатом СКВ
служит керосиновый обогреватель типа КО-50,
размещенный с внешней стороны правого борта
фюзеляжа в капоте, являющемся продолжением правого
подвесного топливного бака. Керосиновый
обогреватель, включающий в себя вентилятор, топливную
коробку, аппаратуру управления и регулирования, может.
работать в автоматическом, ручном и вентиляторном
режимах.
При работе обогревателя в автоматическом режиме
отопления нагретый воздух подается вентилятором
через отопительные короба, соединительные воздуховоды
и патрубки в грузовую кабину и кабину экипажа, а

286 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
температура воздуха поддерживается постоянной в
зависимости от положения задатчика температуры.
Ручное управление обеспечивает работу обогревателя на
максимальном (полном) и среднем режимах теплопро-
изводительности. При этом для ускорения подогрева
кабин в зимних условиях может использоваться так
называемый режим рециркуляции, когда воздух для
обогревателя забирается не снаружи вертолета через
воздухозаборник капота обогревателя, а из грузовой
кабины через соответствующий патрубок. Работа СКВ
в вентиляторном режиме обеспечивает охлаждение
обогревателя и вентиляцию кабин вертолета в теплое
время года. При этом включается вентилятор без подачи
топлива в обогреватель, воздух забирается из
атмосферы через воздухозаборник и подается без подогрева
в кабины по тем же каналам, что и в режиме
отопления.
На вертолете Ми-2 отопление кабины
осуществляется горячим воздухом, отбираемым от компрессоров
двигателей и подаваемым для охлаждения через краны
и гаситель колебаний в змеевики воздушных
радиаторов. Различные комбинации положений управляющих
кранов и заслонок дают возможность регулировать
общий уровень температуры в кабине, скорость прогрева
воздуха, а также распределение температур воздуха по
кабине. При вентиляции кабины без отопления подача
горячего воздуха от компрессоров двигателей
перекрывается кранами, а свежий воздух поступает в кабину
из атмосферы.
Уход за СКВ заключается в своевременном и
тщательном выполнении осмотров и регламентных работ.
При осмотре системы следует обращать внимание на
ее герметичность, отсутствие на агрегатах и деталях
следов коррозии, вмятин и других механических
повреждений, а также на надежность крепления
агрегатов и трубопроводов, исправность контровки.
Характерная неисправность системы — повреждение
или преждевременная выработка ресурса фильтрующих
элементов, что приводит к появлению в кабинах
вертолета запаха масла или угольной пыли на выходных
отверстиях коллекторов СКВ Возможен выход из строя
агрегатов автоматики СКВ, в результате чего конди-
3.3. Системы планера 287
ционированный воздух не поступает в кабины. В этих
случаях производится замена отказавшего элемейта.
После замены агрегатов и трубопроводов
высоконапорной части системы обязательна проверка СКВ на
герметичность с помощью аэродромного баллона
сжатого воздуха.
8.3.5. Десантно-транспортное и санитарное оборудование
Десантно-транспортное оборудование предназначено
для размещения и перевозки десантников, погрузки
(выгрузки) самоходной и несамоходной техники и
грузов в грузовую кабину (из кабины),
размещения,швартовки техники и грузов в грузовой кабине и их
транспортирования, размещения и транспортирования техники
и грузов на внешней подвеске.
В состав десантно-транспортного оборудования
вертолета входят: оборудование для десантирования
людей; погрузочно-разгрузочное оборудование; шварто-
вочное оборудование; система внешней подвески.
Десантирование людей, а также транспортирование
техники и грузов, размещенных как внутри грузовой
кабины, так и на внешней подвеске, осуществляются
посадочным способом. Для размещения десантников
в грузовой кабине устанавливаются десантные
сиденья.
Погрузка и выгрузка самоходной (колесной и
гусеничной) техники осуществляются на вертолетах Ми-6,
-8, -17, -26 через грузовой люк самоходом на
минимальной скорости движения как передним, так и
задним ходом. Погрузка и выгрузка несамоходной
колесной техники на вертолетах Ми-6, -26 производятся
с помощью одной или двух (в зависимости от массы
образца техники) электрических лебедок или с
помощью тягача; бесколесной техники и грузов на
вертолетах Ми-26 — с помощью специальных
грузоподъемных и погрузочных устройств (тельферов) и
электрических лебедок.
Электролебедки устанавливают на полу грузовой
кабины в ее передней части, тельферы — на
кран-балках в верхней части грузовой кабины по ее бортам.

288 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Кран-балки имеют вылет за пределы грузовой кабины
вертолета Ми-26 приблизительно на 5 м, что
обеспечивает возможность подъема (опускания) грузов как
с автомашины (на автомашину), так и с грунта (на
грунт) аэродрома. Для погрузки и выгрузки самоходной
техники применяют настил (веревочный на вертолете
Ми-26 и деревянный на вертолете Ми-6),
направляющие отбойники на вертолете Ми-26 (для гусеничной
техники) и упорные колодки (для колесной техники).
Для погрузки и выгрузки несамоходной колесной
техники с помощью электролебедок применяют захваты,
крюки (однорогие и двурогие), погрузочные блоки,
цепи и тросы.
Направляющие отбойники предназначены для
предохранения бортов грузовой кабины вертолета Ми-26
от повреждения при погрузке и выгрузке гусеничной
техники самоходом. Отбойники устанавливают по
обоим бортам грузовой кабины и на грузовом трапе.
Конструктивно они включают в себя литые кронштейны из
алюминиевого сплава с закрепленными на них
болтами щитками из листовой нержавеющей стали.
Веревочный настил (из льняного шнура) предназначен для
предохранения пола грузовой кабины и поверхности
трапов от повреждения траками гусениц, а также для
предупреждения пробуксовки самоходной техники при
движении по трапам в условиях дождя, снега и
гололеда. Упорные колодки применяются для
предотвращения самоскатывания колесной техники при ее
погрузке и выгрузке.
Швартов очное оборудование предназначено для
обеспечения наземного крепления к полу грузовой
кабины вертолета техники и грузов при их воздушном
транспортировании. В комплект швартовочного
оборудования входят: сетка из капронового канатика; цепи
с тандерами для натяжения; ремни; съемные шварто-
вочные узлы (одинарные и двойные). В процессе
повседневной эксплуатации погрузочное и швартовочное
оборудование размещают в грузовой кабине вертолета,
а при перебазировании помешают в грузовые
контейнер ы.
Система внешней подвески обеспечивает подцепку
(отцепку) груза на посадочной площадке или на ре-
3,3. Системы планера
289
жиме висения, воздушную перевозку груза, а также его
сброс в случае возникновения в полете аварийной
ситуации. Применение внешней подвески значительно
расширяет область использования вертолетов. Ее
применяют, в частности, для эвакуации крупногабаритных
техники и грузов с ограниченных, недоступных для других
транспортных средств площадок, водной или ледовой
поверхности, гористой или заболоченной местности, для
выполнения сложных монтажно-демонтажных работ.
Исключение при этом погрузочно-разгрузочных работ
сокращает время и трудозатраты и повышает
мобильность перевозок.
Применяют в основном одноточечную внешнюю
тросовую подвеску (трос крепится к вертолету в одной
точке), отличающуюся на различных типах вертолетов
узлами крепления ее к фюзеляжу. На легких вертолетах
трос подвески удерживается специальным замком,
установленным под фюзеляжем на балке или на шарнир-
но-маятниковом механизме. На средних и тяжелых
вертолетах для внешней подвески предусматривают люк
в грузовом полу, а замок, удерживающий трос
подвески, крепится подкосами внутри грузовой кабины либо
непосредственно в проеме люка. В систему входят
также вертлюг, грузовой трос, крюк, стропы (рис. 115).
Грузовой замок — наиболее сложный агрегат
системы внешней подвески, предназначенный для креялевия
грузового троса, удержания груза в процессе
транспортирования, аварийного сброса груза в полете. При
относительно небольшой массе груза (до 2,5 т)
применяется грузовой замок электромеханического типа,
который при подвеске груза закрывается вручную, 3 при
его отцепке — с помощью электромагнитного пускового
механизма через систему рычагов (предусмотрено и
ручное открытие замка). Для транспортирования
тяжелых грузов используют более мощный грузовой замок,
открытие и закрытие которого, а также удержание
груза осуществляются с помощью специального
гидроцилиндра, подключенного к вспомогательной
гидросистеме вертолета.
При подцепке груза к вертолету грузовой трос
должен находиться в грузовом замке. Это достигается
с помощью установленной в вертолете электролебедки,
Ю Зак. 786

290 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
трос которой выпускают через грузовой замок и
соединяют вручную с грузовым тросом. После взлета и
зависания вертолета включают электролебедку на уборку
ее троса, при этом происходит втягивание грузового
Рис. 115. Внешняя подвеска:
/ — лебедка; 2 — трос лебедки; 3—замок подвески; 4—
универсальный шарнир; 5 — грузовой трос; 6 — вертлюг; 7 — крюк; 8 —
скоба; 9 — грузовые стропы; 10 — груз
троса в грузовой замок. Затем лебедка автоматически
выключается и одновременно закрывается грузовой
замок.
Для обеспечения в полете свободного отклонения
грузового троса от вертикального положения в месте
крепления троса к грузовому замку предусмотрен
кардан. Для исключения скручивания грузового троса
в случае возникновения в полете вращения груза
система внешней подвески оборудуется вертлюгом,
опорный подшипник которого не передает на грузовой трос
крутящих моментов от груза. Грузовой трос выполняют
составным, что позволяет использовать при
возможности самый короткий его участок и снижать тем самым
неблагоприятное влияние груза на устойчивость и
управляемость вертолета. Длину - грузового троса выби-
3.4. Силовая установка
291
рают исходя из формы, габаритных размеров и массы
груза, состояния и размеров взлетно-посадочной
площадки и воздушных подходов к ней.
Для обеспечения необходимой точности
пилотирования вертолета с грузом на внешней подвеске
применяют бортовые телевизионные установки с индикацией
изображения на приборную доску летчика (Ми-26)
либо управляют вертолетом из специальной кабины,
расположенной под фюзеляжем (Ми-10К).
Санитарное оборудование предназначено для
перевозки больных (раненых) и обеспечения ухода за
ними. Все типы серийных вертолетов могут
использоваться в санитарном варианте и в этом случае оснащаются
соответствующим дополнительным оборудованием.
В состав оборудования для перевозки больных и
раненых входят: стойки для размещения и крепления
носилок; оборудование мест медработников; комплект
привязных ремней для привязывания раненых к
носилкам. В состав средств ухода за больными и ранеными
входят: бачки с водой; поильники; кислородные
баллоны с масками; электрокипятильник; медикаменты.
Максимальное количество перевозимых больных
(раненых) на носилках и сопровождающих их
медработников определяется габаритными размерами грузовой
кабины и грузоподъемностью вертолета.
3.4. СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
3.4.1. Общие сведения
Назначение силовой установки — создание
мощности, необходимой для вращения НВ и РВ, а также
привода различных агрегатов (вентилятора, генераторов,
насосов и др.). Силовая установка современного
вертолета состоит из основных (маршевых) и
вспомогательного двигателей, узлов их крепления к вертолету,
систем автоматического управления, запуска, смазки,
охлаждения, топливной, а также систем защиты от
пыли, обледенения и пожара.
В вертолетных силовых установках используются
в основном двухвальные или трехвальные газотурбин-
10*

292 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
ные двигатели* со свободной турбиной (турбиной
винта), кинематически не связанной с турбокомпрессорной
частью двигателя (турбовальные двигатели). Двигатель
такой конструкции обладает следующими
достоинствами: частота вращения свободной турбины значительно
меньше частоты вращения ротора турбокомпрессора,
благодаря чему уменьшается потребная степень
редукции; частота вращения НВ может выдерживаться
постоянной при изменении частоты вращения ротора
турбокомпрессора, что позволяет оптимизировать
аэродинамические характеристики НВ и расход топлива
двигателем; облегчен запуск двигателя; нет
необходимости иметь муфту включения.
Применение двух независимо работающих
двигателей в силовой установке существенно повышает
безопасность полетов вертолета, так как при отказе одного
из двигателей второй обеспечивает продолжение
полета или выполнение посадки.
Двигатели устанавливают над потолком фюзеляжа
и располагают симметрично продольной оси вертолета
с наклоном вперед вниз под углом е, равным углу за-
клинения оси НВ относительно строительной вертикали
фюзеляжа. При этом задние выводные валы двигателей
подсоединены к главному редуктору перпендикулярно
оси НВ, что упрощает кинематическую схему
трансмиссии. Правый и левый двигатели обычно
взаимозаменяемы при условии разворота выхлопного патрубка.
Двигатели, главный редуктор, вентилятор и
турбоагрегат закрываются капотом.
Двигатели крепятся непосредственно к силовым
элементам конструкции вертолета по двум поясам
(рис. 116). Передний пояс / представляет собой
входной фланец корпуса компрессора, прикрепленный
четырьмя тягами к кронштейнам на потолке
центральной части фюзеляжа. Сзади двигатель крепится в
одной точке 2 — на сферической опоре главного
редуктора. При таком креплении двигателя действующие на
него силы и моменты воспринимаются следующим
образом: осевая сила (реактивная тяга) двигателя —
* Полагаем, что принцип действия и устройство
газотурбинного двигателя известны читателю.
&.4. Силовая установка 293
только задней опорой; крутящий и гироскопический
моменты — только передней опорой; массовые силы —
совместно передней и задней опорами пропорционально
расстоянию до центра масс двигателя. Все тяги перед-
Рис. 116". Крепление двигателя в продольной плоскости
него крепления — тандерного типа с регулируемыми
наконечниками, которые позволяют изменять их длину
при монтаже двигателя на вертолет. Кроме того, тяги
могут перемещаться вперед-назад и в стороны при
тепловом расширении двигателя, а также обеспечивают
расстыковку его с главным редуктором.
Регулирование соосности двигателей с главным
редуктором при монтаже осуществляется изменением длин
тяг поочередным поворотом тандеров без разъединения
их с двигателем и кронштейнами фюзеляжа. При
расстыковке двигателя и главного редуктора двигатель
закрепляют на дополнительной опоре, которая
представляет собой специальное приспособление,
устанавливаемое на кронштейнах потолка центральной части
фюзеляжа.
Система запуска двигателей предназначена для
вывода их из состояния покоя на минимальный режим
работы (режим малого газа), при котором
обеспечивается устойчивый процесс горения топливо-воздушной
смеси в камере сгорания. Для запуска двигателя необ-

294 Часть 3. Конструкций й техническая эксплуатация
ходимо раскрутить ротор турбокомпрессора до такой
частоты вращения, когда мощность турбины
компрессора обеспечит самостоятельное вращение ротора
турбокомпрессора, а также обеспечить подачу
необходимого количества топлива в камеру сгорания и
воспламенение топливо-воздушной смеси. Раскрутка ротора
турбокомпрессора в процессе запуска двигателя на
земле и в полете осуществляется электрическим или
воздушным стартером, а подача топлива в камеру
сгорания регулируется по заданному закону.
Система воздушного запуска двигателей вертолетов
Ми-17, -24, -26 и Ка-32 состоит из воздушного
стартера с клапаном пуска, вспомогательного газотурбинного
двигателя (турбоагрегата) с электромагнитным
клапаном отвода и перепуска воздуха, воздухопроводов,
термокомпенсаторов и соединительных патрубков с
хомутами.
Раскрутка воздушного стартера обеспечивается
сжатым воздухом, поступающим по воздухопроводу от
компрессора работающего турбоагрегата. Воздушный
стартер раскручивает ротор турбокомпрессора
двигателя до относительной частоты вращения 60... 65%, после
чего автоматически отключается. Если же двигатель не
раскрутился до указанной частоты вращения,
электромагнитный клапан отвода и перепуска воздуха
прекращает подачу сжатого воздуха к воздушному стартеру,
выпуская его за борт вертолета, и цикл запуска таким
образом прекращается.
Турбоагрегат типа АИ-9В на вертолетах Ми-17, -24
и Ка-32 установлен в концевом отсеке силовой
установки за главным редуктором и отделен от него
противопожарной перегородкой, причем продольная ось
турбоагрегата почти перпендикулярна продольной оси
вертолета. Турбоагрегат имеет автономную систему
смазки и регулирования, запуск его осуществляется
стартером-генератором от аккумуляторных батарей или
от аэродромного источника постоянного тока, питание
топливом — от общей топливной системы вертолета.
Крепление турбоагрегата к потолочной панели
вертолета осуществлено на четырех узлах — двух задних
шарнирных и двух регулируемых передних, позволяющих
регулировать угол установки турбоагрегата в верти-
3.4. Силовая установка
295
кальной плоскости. Турбоагрегат ТА-8В на вертолете
Ми-26 установлен под полом кабины экипажа.
Двигатели вертолетов Ми-26 и Ка-32 можно
запустить в случае отказа бортового пускового
турбоагрегата от наземной воздушной пусковой установки, для
подсоединения которой имеется бортовой штуцер.
Вместе с тем с помощью бортового турбоагрегата и его
стартера-генератора можно в автономных условиях
базирования выполнять проверки всех электрических и
радиоэлектронных систем вертолета без включения
основных двигателей и подключения наземных электро-
агрегатов. Кроме того, с помощью турбоагрегата ТА-8В
на вертолете Ми-26 можно осуществлять подачу
сжатого воздуха в систему кондиционирования, продувку
грузовой кабины от выхлопных газов после загрузки
(выгрузки) самоходной техники, а также аварийное
снабжение потребителей электроэнергией в полете.
В эксплуатации используют три вида запуска
двигателей: собственно запуск, холодную прокрутку и
ложный запуск.
Холодная прокрутка выполняется для продувки
газовоздушного тракта двигателя, ротор которого
раскручивается по полному циклу запуска, но подача
топлива и зажигание не производятся. Холодная
прокрутка обязательна после неудавшегося запуска для
удаления остатков топлива перед повторным запуском.
Ложный запуск используют для расконсервации и
консервации топливной системы и в других случаях,
когда требуется проверка герметичности топливной
системы и выявление неисправности в системе запуска.
Ложный запуск проводят по сокращенному временному
циклу, прекращая его до вывода основных двигателей
на режим малого газа. После выполнения ложного
запуска для удаления скопившегося в камере сгорания
топлива производят холодную прокрутку.
При осмотре систем запуска в процессе подготовки
вертолета к полету обращают внимание на
герметичность топливных трубопроводов и воздуховодов,
состояние стартера-генератора, надежность его крепления,
отсутствие посторонних предметов во входном
устройстве турбоагрегата. При выполнении регламентных
работ на воздушных пусковых системах проверяют дав-

296 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
ление воздуха в воздуховоде (напорность
турбоагрегата), промывают топливные, масляные и воздушные
фильтры, заменяют масло, выполняют полную
проверку работоспособности системы.
Характерная неисправность системы запуска —
нарушение регулировки топливной автоматики запуска,
в результате чего двигатель не выходит на режим
малого газа. Внешне это может проявляться как
«холодное» или «горячее» зависание. В первом случае
наблюдается прекращение роста частоты вращения
турбокомпрессора без повышения температуры газов за
турбиной, во втором случае происходит значительный
рост этой температуры.
Расчетные режимы работы двигателей:
режим малого газа, на котором обеспечивается
устойчивая работа двигателей с минимальной частотой
вращения турбокомпрессора для прогрева после
запуска и при полете вертолета на режиме самовращения
НВ без выключения двигателей. Для ограничения
температурных и вибрационных напряжений деталей
двигателей время непрерывной работы на этом режиме не
должно превышать 20 мин;
крейсерский режим, на котором создается
наибольшая мощность при непрерывной надежной работе
двигателей в течение всего установленного ресурса (срока
службы). Время работы двигателей на этом режиме
не ограничивается, и он обычно используется при
выполнении маршрутных полетов на дальность или
специальных заданий на максимальную продолжительность
полета;
номинальный режим, время непрерывной работы на
котором ограничено по условиям прочности деталей
двигателей (приблизительно 1 ч). Этот режим
используют при взлете и висении у земли, наборе высоты,
полетах с максимальной скоростью и нормальной
полетной массой в благоприятных атмосферных
условиях;
взлетный режим, на котором двигатели развивают
максимальные мощность и крутящий момент при
максимально допустимых значениях частоты вращения
турбокомпрессора и температуры газов перед
турбиной. По условиям прочности деталей двигателей время
3.4. Силовая установка
297
работы двигателей на этом режиме ограничено (около
6 мин).
Двигатели Д-136, установленные на вертолете
Ми-26, имеют еще максимальный взлетный режим,
кратковременно используемый в экстремальных
ситуациях, главным образом при отказе одного из
двигателей.
Режим работы двигателя определяется косвенно
частотой вращения турбокомпрессора и температурой
газов за турбиной, а на вертолетах Ми-26 —
непосредственно измерителем крутящего момента с индикацией
на приборной доске летчика.
3.4.2. Система управления двигателями
Управление газотурбинными двигателями на
переходных режимах полета вертолета в нормальных
условиях летной эксплуатации осуществляется летчиком
с помощью рычага «шаг-газ», расположенного слева от
сиденья, и агрегатов системы автоматического
управления, расположенных непосредственно на двигателях.
На вертолетах Ми-2, -6, -8, -24 рычаг «шаг-газ»
снабжен поворотной рукояткой коррекции. Кроме того, на
всех типах вертолетов имеются рычаги раздельного
управления двигателями.
Все три указанных органа управления силовой
установкой подсоединены к одному рычагу на
насосе-регуляторе каждого двигателя, при этом каждый орган
управления может перемещать этот рычаг на разные
углы. С помощью рукоятки коррекции летчик выводит
двигатели после запуска на режим автоматического
управления. В полете рукоятка коррекции находится
в крайнем правом положении и не оказывает влияния
на располагаемую мощность двигателей. Рычаги
раздельного управления позволяют командиру экипажа
изменять при необходимости режим работы отдельно
каждого двигателя (например, при отказе одного из
двигателей), а также производить поочередное
опробование двигателей на земле.
Для установки заданной частоты вращения НВ
перед взлетам, а также ее уменьшения при выполнении

298 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
длительных маршрутных полетов на вертолетах Ми-17,
-24, -26 предусмотрена ручная перенастройка частоты
вращения НВ.
Система автоматического управления силовой
установкой обеспечивает: запуск двигателей; устойчивый
рабочий процесс двигателей во всем эксплуатационном
диапазоне внешних атмосферных условий и режимов
полета вертолета; заданную приемистость двигателей
на переходных режимах; поддержание частоты
вращения НВ в заданных пределах; поддержание одинаковой
мощности каждого из двух параллельно работающих
двигателей; ограничение предельных параметров
двигателей; увеличение мощности одного из двигателей при
неисправности другого; защиту свободной турбины от
раскрутки при нарушении кинематической связи
двигателя с главным редуктором путем экстренного
выключения двигателя.
САУ включает в себя топливорегулирующую
аппаратуру, автоматические устройства по управлению
клапанами (лентами) перепуска воздуха из компрессора
и поворотом лопаток входного направляющего
аппарата и направляющих -аппаратов первых ступеней
компрессора, а также ряд отдельных автоматических
устройств, обеспечивающих выдерживание постоянства
или изменение по заданному закону определенных
регулируемых параметров.
В работе силовой установки вертолета ограничениям
подлежат следующие параметры: частота вращения
турбокомпрессора и свободной турбины; температура
газов перед турбиной; давление и температура масла
в двигателях; время непрерывной работы двигателей
на повышенных режимах и режиме малого газа.
Процесс управления вертолетным турбовальным
ГТД на переходных режимах осуществляется
следующим образом (рис. 117). Например, для выполнения
набора высоты летчик отклоняет рычаг «шаг-газ» вверх,
увеличиваются общий шаг и потребная мощность НВ,
которая сразу же становится больше располагаемой
мощности двигателей. В результате частота вращения
НВ начинает уменьшаться (НВ затяжеляется).
Как только начнется уменьшение частоты вращения
НВ и жестко связанной с винтом свободной турбины
3.4. Силовая установка 299
двигателя, регулятор частоты вращения свободной
турбины увеличит подачу топлива в двигатель. Вместе
с тем при отклонении вверх рычага «шаг-газ» с
помощью механизма объединенного управления (МОУ)
происходит механическая перенастройка регулятора
Рис. 117. Управление вертолетным турбовальным ГТД
частоты вращения турбокомпрессора на повышенный
режим работы двигателя. В результате мощность
двигателя (синхронно двух двигателей) увеличится до
равновесного значения потребной мощности НВ на новом
режиме полета, а частота вращения НВ восстановит
свое прежнее стабилизированное значение. Таким
образом, дозирование топлива в двигателе для
поддержания nH=const осуществляется регулятором частоты
вращения свободной турбины, при этом для
уменьшения времени переходного процесса применяют
механическую перенастройку регулятора частоты вращения
турбокомпрессора птк на повышенный режим.
С целью предотвращения перегрева деталей газо-
воздущного тракта, неустойчивой работы компрессора
и срыва пламени в камере сгорания из-за
переобогащения смеси рычаг «шаг-газ» следует перемещать в
умеренном темпе. Однако в усложненных полетных
ситуациях возможно резкое перемещение летчиком рычага
«шаг-газ» на увеличение общего шага НВ. Поэтому

300 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
для автоматизации процесса разгона ГТД в систему
его управления включен автомат приемистости,
программирующий подачу топлива при разгоне в
зависимости от параметров рабочего процесса двигателя,
либо просто в зависимости от времени.
Рис. 118. Переходный процесс изменения частоты
вращения ротора турбокомпрессора при ступенчатом
отклонении рычага управления ст положения «Малый газ» до
взлетного:
;•— двигатель ТВ2-117; 2 — двигатель ТВЗ-117
Приемистость — процесс быстрого увеличения
мощности двигателя при резком перемещении рычага
управления. Время приемистости — интервал времени от
начала перемещения рычага управления двигателем до
достижения заданной повышенной мощности.
Различают полную и частичную приемистость
двигателя. Полная приемистость — увеличение мощности
двигателя с режима малого газа до максимального
(взлетного, форсажного, чрезвычайного), частичная —
с любого крейсерского режима работы, включая режим
малого газа, до любого повышенного режима, включая
максимальный. Время полной приемистости
эксплуатируемых в настоящее время вертолетных турбовальных
ГТД составляет 8... 15 с (рис. 118), существенно
превышая время приемистости поршневых авиационных
двигателей и лимитируя в определенной мере
маневренные возможности вертолета.
3.4. Силовая установка 301
При некотором достаточно большом отклонении
вверх рычага «шаг-газ» двигатель выйдет на взлетный
(максимальный) режим работы. В этом случае
регулятор частоты вращения свободной турбины
выключается, а регулятор частоты вращения турбокомпрессора
Рис. 119. Зависимость потребной и располагаемой
мощностей от общего шага НВ вертолета Ми-8 на
крейсерском режиме полета
выполняет функцию ограничителя предельно
допустимого значения птк. Кроме того, вступают в действие
другие ограничители (максимального расхода топлива,
температуры газа перед турбиной), не «пуская»
двигатель дальше взлетного режима. Однако сам рычаг
«шаг-газ» имеет возможность перемещаться вверх до
упора. Если летчик воспользуется этой возможностью,
увеличение общего шага и потребной мощности НВ
будет происходить без сопутствующего увеличения
располагаемой мощности двигателей Nv (рис. 119). Такое
глубокое перетяжеление НВ неизбежно вызовет
значительное уменьшение частоты его вращения и тяги.
Например, у вертолета Ми-8 наивыгоднейшая
стабилизированная частота вращения НВ составляет 95±
±2%, на взлетном режиме пк—92... 93% при фо = 11°
по указателю шага, а максимальное значение Ф» ло

302 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
указателю равно 14°. Несбалансированный по
мощности двигателей запас отклонения вверх рычага «шаг-
газ» достигает 3°, однако этот запас предназначен для
управления несущим винтом при посадке вертолета
с выключенными двигателями («подрыва» НВ), а в
обычных условиях перетягивать рычаг «шаг-газ» вверх
до упора нельзя.
Дросселирование — процесс уменьшения мощности
двигателя при медленном перемещении рычага
управления двигателем. Время дросселирования — интервал
времени от начала перемещения рычага до достижения
заданной пониженной мощности. Процесс быстрого
уменьшения мощности двигателя при резком
перемещении рычага управления обычно называют сбросом
мощности (газа). Этот процесс можно считать предельным
случаем дросселирования и поэтому специально не
рассматривать.
При дросселировании автоматическое управление
двигателями осуществляется в обратном порядке.
Происходят механическая перенастройка регулятора птк
на пониженный режим и увеличение пн вследствие
уменьшения потребной мощности НВ при неизменной
вначале располагаемой мощности двигателей.
Регулятор Пет уменьшает подачу топлива в двигатель, в
результате чего мтк уменьшается, а пс.т после окончания
переходного процесса сохраняется постоянной.
Темп уменьшения подачи топлива при
дросселировании двигателя также имеет важное значение в
обеспечении устойчивости и надежности его работы. При
чрезмерно быстром уменьшении подачи топлива
возникает опасность срыва пламени в камере сгоранкя и
самовыключения двигателя. Для предупреждения
этого явления используются тот же автомат приемистости
и имеющийся в САУ клапан минимального давления
или регулятор минимального расхода топлива.
Вследствие этого при резком отклонении летчиком рычага
«шаг-газ» вниз дросселирова.-ше двигателя
осуществляется гораздо медленнее, по своему закону (рис. 120).
По сравнению с поршневыми авиационными
двигателями дросселирование вертолетных ГТД типа
ГТД-350, ТВ2-117, Д-25В со взлетного режима до
режима полетного малого газа занимает существенно
3.4. Силовая установка 303
большее время, что также лимитирует маневренные
возможности вертолетов Ми-2, -8, -6 «ютветственно.
Эта особенность обусловлена самой схемой САУ
двигателей указанных типов. Темп изменения подачи
топлива как на режимах разгона, так и на режимах дрос-
150
100
SO
2 fy 6 6 Ю t,0W
Рис. 120. Изменение птк при ступенчатом отклонении
рычага управления от взлетного положения до малого
газа;
/ — двигатель ТВ2-П7; 2 — двигатель TB3-U7
селирования определяется одним и тем же дроссельным
пакетом автомата приемистости, подбираемым из
условия обеспечения заданного времени приемистости
двигателя при разгоне. У вертолетов нового поколения
Ми-17, -24, -26, Ка-32 реализована другая схема
автоматического управления двигателями (рис. 118, 120,
штриховые линии). Дозирование топлива на режимах
разгона двигателя осуществляется специальным
автоматом приемистости, а на режимах дросселирования —
регулятором частоты вращения свободной турбины,
имеющим высокое быстродействие. Вследствие этого
при резком отклонении вниз рычага «шаг-газ»
дросселирование двигателя происходит достаточно быстро,
что повышает маневренные возможности и безопасность
полетов вертолета.
Два газотурбинных двигателя в силовой установке
вертолета имеют общую нагрузку — НВ. При этом не-

304 Часть Э. Конструкция и техническая эксплуатация
обходимо, чтобы на всех режимах работы двигатели
имели одинаковые мощности. Однако настройка
регуляторов частоты вращения свободной турбины на
одинаковую подачу топлива практически невозможна.
Поэтому в САУ силовой установки включены специальные
устройства — синхронизаторы мощности, с помощью
которых осуществляется коррекция режима работы
двигателей по давлению воздуха за компрессорами. При
нормальной работе синхронизаторов разность частот
вращения турбокомпрессоров двигателей на основных
эксплуатационных режимах не превышает, как
правило, 2%. При работе двигателей на режимах малого
газа и взлетном режиме синхронизаторы мощности не
функционируют, поэтому разнорежимность двух
двигателей определяется статической ошибкой регуляторов
и может быть больше указанной.
Для предупреждения разрушения свободной
турбины двигателя при внезапном отказе (расцеплении,
проскальзывании) МСХ на силовых установках всех
современных вертолетов применяется система защиты
свободной турбины от раскрутки. Эта система
обеспечивает аварийный останов двигателя путем
автоматического прекращения подачи топлива к рабочим
форсункам в случае превышения заданной рабочей частоты
вращения свободной турбины на 25... 30%.
3.4.3. Системы смазки и охлаждения
Система смазки двигателей предназначена для
уменьшения механического износа его вращающихся
деталей и затрат мощности на преодоление сил трения,
отвода тепла от трущихся поверхностей, удаления из
зазоров металлических частиц — продуктов износа,
предотвращения процессов коррозии. В системе
применяют маловязкие минеральные или синтетические
масла. Система смазки разделена на внутреннюю часть,
смонтированную в двигателе, и внешнюю часть,
смонтированную на вертолете. Системы смазки каждого
двигателя автономны, что дает возможность в случае
повреждения одной из них другой продолжать
функционировать. ~~"
3.4. Силовая установка 805
Внутренняя часть системы смазки двигателя
выполнена по открытой замкнутой схеме с принудительной
циркуляцией и раздельной откачкой масла от
подшипников всех опор роторов турбокомпрессора и
свободной турбины. Эта же система обеспечивает смазку и
охлаждение подшипников и зубчатых передач приво-
Рис. 121. Система смазки двигателя:
/ — воздушно-масляный радиатор; 2— краны слива масла; 3 —
маслопроводы; 4 — датчик температуры масла; 5 —резиновые
шланги; 6 — маслобак; 7 — трубопровод суфлирования
дов агрегатов двигателя. Для повышения надежности
работы внутренних опор двигателя предусмотрены
продув уплотнений и суфлирование масляных и
воздушных полостей.
Во внешней части системы смазки (рис. 121) масло
из маслобака проступает по резиновому шлангу к
нагнетающему насосу двигателя, который под давлением
нагнетает его через фильтр в каналы внутренней
системы для смазки подшипников всех опор, приводов и
зубчатых передач. Отработанное горячее, содержащее
продукты износа и нагара масло от всех опор и
зубчатых передач двигателя стекает в отстойники, из
которых откачивающими насосами направляется в мас-
лорадиатор. В воздушно-масляном радиаторе масло
охлаждается и поступает в маслобак двигателя.
Воздушно-масляные полости двигателя сообщены
с атмосферой для исключения выброса масла через
уплотнения в газовоздушный тракт двигателя при по-
\

306 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
вышении давления в этих полостях. Суфлирование
полостей опор двигателя и масляных полостей приводов
осуществляют через центробежный суфлер и
непосредственно через соответствующие трубопроводы.
Суфлирование маслобака с атмосферой производится через
установленный внутри бака или рядом с ним
расширительный бачок, в котором конденсируются масляные
пары. Маслобак каждого двигателя устанавливают
обычно между входным тоннелем двигателя и капотом
передней части двигательного отсека. На вертолете Ми-2
маслобаки образуют входной тоннель
воздухозаборника. На маслобаке имеются заливная горловина,
штуцера подсоединения трубопроводов и кран слива. Для
контроля уровня масла в баке служит мерное стекло
с отметками полной заправки «П» и минимального
уровня «МУ».
Воздушно-масляный радиатор предназначен для
охлаждения выходящего из двигателя масла и
установлен за вентиляторной установкой вертолета.
Радиатор состоит из корпуса, трубок-сот и термоклапана.
Горячее масло, циркулируя по трубкам радиатора,
отдает свое тепло воздуху, протекающему между
трубками, после чего охлажденное масло поступает в
маслобак двигателя. Термоклапан служит для перепуска
холодного масла из двигателя в маслобак, минуя
охлаждающие соты, а также для предохранения сот от
разрушения при низких температурах масла. Маслорадиа-
тор устроен по принципу противотока, что увеличивает
теплосъем при сравнительно небольшой площади
фронта радиатора.
Характерные неисправности системы смазки —
уменьшение давления масла на выходе из нагнетающего
насоса и повышение температуры масла на выходе из
двигателя. Основные причины возникновения этих
неисправностей: недостаточное количество масла в баке;
внутренняя закупорка или засорение с внешней
стороны сот маслорадиатора; заедание термоклапана масло-
радиатора в открытом положении; закупорка
суфлирующих трубопроводов; недостаточный режим обдува
маслорадиатора.
Уменьшение давления или повышение температуры
масла сверх установленных значений может вызвать
3.4. Силовая установка
307
разрушение подшипников опор роторов двигателя.
В эксплуатации отмечаются также случаи
негерметичности шлангов и трубопроводов в местах заделки в
рукава и в ниппельных соединениях, трещины маслобака
и маслорадиатора, надрывы и глубокие потертости на
шлангах.
Для надежной работы системы смазки и
своевременного выявления ее неисправностей необходимо: перед
заправкой системы проверять кондиционность масла,
чистоту и исправность заправочных горловин и
фильтров; заправлять систему строго по норме; периодически
проверять расход масла, уровень масла в баках,
состояние фильтров и магнитных пробок; анализировать
по внешним признакам работоспособность системы (по
запаху масла в кабине экипажа дыму из выхлопного
патрубка двигателей, потемнению масла).
Работоспособность системы смазки в полете, а
также при работе двигателя на земле контролируют по
указателям давления и температуры масла в кабине
экипажа. На вертолетах Ми-6, -17, -24, -26, Ка-32 в
системе смазки установлены фильтры — сигнализаторы
механического "разрушения смазываемых деталей. При
появлении в масле металлической стружки замыкается
сигнализирующий элемент этого фильтра, и на
приборной доске загорается табло. В этом случае летчик
должен выключить неисправный двигатель, который затем
отстраняют от эксплуатации.
Система охлаждения предназначена для
охлаждения двигателей, главного редуктора и различных теп-
лонапряженных агрегатов, расположенных в отсеках
двигателей и главного редуктора. Для охлаждения
используется воздух, нагнетаемый специальной
вентиляторной установкой. Необходимость вентиляторной
установки обусловлены тем, что на режиме висения
вертолета отсутствует поток встречного воздуха, который
обычно используется на самолетах для охлаждения и
вентиляции.
Вентиляторная установка смонтирована перед
главным редуктором в развале выхлопных труб двигателей
и приводится во вращение от главного редуктора.
Основной поток воздуха используют для охлаждения
маслорадиаторов двигателей и главного редуктора.

308 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Меньшую часть воздушного потока отводят по
трубопроводам для охлаждения генераторов, гидронасосов,
воздушного компрессора, а также используют для
вентиляции и отопления кабин вертолета.
Вентилятор — осевого типа, состоит из
направляющего аппарата, рабочего колеса, насаженного на полый
вал, и спрямляющего аппарата. Направляющий
аппарат имеет корпус из магниевого сплава и поворотные
лопатки, изготавливаемые, как правило, из
композиционного материала. Поворотом лопаток регулируют
создаваемые вентилятором напор и расход воздуха, а
соответственно и потребляемую вентилятором мощность.
Каждая поворотная лопатка закреплена на оси, с
наружной стороны которой укреплен ролик, при этом все
ролики соединены между собой по окружности
корпуса направляющего аппарата туго натянутым тросом.
Ось одной из лопаток (ведущей) имеет два ролика и
сектор, при повороте которого одновременно
поворачиваются на тот же угол все лопатки. Карданный вал
привода вентилятора яредставляет собой трубу с
универсальными шарнирами на концах, каждый шарнир
состоит из крестовины, на четырех пальцах которой
смонтированы игольчатые подшипники.
Из корпуса осевого вентилятора воздух
направляется капотом в воздушно-масляный радиатор и по
сварным кожухам выходит за борт вертолета. Другая часть
воздуха через патрубки и гибкие трубопроводы
подводится на охлаждение гидронасосов, воздушного
компрессора и генераторов.
На вертолете Ми-24 генераторы установлены на
коробке приводов трансмиссии на потолочной панели
фюзеляжа за главным редуктором. Для охлаждения этих
генераторов и самой коробки приводов используют
дополнительный центробежный вентилятор,
смонтированный на той же коробке приводов с
противоположной стороны крепления генераторов.
При эксплуатации системы охлаждения основное
внимание обращают на правильность положения
поворотных лопаток направляющего аппарата вентилятора
по сектору и идентичность установки лопаток по
углам. Зимой угол установки лопаток должен быть
около 5°, летом — около 15°. При неправильной установке
3.4. Силовая установка
309
поворотных лопаток вентилятора нарушается
расчетный режим обдува маслорадиатора, что ухудшает
смазывающие свойства масла и может вызвать разрушение
подшипников опор двигателей и их агрегатов. Важно
следить также за чистотой сот маслорадиатора,
которые часто засоряются мусором, поднимаемым с земли
завихренными потоками от НВ. Соты обычно очищают
с внешней стороны вручную, а при необходимости
промывают бензином и продувают сжатым воздухом.
Необходимо обращать внимание на коррозионное
состояние деталей вентилятора, контровку и затяжку винтов
и болтов их крепления, исправность масленок шлице-
вых соединений карданного вала привода вентилятора,
натяжение троса поворота лопаток направляющего
аппарата.
3.4.4. Топливная система
Назначение топливной системы — размещение на
борту вертолета определенного количества топлива и
непрерывная подача его в двигатели на всех режимах их
работы. Принцип действия топливной системы
основан на использовании насосов для создания давления
и подачи топлива по трубопроводам к потребителям.
Преимущественное распространение получили
конструкции топливных систем с расходными баками. Насосы,
установленные в них и подающие топливо к
двигателям, называют подкачивающими. Подача топлива в
расходные баки осуществляется перекачивающими
насосами остальных баков.
Все топливные системы выполнены по
двухпроводной схеме: каждый двигатель имеет свою независимую
от другого двигателя магистраль питания топливом.
Наиболее простая топливная система — на вертолете
Ми-2 (рис. 122), в которой подача топлива из
внутреннего бака осуществляется одним из насосов, второй
включается автоматически при отказе работающего
двигателя, топливо в расходном баке пополняется за
счет двух наружных баков. Такая система проста в
обслуживании, заправляют топливо через одну из трех
горловин, сливают отстой из одной точки. Так же

310 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
примерно выполнена топливная система вертолетов
Ми-6, -8.
На большинстве типов вертолетов предусмотрена
установка дополнительных металлических баков в
грузовой кабине (Ми-6, -8, -26), на крыльях (Ми-24) или
Рис. 122. Тойливная система вертолета Ми-2:
1 — внутренний бак; 2 — насос; 3 — наружные баки; 4 —
заправочные горловины; 5 — отстойник
под днищем фюзеляжа (Ка-32). Их число (1... 4 шт.)
определяется полетным заданием. Соединение
дополнительных баков с основными выполняют обычно с
помощью шлангов и перекрывных кранов. Перекрывной
кран закрывают, если дополнительные баки не
установлены, а также в случае слива топлива из основных
баков или раздельно по группам при наличии
дополнительного бака.
Топливная система вертолетов Ми-6, -26 содержит
дополнительное оборудование, позволяющее заправлять
баки топливом из аэродромных емкостей, а также
перекачивать его в другие вертолеты. Например, на
вертолете Ми-6 имеется бортовой топливозаправщик,
включенный в схему топливной системы. Он представляет
отдельный узел с электрическим насосом, фильтром,
кранами и штуцерами подвода и раздачи топлива. Такой
3.4. Силовая установка
811
заправщик может работать не более 10 мин от
бортовых аккумуляторов и неограниченное время от
аэродромных источников питания. Раздачу топлива при
использовании вертолета в качестве танкера выполняют
с помощью шланга соответствующей длины.
Топливные баки — основные агрегаты топливной
системы любого ЛА. Расходные баки (один или два)
обычно установлены с некоторым превышением
относительно двигателей, что обеспечивает подачу топлива
самотеком в случае отказа насосов и продолжение
полета до посадки. Основные характеристики расходных
баков приведены в табл. 7.
Таблица 7. Характеристики расходных топливных баков
вертолетов
Параметр
Количество баков
Вместимость баков, л
Относительная
вместимость баков
Аварийный остаток
топлива, л
Дальность полета, км:
на расходных баках
на аварийном остатке
Продолжительность
полета, мин:
на расходных баках
на аварийном остатке
Ми-6
1
1760
0,139
750
125
55
33
14
Ми-8
1
445
0,238
300
75
65
23
20
Ми-24
2
2X350
0,316
2X120
165
55
40
15
Ми-26
2
2X1136
0,819
2X460
145
80
36
20
Ка-32
2
2X280
0,283
2X125
130
65
35
15
Внутренние основные баки устанавливают в
закрытых отсеках (контейнерах) под полом и на потолке
грузовой кабины. При большом количестве баков их
объединяют в группы и соединяют трубопроводами
между собой, поэтому замена баков сопряжена с
определенными трудностями. Баки (группы баков) могут
сообщаться между собой при помощи кранов с
электродистанционным управлением из кабины вертолета.
Основные баки изготавливают из керосиностойкой

312 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
резины и ткани и обклеивают губчатой резиной,
играющей роль протектора. При образовании пробоины бака
губчатая резина набухает от вытекающего топлива и
заполняет пробоину, прекращая дальнейшее вытекание
топлива. Крепление основных внутренних баков к
стенкам контейнеров выполняют с помощью шпилек или
цанговых замков. Второй способ более удобен, так
как не требует длительного времени на отворачивание
(заворачивание) гаек в ограниченном контейнером
пространстве. Дополнительные баки закрепляют обычно
с помощью стальных лент, соединяемых тандерными
болтами.
Для повышения взрывобезопасности при попадании
средств боевого поражения внутренний объем баков на
вертолетах Ми-24 и Ка-32 заполняют
пенополиуретаном ППУ-ЭО-100, что, однако, уменьшает объем
заправляемого топлива приблизительно на 3% и
увеличивает невырабатываемый остаток топлива.
Основной критерий исправного состояния баков —
их герметичность. Так как большая часть баков
закрыта для осмотра стенками контейнеров и обшивкой, по
следам подтекания топлива на наружных поверхностях
фюзеляжа иногда трудно определить, какой из баков
негерметичен. Проверить надежность соединения
трубопроводов, баков и их герметичность можно воздухом,
создав небольшое избыточное давление (около
0,2 МПа) в течение 30 мин. Воздух при этом подают
через один из трубопроводов дренажа, заглушив все
остальные. Если внешним осмотром не удается
определить место течи топлива, вскрывают панели (пол) для
доступа к бакам. Бак считают непригодным для
эксплуатации, если на его наружной поверхности заметны
вспучивания, расслоения, размягчение протектора.
Быстрое старение резины и образование трещин на
мягких баках предупреждают заполнением всего
объема баков топливом. Если баки на вертолете не
заправлены из-за ремонта топливной системы или по
другим причинам, то не реже 1 раза в 2 месяца их
заполняют топливом на непродолжительное время
(около 20 мин).
В баках применяют сливные крзны двух типов: для
слива всего объема топлива из бака посредством под-
3.4. Силовая установка 313
соединения шланга к крану и для слива части топлива
(отстоя), обычно нажимного действия.
Центробежные насосы типа ЭЦН (ЭЦН-75, -91 и
т. п.), обеспечивающие перекачку и подачу топлива из
баков к двигателям, выполнены как единый качающий
узел вместе с электродвигателем. Такие насосы при
малых массе и размерах нашли широкое применение
благодаря их высокой надежности, достаточно высокой
производительности, равномерности подачи топлива.
В случае отказа насоса топливо без значительных
гидропотерь может самотеком поступать к выходному
штуцеру, что особенно важно для расходных баков,
т. к. поступление топлива к двигателям не
прекратится. Существуют два способа установки насосов —
внутри и снаружи бака.
Трубопроводы, соединяющие баки с двигателями и
другими агрегатами топливной системы, изготовлены из
алюминиевых сплавов и работают при малом давлении.
Для сочленения трубопроводов между собой и с
агрегатами топливной системы применяют ниппельные и
дюритовые соединения. На отдельных участках вместо
трубопроводов устанавливают резиновые шланги.
Надежная работа топливной системы во многом
зависит от чистоты топлива, которое, перед тем как
попасть в плунжерный насос-регулятор двигателя,
подвергается многократной фильтрации в фильтрах
топливозаправочных средств и топливной системы вертолета.
На большинстве вертолетов применяют двойную
фильтрацию топлива фильтрами грубой и тонкой
очистки. Такие фильтры устанавливают в одном баке или
на некотором удалении друг от друга с включением
других агрегатов системы на участке между ними.
В фильтрах тонкой очистки имеется перепускной
клапан, обеспечивающий проход топлива в случае
засорения фильтроэлемента и срабатывающий при заданном
перепаде давления. Вертолет Ми-26 имеет
сигнализацию предупреждения об увеличении перепада давления
на световых табло.
Эксплуатационная технологичность топливной
системы определяется прежде всего временем заправки
топливных баков. Заправка топливной системы является
определяющей при подготовке вертолета к повторному

SI4 Часть 3. Конструкция н техническая эксплуатация
полету (без боевого применения), т. к. на операцию
заправки уходит 30... 50% времени всей подготовки
легких и средних вертолетов, а для тяжелых — еще
больше. Время заправки зависит от потребного
количества топлива, производительности средств заправки,
количества заливных горловин, через которые
возможна одновременная заправка, количества
топливозаправочных средств, приемистости топливной системы.
Из числа указанных факторов больше всего влияет
на время заправки приемистость топливной системы,
которая зависит, в частности, от конструкции
заливных горловин и баков. Значительное расхождение
между большой подачей заправочных средств (2000...
4000 л/мин) и низкой приемистостью топливных систем
вертолета, из-за которой заправка ведется с
минимальной или средней подачей, увеличивает время заправки.
При попытке увеличить подачу (давление подачи) от
топливозаправщика топливо выплескивается наружу из
заливной горловины. Обычно последние 50... 200 л
топлива заправляют в бак при минимальной частоте
вращения насоса топливозаправщика.
На вертолетах Ми-26 и Ка-32 нашли применение
открытая и закрытая (централизованная) заправки.
При централизованной заправке каждый бак
заполняется определенным количеством топлива,
ограничиваемым специальными устройствами (поплавковыми
клапанами, сигнализаторами давления и т. п.).
Достигнутое сокращение времени от применения
централизованной заправки расходуют на дозаправку.
В условиях ведения боевых действий важное
значение приобретает сокращение времени слива топлива
при ремонте повреждений топливной системы. Время
слива составляет приблизительно 45 мин для средних
и около 150 мин для тяжелых вертолетов. Слив
осуществляют через специальный узел на фюзеляже. Топливо
из верхних баков сливают самотеком, а из нижних
перекачивают "в верхние. Можно использовать насосы
расходных баков, а магистраль подачи топлива к
двигателям соединить со сливной емкостью. При этом
время слива сокращается более чем в 2 раза
Для обеспечения бесперебойной подачи топлива на
всех режимах работы двигателей все топливные систе-
3.4. Силовая установка 315
мы оборудованы устройствами автоматического и
ручного управления выработкой топлива из баков,
включающими: датчики количества и уровня топлива; блок
сравнения и выдачи команд насосам; выключатели
насосов; переключатель режимов управления насосами;
топливомер. Насосы расходных баков включены
постоянно с момента запуска двигателей, а перекачивающие
насосы включаются по программе блока сравнения
и выдачи команд автоматически. Ручную выработку
осуществляют выключателями насосов соответствующих
баков. Сведения о суммарном количестве топлива и
отдельно в каждой группе баков поступают от датчиков
на указатель топливомера. «Опрос» датчиков о
количестве топлива выполняют члены экипажа с помощью
переключателя. Датчики топливомеров (датчики
уровня) расходных баков используют также для выдачи
сигналов об аварийном остатке топлива на световое
табло и речевой извещатель.
Контроль работоспособности топливной системы
возможен лишь при запущенных двигателях, так как
единственным непосредственно контролируемым
параметром на большинстве вертолетов является давление
топлива перед форсунками двигателя.
Работоспособность топливных насосов контролируют по загоранию
сигнальных табло (ламп). Косвенным признаком
отказа подкачивающих насосов расходных баков может
служить уменьшение частоты вращения
турбокомпрессора и НВ на 2... 3% и давления топлива на 0,3...
0,4 МПа. Засорение фильтра тонкой очистки
обнаруживают в полете по колебаниям стрелки указателя
частоты вращения турбокомпрессора. Члены экипажа
в полете периодически контролируют по топливомеру
остаток топлива в системе и в каждом баке (группе
баков) в отдельности. На вертолетах Ми-6 для этой
цели дополнительно используют указатель
расходомера, установленный на приборной доске борттехника.
Топливомер используют также для контроля
количества заправленного топлива. Наблюдение за полнотой
заправки баков на большинстве вертолетов
осуществляют по загоранию световых табло, расположенных у
заливных горловин. Информация о наличии аварийного
остатка топлива, отказе подкачивающих (перекачиваю-

316 Часть 3. Конструкций и техническая эксплуатация
щих) насосов может поступать к членам экипажа в
виде речевых сообщений, высвечивания табло и
фиксироваться бортовыми устройствами регистрации как
разовые команды.
Техническое обслуживание топливной системы
заключается в выполнении осмотров агрегатов и
трубопроводов, регламентных работ по промывкг топливных
фильтров, проверок качества топлива, а также з
заправке (сливе) топлива. При осмотре агрегатов и
трубопроводов контролируют их состояние и
герметичность, закрытие пробок заливных горловин. Утечка
топлива может привести к пожару на вертолете.
Необходимо следить за целостью металлизации в
соединениях трубопроводов.
Промывку топливных фильтров выполняют, как
правило, на регламентных работах аналогично
промывке гидравлических фильтров. Проверка качества
промывки (проходимости) фильтра производится на
приборе ПКФ по изменению времени наполнения фильтра
в зависимости от степени его загрязненности.
Существенное снижение проходимости фильтра наступает
при его относительной загрязненности 75% и выше.
Выполнение регламентированных промывок топливных
фильтров обеспечивает надежную очистку топлива
перед двигателями, но в условиях сильной запыленности
воздуха необходимо выполнять внеочередную промывку
фильтров в сроки, равные половине установленного
межрегламентного периода.
3.4.5. Эксплуатационные свойства топлив
Топлива для вертолетных двигателей — это
авиакеросины ТС-1 и РТ. Кроме этих сортов в особый период
допускают использование керосина Т-2. Разрешается
смешение этих сортов топлива при дозаправке
вертолета.
Важной эксплуатационной характеристикой топлив
является их плотность, по которой сорта различаются
между собой. Чем больше плотность, тем больше масса
топлива, заправленного в баки, и продолжительность
(дальность) полета. Плотность топлива одного сорта, но
3.4. Силовая установка 317
получаемого из разных нефтей, может изменяться в
определенных пределах. В паспортах качества топлива
плотность указывают при его температуре 20°С.
Топливо ТС-1 (топливо сернистое) имеет плотность
не ниже 0,775 г/см3. Чтобы обеспечить начало
кристаллизации топлива ниже — 60°С, его фракционный состав
делают более легким; ТС-1—это облегченный
керосин. Унифицированный сорт топлива РТ получают из
различных нефтей, по плотности и фракционному
составу он близок к ТС-1, но по термостабильности и
теплопроводности превосходит его. Для улучшения
противоизносных свойств и снижения окисляемости в
топливо РТ обычно вводят соответствующие
присадки.
В отличие от авиакеросинов ТС-1 и РТ топливо Т-2
имеет широкий фракционный состав, являясь смесью
керосина и бензина, может вырабатываться из
малосернистых и сернистых нефтей, имеет меньшие
плотность и вязкость, худшие противоизкесные свойства и
более высокое давление насыщенного пара,
способствующие возникновению кавитации в топливной
системе. Поэтому топливо Т-2 применяют ограниченное
время и не на всех типах двигателей.
Зарубежные топлива — заменители отечественных
приведены в табл. 8.
Таблица 8. Заменители отечественных топлив
Отечественное топливо
Зарубежные топлива
ТС-1
РТ
Jet A-1, AVTUR
JP-S, Jet-5, JP-TS
JP-4, Jet В
Выбор топлива зависит от условий
эксплуатации, которые влияют на работу топливной системы.
При повышенной температуре широкофракционного
топлива потери от его испарения (вытекания) через

31 & Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
дренаж баков в полете и во время стоянки могут
достигать нескольких процентов от массы, что вызовет
соответственное уменьшение дальности или
продолжительности полета. Понижение температуры,
благоприятное с точки зрения увеличения массы заправки
топлива и уменьшения потерь от испарения, вызывает
резкое повышение вязкости и приводит к ухудшению
распыла, снижению полноты сгорания топлива и
пропускной способности фильтров. В конечном счете дальность
полета не увеличивается, а уменьшается. Это наиболее
значительно проявляется зимой в холодных районах
при применении топлива Т-1 и более тяжелых топлив,
у которых вязкостно-температурная характеристика
круче, чем у топлив типа ТС-1 и широкофракционных
топлив.
В зимних условиях при температуре воздуха ниже
0°С в топливе могут появляться кристаллы льда. Они
забивают топливные фильтры и резко снижают их
пропускную способность, что может привести к
выключению двигателей. Появление кристаллов льда в топливе
может быть вызвано попаданием инея, конденсацией
влаги из воздуха и выделением растворенной в
топливе воды. При заполнении топливных баков в топливо
может попасть осевший на стенках иней. Кроме того,
иней, образовавшийся на стенках выше уровня
топлива, сползает в топливо при нагреве бака солнечными
лучами, теплым воздухом кабины и др.
Из воздуха, проникающего в бак через дренаж, на
поверхности холодного топлива могут
конденсироваться водяные пары, что происходит обычно при
наступлении теплой погоды. Конденсация продолжается в этом
случае в течение 1 ... 2 сут, пока температура топлива
не повысится. Образующиеся при этом мелкие
кристаллы льда медленно оседают в топливо, оставаясь
в нем длительное время во взвешенном состоянии.
Наибольшее количество воды попадает в топливо при
конденсации ее на холодных поверхностях баков осенью
и весной, когда днем топливо нагревается, а ночью
значительно охлаждается. Вода в топливе в условиях
эксплуатации может присутствовать в трех видах:
в свободном состоянии, в виде водно-топливной
эмульсии и в растворенном виде.
3.4. Силовая установка
319
Содержание воды в топливе возрастает при
повышении температуры топлива, относительной влажности
наружного воздуха хк и атмосферного давления ратм
(рис. 123). Например, при *Н=20°С и относительной
влажности воздуха л:в = 100% в 1 т топлива может
0,012
0,008
0,004
зсб=1О0%
Т-2
Ю 20
30 t°C О
п
РТ
V
же
ЮХ
-*-"
20 40 60 Х&,%
Рис. 123. Зависимость относительного содержания воды
в керосине QB от температуры tH и относительной
влажности наружного воздуха л:в
раствориться около 100 г воды. Если влажность
воздуха близка к нулю, то вся влага из топлива
постепенно переходит в атмосферу и рассеивается, опасность
образования кристаллов льда исчезает. При
максимальной влажности (дождь, туман) топливо не только
насыщается влагой, но и поглощает избыточное
количество влаги (сверх предела растворимости), которое
может выделяться в виде кристаллов льда или в виде
отстоя на дне баков. Чем больше уровень топлива,
меньше поверхность контакта его с воздухом и выше
вязкость топлива, тем медленнее достигается
равновесие. Следовательно, особо тщательный контроль за
качеством топлива путем слива и проверки отстоя
необходим в условиях резкого колебания температуры
топлива и воздуха, а также в зимний период. Баки
желательно заправлять до максимального объему.

320 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
Единственным методом, полностью исключающим
образование кристаллов льда независимо от
содержания в топливе растворенной или даже эмульсионной
воды, является введение в топливо присадок,
предотвращающих образование льда в топливе и способных
одновременно растворять кристаллы льда, уже
содержащиеся в нем. Одна из наиболее эффективных
присадок— этилцеллозольв (жидкость «И»).
Этилцеллозольв — бесцветная жидкость со слабым
эфирным запахом; плотность ее 0,930... 0,935 г/см3 при
20СС. Присадку добавляют в топливо в количестве 0,1 ...
0,3% (1 —3 кг на 1 т топлива) в зависимости от
температуры воздуха у земли: 0,1% до — 15°С; 0,2% при
—15...—20°С; 0,3%—ниже —25°С. Она способна
удерживать в растворенном состоянии около 4% воды по
отношению к своей массе, т. е. 120 г в 1 т топлива,
когда содержание присадки равно 0,3%. Практически
количество воды в топливе всегда меньше.
Этилцеллозольв хорошо смешивается с водой и при
соприкосновении с ней топлива довольно быстро из топлива
вымывается. В связи с этим этилцеллозольв вводят
непосредственно перед применением в струю топлива
при заливке емкостей централизованной заправки или
топливозаправщиков с помощью дозаторов.
Чистота топлива определяется его физической
однородностью. К физически однородным относятся
топлива, которые нельзя механически (отстаиванием,
фильтрацией, центрифугированием) разделить на составные
части. Элементами неоднородности, практически всегда
присутствующими в топливе, являются механические
примеси, а также могут быть нерастворенная вода и
кристаллы льда. Загрязнение топлив в баках
вертолетов происходит вследствие того, что заправка в
основном ведется открытым способом. В условиях взлета,
полета, посадки, а также работы двигателей на земле
топливо загрязняется запыленным воздухом через
дренажные трубопроводы. Загрязнения в топливе не
только накапливаются в результате попадания извне, но и
образуются в самом топливе в баках вертолетов, после
некоторого периода хранения в результате укрупнения
микрозагрязнений.
важное значение имеет контроль чистоты топлива
3.4. Силовая установка 321
в эксплуатации, который проводится перед заправкой
и в процессе нахождения топлива на борту вертолета.
Первый этап контроля топлива проходит в
аэродромной лаборатории, где на него выписывают паспорт.
Второй этап — проверка старшим инженером полетов
топлива и заправочного средства перед их допуском
к обслуживанию авиатехники. Третий этап — слив
отстоя топлива из баков вертолета, выполняет бортовой
техник (механик) во время предполетной подготовки.
При осмотре топлива, налитого в стеклянную посуду,
глаз различает в ярком проходящем свете частицы
размером не менее 25... 30 мкм, а вредны для топливной
аппаратуры частицы, начиная с 5 мкм. Поэтому, если
в топливе оказываются частицы, видимые
невооруженным глазом, это указывает на недопустимо большое
количество мелких, невидимых частиц. Избыток воды
сверх предела растворимости достаточно надежно
обнаруживается визуально. Топливо в этом случае может
быть мутным или содержать водный отстой.
Кристаллы льда также хорошо заметны на свгт.
3.4.6- Системы защиты силовой установки
Защита двигателей от пыли предотвращает или
существенно уменьшает эрозионный износ лопаток
компрессора, вызывающий уменьшение мощности
двигателя, увеличение расхода топлива, а также возможность
возникновения помпажа и самовыключения двигателя
при эксплуатации вертолета на запыленных площадках.
Наиболее эффективным конструктивным
мероприятием является установка в воздухозаборник
пылезащитного устройства. В настоящее время используется
инерционное ПЗУ с двумя ступенями очистки воздуха
(рис. 124). В результате разрежения, создаваемого при
работе двигателя, запыленный воздух проходит через
входной кольцевой тоннель А, образованный задней
частью обтекателя, коллекторной губой и внешней
обечайкой. При этом под действием центробежных сил
частицы пыли прижимаются к поверхности обтекателя
и, перемещаясь вместе с частью воздуха, попадают на
вход сепаратора в канал Б, представляющий собой
Ц Зак. 786

322 Часть Э. Конструкция и техническая эксплуатация
пылевую ловушку. Большая часть запыленного
воздуха, очистившись от пыли в тоннеле А, проходит по
каналу Б, образованному внешней обечайкой и сепарато-
Рис. 124. ПЗУ:
1— эжектор; 2 — обтекатель; 3 — коллекторная губа; 4 —
внешняя обечайка; 5 —входной тоннель; б—сепаратор; 7
—трубопровод вывода пыли
ром, очищается в нем за счет поворота потока в
криволинейных межкольцевых каналах В, Г, Д, поступает
в канал Б и далее на вход в двигатель.
Наиболее запыленный воздух (пылевой концентрат)
проходит в канал Е и далее в трубопровод вывода пыли.
За счет разрежения, создаваемого эжектором, пылевой
концентрат отсасывается и выбрасывается за борт
вертолета в атмосферу.
ПЗУ включается в работу при подаче к эжектору
сжатого воздуха, забираемого за компрессором
двигателя. Степень очистки воздуха от пыли с помощью
ПЗУ составляет 70 ..75%, потери мощности двигателя
при включенном ПЗУ— 5 ...6%, при выключенном —
2 ... 3%, масса ПЗУ вертолета Ми-8 — 50 ... 60 кг. В
конструкции ПЗУ предусмотрена противообледенительная
3.4. Силовая установка 323
система, которая выполнена смешанной: одна часть
узлов обогревается горячим воздухом, отбираемым за
компрессором двигателя, другая часть имеет
электрообогрев.
На вертолетах, оборудованных ПЗУ, при
подготовке к полетам необходимо проверять чистоту
сепаратора, снимая обтекатель. Засорение сепаратора травой и
посторонними предметами вызывает снижение и
потерю работоспособности ПЗУ, увеличивает затраты
мощности двигателей.
Защита двигателей от обледенения необходима при
повышенной влажности наружного воздуха в
диапазоне температур от +5 до —20°С. При положительных
температурах воздуха возможность обледенения
обусловлена тем, что вследствие адиабатического
расширения воздуха во входном устройстве влага
конденсируется на его стенках и в последующем замерзает.
Обледенению обычно подвергаются воздухозаборник,
входной канал, лопатки входного направляющего
аппарата, рабочие лопатки и лопатки спрямляющего
аппарата первых ступеней компрессора, агрегаты
двигателя, расположенные во входном тракте. Как правило,
наибольшее количество льда откладывается на
неподвижных элементах входного тракта компрессора и
меньшее — на рабочих лопатках.
Обледенение входной части двигателя вызывает:
нарушение формы и размеров проточной части, изменение
параметров воздуха на входе в компрессор и
характера течения воздуха во входном канале; увеличение
гидравлического сопротивления, уменьшение
секундного расхода воздуха и степени повышения давления
воздуха в компрессоре, мощности двигателя;
повышение температуры газов перед турбиной; увеличение
уровня вибраций двигателя вследствие
несимметричного образования и сброса льда с рабочих лопаток
компрессора.
Перечисленные явления могут вызвать: помпаж
компрессора и самовыключение двигателя; разрушение
лопаток компрессора, поврежденных кусками
сбрасываемого с большой "скоростью льда; разрушение лопаток
турбины из-за перегрева; разрушение подшипников из-
за дисбаланса ротора турбокомпрессора. Поэтому вход-
11*

324 Часть 3 Конструкция и техническая эксплуатация
ные устройства двигателей оборудованы противообле-
денительной системой. При этом воздухозаборник
имеет, как правило, ПОС электротеплового действия, а
входное устройство (входной направляющий аппарат,
стойки, кок) обогревается горячим маслом и воздухом,
отбираемыми от двигателя.
Включение системы обогрева неблагоприятно
сказывается на мощности и экономичности двигателей, что
может в отдельных случаях вызвать необходимость
соответствующего изменения режима полета
вертолета.
Противообледенительная система двигателя,
оборудованного ПЗУ, является наиболее сложной и
разветвленной. В этой системе тоннель и сепаратор ПЗУ, а
также входной направляющий аппарат двигателя
обогреваются горячим воздухом, отбираемым от последней
ступени компрессора. Обтекатель («гриб») и
трубопровод вывода пыли в ПЗУ защищены от обледенения
электрическим обогревом.
Горячий воздух отбирается от последней ступени
компрессора через фланец (рис. 125), расположенный
на камере сгорания двигателя, и по трубопроводу
поступает к терморегулятору, заслонкам и
распределяется по потребителям: по магистрали подачи воздуха —
на обогрев входного направляющего аппарата двигателя
и сепаратора ПЗУ, по трубопроводу подачи воздуха
к поверхности тоннеля — к входной губе, поверхности
тоннеля и сепаратору ПЗУ. Кроме того, небольшая
часть горячего воздуха поступает на обогрев
сепаратора ПЗУ по обводному трубопроводу ПОС тоннеля
ПЗУ образована внешней и внутренней стенками
тоннеля, между которыми в кольцевой коллектор
подается горячий воздух и направляется экранами и
козырьками вдоль стенок тоннеля ПЗУ, предохраняя стенки
от обледенения.
Электрический обогрев защищает центральный
обтекатель («гриб») ПЗУ, носки стоек, соединяющих
центральный обтекатель с коллекторной губой, и кожух
трубопровода вывода пыли. По всей площади
указанных обогреваемых поверхностей с внутренней или
наружной стороны приклеены нагревательные накладки,
состоящие из нескольких листов стеклоткани (изоля-
3.4. Силовая установка
325
ции), между которыми вклеены стальные сетки
(нагревательные элементы).
ПОС самого двигателя на современных вертолетах
также является комбинированной: обтекатели
воздухозаборника обогреваются электрически; стойки корпуса
К эжектору
'К сепаратору^'. _
ПЗУ ™
Рис. 125. Отбор воздуха на ПОС:
1 — трубопровод подачи воздуха к поверхности тоннеля; 2 —
магистраль подачи воздуха на обогрев входного направляющего
аппарата; 3, 5 —заслонки; 4 — терморегулятор; 6 — трубопровод;
7 — фланец отбора воздуха от двигателя; 8 — камера сгорания
двигателя; 9— компрессор двигателя; 10 — корпус первой опоры
ротора двигателя; /) — обводной трубопровод подачи воздуха к
сепаратору
передней опоры ротора компрессора — барботажным
маслом, откачиваемым из двигателя; поверхность кока
и лопатки входного направляющего аппарата
компрессора — горячим воздухом, отбираемым за
компрессором. На вертолете Ми-2 воздухозаборник двигателя
образован профилированной кольцевой поверхностью
маслобака и поэтому специального дополнительного
подогрева не требует. Обогрев входного
направляющего аппарата осуществляется горячим воздухом,
отбираемым за компрессором двигателя.
Управление работой противообледенительной
системы может осуществляться вручную или автоматически.
При включении ПОС отбор воздуха из двигателя
вызывает уменьшение его мощности на 3... 5%, так что

326 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатации
автоматическое включение обогрева двух двигателей
может привести к неожиданному для. летчика
уменьшению тяги НВ и высоты полета. Поэтому
управляющий сигнал от сигнализатора обледенения, как
правило, производит автоматическое включение обогрева
только одного двигателя, при этом автоматическая
система синхронизации мощности двигателей
увеличением подачи топлива в этот двигатель сохраняет его
мощность постоянной. При автоматическом включении
обогрева одного двигателя летчик вручную включает
обогрев второго двигателя, выдерживая необходимый
режим полета.
Техническая эксплуатация ПОС заключается в
проверке ее исправности, а также осмотрах состояния
обогреваемых поверхностей силовой установки.
Вмятины и забоины на обогреваемых поверхностях
способствуют более интенсивному обледенению. При
подготовке двигателей к запуску в зимнее время следует
после снятия заглушек убедиться в отсутствии во
входных и выходных каналах снега или льда, а перед
запуском двигателей провернуть роторы компрессоров и
свободных турбин от руки. В случае обледенения
в тракте двигателя или примерзания лопаток
необходимо прогреть двигатель горячим воздухом от
аэродромного подогревателя и убедиться в легкости
вращения роторов.
Противопожарная защита силовой установки
необходима из-за наличия на вертолете топлива, масла и
других горючих веществ, а также высокотемпературных
источников, способствующих их поджигу. Основные
причины возникновения пожара и взрыва в полете:
разрушение топливо- и маслопроводов, корпуса
турбины или камеры сгорания и другие разрушения
агрегатов силовой установки в полете или при столкновении
вертолета с препятствием; удары молний в вертолет,
сопровождающиеся локальными разрушениями и
нагревом элементов силовой установки; различные упущения
в техническом обслуживании вертолета. В условиях
эксплуатации источников пожара и взрыва смеси
паров топлива с воздухом могут быть: открытое пламя,
электрическая искра, разряд статического
электричества, самовоспламенение от нагретых элементов сило-
3.4. Силовая -установка
327
вой установки, если их температура превышает
температуру самовоспламенения смеси паров топлива с
воздухом.
Взрывоопасность смеси паров топлива с воздухом
оценивается температурными пределами. Нижний
температурный предел взрывоопасности представляет
собой минимальную температуру топлива и
соответствующее ей давление паров топлива, при которых в
закрытом пространстве (топливном баке) образуется
взрывоопасная смесь. Верхний предел — максимальная
температура топлива, при которой смесь паров топлива
с воздухом еще сохраняет взрывные свойства. Для
авиационных керосинов РТ и ТС-1 нижний
температурный предел составляет около 20, верхний около
60°С, для керосина Т-2 соответственно минус 10 и
-М0°С. За пределами указанных температур смесь
обедняется (при охлаждении) или переобогащается (при
нагревании) настолько, что становится практически
негорючей. Нижний и верхний температурные пределы
образуют так называемую температурную зону
взрывоопасности, которая с увеличением высоты полета
смещается в сторону более низких температур
вследствие повышения испаряемости топлива.
Следовательно, с увеличением высоты полета взрывоопасные смеси
топлива образуются при более низких температурах.
Противопожарная защита силовой установки
представляет собой комплекс мероприятий двоякого рода:
профилактических — направленных на предупреждение
возникновения пожара и заблаговременное ограждение
от него наиболее воспламеняющихся элементов;
специальных — направленных на локализацию и ликвидацию
пожара в случае его возникновения. Профилактические
противопожарные мероприятия включают в себя
конструктивные и эксплуатационные мероприятия.
Основные конструктивные профилактические
мероприятия по противопожарной защите силовой
установки: разделение внутреннего пространства силовой
установки на отдельные, изолированные в пожарном
отношении отсеки; установка огнестойких герметичных
перегородок, отделяющих отсеки двигателей от отсеков
топливных баков; вентиляция отсеков силовой
установки; исключение применения в горячей зоне силовой

328 Часть 3. Конструкция н техническая эксплуатация
установки деталей из магниевых сплавов и других
горючих материалов; дренаж и организованная продувка
капотов силовой установки; охлаждение сильно
нагреваемых частей двигателя и его отдельных агрегатов;
компоновка топливных, масляных, гидравлических
магистралей, исключающая их перекрещивание с
воздушными магистралями и электрокабелями; обеспечение
необходимой вибростойкости трубопроводов и баков;
применение в топливных магистралях противопожарных
кранов для быстрого в случае необходимости
прекращения подачи топлива к двигателям; применение
электрической, тепловой и звуковой изоляции, исключающей
впитывание ими топлива и масла; металлизация всех
частей силовой установки для предотвращения
накопления статического электричества; предотвращение
образования взрывоопасной смеси в топливных баках при
эксплуатации вертолета в условиях ведения боевых
действий.
Противопожарное оборудование, предназначенное
непосредственно для подавления пожара, включает:
огнетушители — баллоны, заполненные жидким
фреоном 114Вг или другим огнегасящим средством и
заряженные сжатым азотом или воздухом до давления
около 10 МПа (100 кгс/см2); обратные клапаны,
предотвращающие перетекание огнегасящего состава из
работающих огнетушителей в использованные;
электромагнитные распределительные краны, подающие огнегася-
щий состав только в тот защищаемый отсек силовой
установки, где возник пожар; трубопроводы для
транспортирования огнегасящего состава от огнетушителей
к распылительным коллекторам; распылительные
коллекторы, представляющие собой стальные кольцевые
трубки с перфорацией для распыления огнегасящего
состава на очаг пожара.
Огнетушитель снабжен затвором с пироголовкой,
которая имеет пиротехническое устройство
дистанционного действия и предохранительную мембрану
саморазрядки. Огнетушителей обычно два, устанавливают
их в редукторном отсеке, защищая от возможных
повреждений при пожаре и аварийных посадках. Кроме
того, в кабине экипажа устанавливают один переносной
ргнетушитель, наполненный углекислотой.
3.4. Силовая установка
329
Признаки возникновения пожара в полете:
загорание красных сигнальных табло на приборной доске
летчика и желтых сигнальных табло соответствующих
отсеков на щитке противопожарной системы в кабине
экипажа; появление дыма, пламени или запаха гари
в кабине; резкое увеличение температуры газов перед
турбиной двигателя выше допустимой; шлейф дыма за
вертолетом (по информации с соседнего вертолета или
наземного пункта управления полетами).
При возникновении пожара в каком-либо из
защищаемых отсеков силовой установки от датчиков
сигнализации пожара в исполнительный блок поступает
электрический сигнал, зажигается соответствующее
табло в кабине экипажа. В результате автоматического
или ручного включения системы пожаротушения
замыкается цепь подрыва пиропатронов в головках
огнетушителей, открываются электромагнитные
распределительные краны, и огнегасящий состав поступает по
трубопроводам к распылительным коллекторам в
соответствующий отсек. Выходя из коллекторов, огнегасящий
состав испаряется и заполняет отсек инертным газом,
вследствие чего ограничивается приток атмосферного
кислорода к очагу пожара и резко снижается
температура в отсеке, что способствует прекращению пожара.
После ликвидации пожара в любом отсеке силовой
установки вертолета дальнейшее выполнение полетного
задания следует прекратить и произвести посадку на
ближайшую подходящую площадку. В случае пожара
в силовой установке двигатель к дальнейшей
эксплуатации не допускается.
Для обеспечения надежной работы системы
пожаротушения при ее техническом обслуживании
необходимо: проверять перед каждым полетом давление в
баллонах и готовность к действию системы
пожаротушения; при полном срабатывании системы продувать
датчики сжатым воздухом и очищать поверхности
двигателя для удаления с них огнегасящего состава;
периодически проверять герметичность заряженных
баллонов огнетушителей взвешиванием, омическое
сопротивление в цепях датчиков, наличие следов
коррозии на контактных парах, механических повреждений
проводников и спаев термобатарей, продувать трубо-

330 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
проводы, коллекторы и распылители сжатым воздухом,
осматривать фильтры, жиклеры, редукторы и другие
агрегаты системы; не допускать попадания на затвор
баллонов бензина, масла и воды, прямого нагрева
баллонов лучами солнца, теплом печей, батарей отопления
Рис. 126. ЭВУ:
1 — фланец выхлопного патрубка; 2—выхлопной насадок; 3 —
внутренний кожух; 4 — внешний кожух; 5—смеситель; 6 —
воздухозаборник; 7 — экранирующие лопатки
и т. п.; один раз в год заменять пиропатроны в
затворах баллонов; по истечении срока годности баллонов,
указанного на клейме, перепроверять их в соответствии
с инструкцией Котлонадзора.
При работе с заряженными баллонами
огнетушителей следует тщательно соблюдать меры безопасности.
Защита силовой установки от боевых повреждений
при эксплуатации вертолетов военного назначения
достигается: бронированием жизненно важных элементов
двигателей; экранированием инфракрасного излучения
двигателей; предотвращением образования
взрывоопасной смеси в топливных баках; защитой топливных
баков и трубопроводов от разрушения при аварийной
посадке вертолета; установкой на боевых вертолетах
двигателей в отдельных мотогондолах по бокам
фюзеляжа.
3.4. Силовая установка 331
Наиболее простой конструктивной реализацией
теплового экранирования двигателей на современных
военных вертолетах является так называемое экранно-
выхлопное устройство. Типичное ЭВУ (рис. 126)
состоит из выхлопного насадка, закрепляемого
соединительным хомутом на фланце выхлопного патрубка
двигателя, воздухозаборника с экранирующими лопатками,
прикрепленного болтами к капоту вентиляторного
отсека, смесителя, охватывающего по периметру заднюю
часть воздухозаборника и закрепленного болтами на
капоте редукторного отсека вертолета.
Выхлопной насадок представляет собой патрубок,
разделенный на два канала, по которым горячий газ
истекает из двигателя. Двумя потоками этот горячий
газ попадает в смеситель, выполненный в виде
внешнего и внутреннего кожухов, которые образуют
между собой полость для прохождения охлаждающего
воздуха. За счет эффекта эжекции поток холодного
воздуха устремляется во входные отверстия
воздухозаборника и смесителя, охлаждая стенки
воздухозаборника, выхлопного насадка и смесителя, перемешиваясь
с выхлопным газом и охлаждая его. В результате
температура газа может быть уменьшена с 500... 600 до 150...
200 С, а температура металлических кожухов выхлопного
устройства — до 80...120°С, что в значительной мере
защищает вертолет от зенитных ракет с инфракрасными
головками самонаведения. Для предотвращения прямой
тепловой видимости горячих частей выхлопного
насадка и двигателя из нижней и задней полусфер so
внутреннем кожухе смесителя устанавливают
дополнительные экранирующие лопатки.
С целью предотвращения образования
взрывоопасной смеси при попадании средства поражения в
топливные баки последние заполняют пенополиуретаном
или нейтральным газом — углекислотой.
Система нейтрального газа включает в себя два
шаровых баллона, заряженных жидкой обезвоженной
углекислотой, сетчатый фильтр, редуктор, трубопроводы,
систему электрообогрева, сигнализатор саморазрядки
баллонов, бортовой штуцер продувки. Баллоны
установлены в редукторном отсеке, снабжены затворами
с пиропатронами дистанционного управления и поме-

332 Часть 3. Конструкция и техническая эксплуатация
щены в чехлы с электрообогревом и
термовыключателями. Сетчатый фильтр и редуктор, понижающие
давление углекислого газа, помещены в электрообогревае-
мую коробку с термовыключателем. Жиклер, стоящий
за редуктором и дозирующий расход нейтрального
газа, также обогревается в течение всей работы системы.
Бортовой штуцер продувки с жиклером, трубопроводом
и обратным клапаном служат для продувки
углекислым газом пустых или не полностью заправленных
топливных баков от наземных средств.
Нейтральный газ поступает в топливные баки по
дренажным трубопроводам топливной системы,
заполняя освобождающиеся объемы и частично растворяясь
в топливе. Систему нейтрального газа включают перед
боевым вылетом тумблером, расположенным на щитке
противопожарной системы в кабине летчика. При этом
происходит подрыв пиропатронов, пороховыми газами
открывается головка-затвор на баллонах, и
нейтральный газ поступает в дренажный бачок, откуда по
трубопроводам засасывается в топливные баки. Система
нейтрального газа работает в течение всего полета, а
после его завершения пустые или частично
использованные баллоны заменяют заряженными.
Часть
ОБОРУДОВАНИЕ
4.1. ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЕ
4.1.1. Источники электрической энергии
Первичные источники — генераторы постоянного и
переменного тока (устройства для преобразования
механической энергии авиационных двигателей в
электрическую) и аккумуляторные батареи (устройства,
которые преобразуют химическую энергию в
электрическую). Тип и мощность источников определяются
наибольшей потребляемой мощностью каждого рода тока.
На вертолетах Ми-2, -8 установлены генераторы как
переменного (табл. 9), так и постоянного (табл. 10)
тока.
Генераторы постоянного тока наряду с
преимуществами (достаточной надежностью, простотой
аппаратуры управления и обеспечения параллельной работы)
имеют ряд недостатков, проявляющихся особенно при
больших мощностях: создание помех радиоприему и
электронному оборудованию, искрение щеток, а также
большие трудозатраты на техническое обслуживание
из-за наличия щеточно-коллекторных узлов; низкий
КПД при преобразовании напряжения и рода тока;
большую массу.
А

334
Часть 4. Оборудование
to со
ос
cntN
CD 00
EC
oo
F-H
~ fl
■-> о
88
ЮЛ
t*> —)
8'
r-Г s
a<
If
4
о
(-
re
(-■
о
В
С
О
i- L"
(- g
o> о
со *
4.1. Электрооборудование
335
Таблица 10. Основные технические характеристики
генераторов постоянного тока различных вертолетов
Показатель
Генераторный режим:
номинальный ток нагрузки, А
номинальная мощность (при
30 В). кВт
частота вращения, об/мин
Стартерныи режим:
напряжение питания, В
потребляемый ток (бросок
при запуске), А
частота вращения, об/мин
Режим работы:
количество пключеннй (с
полным охлаждением)
длительность каждого
включения, с
перерыв между включениями.
мин
Масса, кг
Вертолеты, на которых
установлен генератор
сер.
го
и
н
о
100
3
6500...
11250
24
350...
1000
5625
5
30
3
16
Ми-2,
-17
(ВСУ),
-24
00
•^
О
u
600
18
4200...
9000
24/48
600.,,
1600
2400
±240
5
40
3
. 40
Ми-8
2ТО
•^
О
U
400
12
4200...
9000
24
410...
1200
-~
5
44
3
35
Ми-26
(ВСУ)
^2
^h
cjO
—
—
—
24
350...
1000
5625
5
30
3
16
Ка-32
(ВСУ)
На современных вертолетах только 15%
потребителей нуждаются в электроэнергии постоянного тока, для
20% необходима электрическая энергия переменного
тока стабильной частоты, а остальные 65% могут
питаться нестабилизированным по частоте переменным
током. Генераторы переменного тока благодаря
высокой удельной генерируемой мощности, отсутствию ще-
точно-коллекторных узлов, повышенной высотности,
простоте и надежности в эксплуатации, простоте
преобразования рода тока и значения напряжения
являются основными источниками электроэнергии.

836
Часть 4. Оборудование
• На вертолетах Ми-17, -24, -26, Ка-32 применяют
бесконтактные синхронные генераторы, которые по
своему конструктивному исполнению одинаковы. На
вертолетах Ми-17, -26, Ка-32 они питают каждый свою сеть.
Стабилизация напряжения, выдаваемого в бортовую
сеть вертолета на уровне 203 ...204 В±2%,
осуществляется электронными блоками регулирования
напряжения. Дистанционное включение и выключение, а также
защита генератора и бортовой сети от коротких
замыканий, аварийного повышения (или понижения)
напряжения или частоты тока осуществляются с помощью
блоков защиты и управления совместно с
трансформаторами тока.
Синхронные генераторы могут быть включены в
бортовую сеть в параллельную работу (Ми-24). При этом
ЭДС генераторов должна быть равна напряжению
сети (обеспечивается при настройке регуляторов
напряжения перед включением); порядок следования фаз
обоих генераторов должен быть одинаковым
(устанавливается при монтаже); частота и фазы ЭДС
генераторов должны совпадать с частотой и
соответствующими фазами напряжения сети (обеспечивается
автоматическими синхронизаторами и регуляторами частоты
и напряжения).
Генераторы постоянного тока могут использоваться
в двух режимах: стартерном—для запуска основных
или вспомогательных силовых установок; генераторном —
как основной источник постоянного тока на вертолетах
Ми-2, -8 и вспомогательный источник на Ми-17, -24, -26.
Стабилизацию номинального напряжения (28,5 В±
±10%), выдаваемого в генераторном режиме,
осуществляют угольными регуляторами, включенными
последовательно с обмоткой возбуждения. Для защиты
бортовой сети от перенапряжения (более 32 В), которое
может произойти при обрыве рабочей обмотки
электромагнита или спекании угольных шайб регулятора
напряжения, используют автоматы защиты от
перенапряжений. В системах электроснабжения (СЭС)
постоянного тока используют также
дифференциально-минимальные реле, которые предназначены: для
подключения источников к бортовой сети, когда их напряжение
превышает напряжение бортовой сети на 0,2... 0,7 В;
4.1. Электрооборудование 337
для автоматического отключения от сети при обратном
токе (10... 15 А для реле ДМР-200, 25 ... 50 А для реле
ДМР-600); для исключения возможности включения
источника в сеть с обратной полярностью и выдачи
в систему сигнализации сигнала об отказе источника.
Чтобы повысить надежность СЭС и обеспечить
бесперебойное питание потребителей, предусматривают
параллельную работу источников. При этом главным
условием нормальной параллельной работы источников
постоянного тока является равномерное распределение
нагрузки между ними. В процессе эксплуатации
периодически производят настройку параллельной работы
таким образом, чтобы разность токов не превышала
более чем на 10% номинальный ток. Нагрузка при этом
на каждый генератор должна составлять 50... 70%
номинальной. С помощью выносных настроечных
резисторов выравнивают токи генераторов, не снимая
напряжения.
Авиационные аккумуляторные батареи используют
в качестве аварийных или вспомогательных
источников. Суммарная мощность генераторов обеспечивает
резерв до 100% суммарной мощности длительно
работающих потребителей, поэтому роль аккумуляторных
батарей (АБ) сводится: к покрытию пиковых нагрузок
в бортовой сети; к обеспечению питания жизненно
важных потребителей при полном обесточивании
бортовой сети (аварийный режим), а также при рулении
по аэродрому с неработающими генераторами (на
малых частотах вращения несущего винта); к снабжению
питанием стартеров-генераторов при автономных
запусках двигателей.
Аэродромные аккумуляторные батареи
предназначены для питания электроагрегатов и аппаратуры,
работающей при запуске авиационных двигателей,
авиационного оборудования, радиооборудования и
электрифицированного вооружения при проверках на земле.
В зависимости от применяемого электролита
аккумуляторные батареи делятся на кислотные и щелочные.
В настоящее время используют батареи: 12-САМ-28
12-АСАМ-23 (Ми-2, -8, -17, -24), 20-НКБН-25 (Ка-32),
20-НКБН-40 (Ми-26), 12-САМ-55 (Ми-6). Их
технические характеристики приведены в табл. 11. Первые две

Таблица 11. Технические характеристики аккумуляторных батарей
Параметр
Масса с
электролитом, кг
Плотность
электролита, *
г/см3
Интервал
рабочих температур,
•с
Высотность, км
Сила тока
заряда, А:
I ступень
II ступень
Пятичасовой
режим разряда:
сила тока, А
отдаваемая
емкость, А ■ ч
конечное
напряжение, В
Пятиминутный
режим разряда:
сила тока, А
12-САМ-28
28,5
1.260
±50
17
4
2
5,6
28
1.7
107
I2-ACAM-23
31
1.285
±60
35
5
2.5
5
23
1.7
107
12-САМ-55
58
1.260
±50
18
8,5
. 4,5
11
55
1,7
215
12- АСА-145
_
1,285
—
—
16
8
25
115
1,75
I2-AO-50
54
1.285
+50...
-60
_
7,6
3,5
9
45
1.7
225
20-НКБН-2Е
24
1,250
±50
35
10
5
5
25
—
100
20-НКБН-4О
36,5
1.250
±50
35
10
5
—
40
—
со
со
со
Окончание табл. 11
Параметр
12-САМ-28
12-АСАМ-23
12-САМ-55
12-АСА-145
12-АО-50 (20-НКБН-25 20-НКБН-40
отдаваемая
емкость, А ■ ч
конечное
напряжение, В
Стартерный 1за-
пусковый) режим
разряда:
длительность
запуска, с
длительность
паузы между
запусками, мнн
число запусков
напряжение в
конце запуска,
В
Сила тока на
максимальном
режиме разряда, А
14,5
1,2
45
3
750
17,8
800
40
25
2
1500
30
1,5
150
18.5
1,2
360
750
1200
* При давлении 101326 Па (760 мм рт. ст.) и температуре 25*С.
8

340
Часть 4. Оборудование
цифры в обозначении АБ указывают, сколько
одинаковых аккумуляторов соединены последовательно;
последние цифры — номинальную емкость батареи в
ампер-часах при разряде током 5-часового режима.
Буквы в обозначении определяют характер батареи или
область ее применения: САМ — стартерная
авиационная моноблочная; АСАМ — авиационная стартерная
с адсорбированным электролитом моноблочная;
НКБН — никель-кадмиевая безламельная намазная;
АО — аэродромного обслуживания; АСА — аэродромная
стартерная авиационная. На стартерных тележках и
аэродромных подвижных агрегатах используют
аэродромные батареи 12-АО-50 (12-АСА-145, -150).
Наибольшее распространение на вертолетах нашли
свинцовые аккумуляторные батареи 12-САМ-28, хотя
при хороших пусковых характеристиках и
относительно малой стоимости они имеют большие габаритные
размеры и массу. На современных вертолетах (Ми-26,
Ка-32) используют более компактные
никель-кадмиевые, щелочные батареи 20-НК.БН-25, -40, имеющие
меньшие габаритные размеры и массу при тех же, что
и свинцовые батареи, пусковых характеристиках.
Основные правила эксплуатации аккумуляторных
батарей: при вводе новых АБ в эксплуатацию
необходимо строго следить за качеством применяемых для
приготовления компонентов; количество примесей в
дистиллированной воде и электролите не должно
превышать допустимого (табл. 12 и 13); необходимо не
реже 1 раза в месяц производить глубокие " заряды для
восстановления характеристик батарей, не реже 1
раза в 3 месяца — контрольно-тренировочные циклы
(КТЦ) для определения емкости и восстановления
характеристик; при работе с кислотами и щелочами
используют специальную посуду и приспособления для
приготовления электролита (рис. 127) и средства
защиты от ожогов (рис. 128); перед установкой на
вертолет необходимо произвести проверку внешнего
состояния АБ, замерить уровень электролита (рис. 129),
его плотность (табл. 14, 15) и измерить
напряжение батарей нагрузочной вилкой (рис. 130); ЭДС
одного аккумулятора при нагрузке током 5-часового
разряда должна составлять не менее 2 В (1,25 В —
4.1. Электрооборудование
341
Таблица 12. Допустимое содержание примесей в
дистиллированной воде
Примесь
Плотный остаток
Прокаленный остаток
Железо
Хлор
Окись кальция
и магния
Содержание,
мг/л
60
0,5
4,0
5,0
10,0
Таблица ;з.Допустимое содержание примесей в готовом
электролите
Примесь
Железо
Медь
Сурьма
Хлор
Мышьяк
Марганец
Уксусная кислота
Содержание,
г/л
0,10
0,10
0,001
0,t(5
0,001
0,001
0,065
для НКБН); уровень электролита должен быть выше
сепаратора батарей: серии А — на 7 ... 10 мм, САМ —
на 6... 8 мм, АСА — на 10... 12 мм, АО — на 5... 8 мм;
после проведения КТЦ емкость батарей, допускаемых
к эксплуатации, должна составлять не менее 75%
номинальной; после установки батареи на борт вертолета
ее напряжение при двойной номинальной нагрузке
(включение двух топливных насосов) должно быть не
менее 24 В.
Применение АБ для автономных запусков и
проверки оборудования разрешается только в
исключительных случаях. При отказе основных генераторов

342 Часть 4. Оборудование
Рис. 127. Посуда и приспособления для приготовления
электролита:
' ~ разливатели; 2 — бутыль; 3 — кувшины; 4 — бак; 5 —
воронка; в — мензурка; 7 — термометр; 8 — груши; 9 — стеклянная
трубка; 10 — ареометр
Рис. 128. Защита при работе с кислотой:
/ ~ сода; 2 — 10% водный раствор соды; 3 — холодная вода;
4—10% водный раствор нашатырного спирта; 5—защитные
очив; 6 — резиновые перчатки; 7 — бак с водой; 8 — кувшин с
кислотой
4.1. Электрооборудование 343
Рис. 129. Замер уровня электролита:
J — уровень электролита; 2 — эбонитовый щитон; 3 — виниплас*
тооый щиток; 4 — стеклянная трубиа
г^з?
Рис. 130. Измерение напряжения элементов батарей
нагрузочной вилкой:
а — нагрузочная вилка; б — схема нагрузочной вилки; 1 —
контактная неподвижная ножка; 2 — контактная подвижная ножка;
3 — корпус с ручкой; 4 — кнопка; 5 — вольтметр; 6 — сменные
нагрузочные сопротивления

344 Часть 4. Оборудование
Таблица 14. Плотность электролитов, г/см", применяемых при
эксплуатации аккумуляторных батарей
Электролит
Для заливки сухозаряженных
батарей при приведении их в
рабочее состояние
Для зарядки сухих
разряженных батареи при приведении в
рабочее состояние
Для заливки батарей,
проходивших электрические
испытания на заводе-изготовителе, при
приведении в рабочее состояние
Для заливки батарей,
хранившихся без электролита, при
перерывах в эксплуатации
Рабочий электролит у
заряженных батарей прн летней и
зимней эксплуатации
-
1.U60
1,120
1,120
1,285
1,285
-
1,200
1,200
1.285
1,260
-
1,120
1,120
1,260
1,250
1.2S0
Примечание. Отклонение плотности допускается не
более ±0,005 г/сма.
Таблица 15. Зависимость плотности электролита от
температуры

Температура
электролита, °С
50
45
40
35
30
25
20
Поправка
к
плотности, г/см*
0,0175
0,0140
0,0105
0,0070
0,0035
0,0000
—0,0035
ера-
эле-
штз,
Темп
тура
ктро;
15
10
5
0
-5
-10
-15
Поправка
к
плотности, г/см3
—0,0070
-0,0105
—0,0140
—0,0175
—0,0210
—0,0245
-0,0280

Температура
электролита, °С
—20
-25
—30
-35
-40
-45
-50
Поправка
к
плотности, г/см'
—0,0315
-0,0350
—0,0385
—0,0420
—0,0455
-0,0490
-0,0525
4.1. Электрооборудование 345
время полета при питании особо важных потребителей
электроэнергии от аккумуляторных батарей (аварийный
режим работы СЭС) составляет: для вертолетов Ми-2,
-8, -17 — 25 мин; для вертолета Ми-24 — 9 мин; для
вертолета Ми-26 — 35 ... 40 мин; для вертолета Ка-32 —
20... 25 мин.
При температурах наружного воздуха ниже — 5°С
аккумуляторы должны быть сняты с вертолета и
храниться в помещении.
Вторичные источники преобразуют энергию
первичных с помощью электромеханических одно- и
трехфазных преобразователей, статических преобразователей
и выпрямительных устройств. Они используются для
обеспечения потребителей электроэнергией с
параметрами (родом тока, напряжением, частотой),
отличающимися от параметров основной энергосистемы.
Электромеханические преобразователи выпускают
однофазные (серии ПО) и трехфазные (серии ПТ).Они
представляют собой установки, объединяющие в своем
корпусе электродвигатель постоянного тока и
магнитоэлектрический или синхронный генератор переменного
тока. При преобразовании постоянного тока в
переменный преобразователи обеспечивают автоматическое
поддержание уровней напряжения и частоты в заданных
пределах с помощью встроенных устройств
регулирования. Технические характеристики
электромеханических преобразователей представлены в табл. 16.
Статические пребразователи обладают высоким
КПД, значительной относительной мощностью на
единицу массы, надежностью, отсутствием щеточно-кол-
лекторных узлов и скользящих контактов. Такие
преобразователи практически не требуют обслуживания
в процессе эксплуатации. Статическими
преобразователями являются выпрямители, которые преобразуют
переменное напряжение первичных источников в
постоянное 28,5 В, и для преобразования уровней
переменного напряжения — одно- и трехфазные
трансформаторы Типы и технические характеристики статических
преобразователей приведены в табл 17.
В процессе эксплуатации, при подготовках к
полетам проверяют внешнее состояние, надежность
крепления, выдаваемые напряжения и силу потребляемого

Таблица 16. Технические характеристики электромеханических преобразователей различных
вертолетов
Показатель
Потребляемый
ток, А
Выходное
напряжение, В
Сила выходного
тока, А
Выходная
мощность, В ■ А
Частота тока,
Гц
Коэффициент
мощности
кпд
Масса, кг
Вертолеты, иа
которых уста.чов-
«ен
преобразователь
Трехфазные
ПТ-125
8,3
36*2
3,5
125
400±8\
0,6
0,335
6
Ми-2, -24
ПТ-200Ц
14
36*2
3,7
200
400*8
0,6
0,31
8,6
Ми-17,-26
ПТ-500Ц
37
36*2
8
500
400
0,8
0,4
15
Ми-8
Однофазные
ПО-250
Не более
25
115*2,3
2,17
250
400
0,34
9
Ми-2
ПО-500А
41
115*4,6
4,35
500
400*20
0,9
0,4
12,5
Ми-17
ПО-750А
Не более
56
115*4,6
6,51
750
400*28
0,9
0,45
15,4
Ми-8,
-24, -26
ПО-1500
104
115*4,6
13
1500
400*28
0,9
0.55
23,5
Ми-6
Таблица 17. Технические характеристики статических преобразователей
Показатель
Преобразователи уровня переменного
напряжения
ТС320
С04Б
Напряжение
питания, В
Сила
потребляемого тока, А
Выходное
напряжение, В
Сила выходного
тока, А
Выходная
мощность, В • А (Вт)
Коэффициент
мощности
КПД ^
Число фаз
выгодного
напряжения
Масса, кг
Вертолеты, на
которых
установлен
преобразователь
200
Около 10
36
31
2000
0,8
0,9
3
Ми-26
ТСЗЗО
С04Б
208
20,3
36
48
3000
0,8
0,9
3
5,15
Ми-24
Т-1,5/02
200
Около 7,5
36*2
1500
0,8
0,9
3
КаТзг
ТР115/
36
ТС/1-2

Преобразователи
постоянного тока
в переменный
ПТС
ПОС

Преобразователи
переменного тока
в постоянный
(выпрямители)
ВСУ-6А ВСУ-6Б
115
1,5
36*1,5
1,2
0,9
V
0,53
Ми-2,
■8, -IT,
-24
209
Около 10
115*3,5
17,4
2000
0,9
0,9
1
3,5
Ми-8, -17,
-24
27*2,7
34
36
22,2
800
0,8
0,7
3
15
Ка-32
27*2,7
39,5
115
-
1000
0,8
0,75
1
21,6
Ка-32
200
25
28,5
200
6000
-
0,82
17,5
Ми-17
200*4
20
28,5
200
6000
0,85
9,4
Ми-26,
Ка-32

348 Часть 4. Оборудование
тока преобразователей. Одновременно проверяется
аппаратура автоматического переключения с основных
преобразователей на резервные (аварийные).
При регламентных работах выполняют
обслуживание контактных колец и щеточно-коллекторных узлов
(чистку, замер высоты щеток и усилий давления на
них, проверку на отсутствие тряски и хруста в
подшипниках при вращении ротора и пополнение смазки
в открытых подшипниках). Для статических
преобразователей работы по обслуживанию в процессе
эксплуатации сводят к осмотру, контролю надежности
крепления, проверке параметров (силы потребляемого тока,
предела регулирования напряжения, стабильности
частоты и напряжения) при изменении нагрузки.
Вспомогательные источники установлены на
вспомогательных силовых установках АИ-9В или ТА-8 и
обеспечивают питанием жизненно важные потребители
при отключенных основных источниках. На вертолетах
Ми-17, -24 используют стартеры-генераторы СТГ-3-
II серии, а на вертолете Ми-26 — генератор-стартер
постоянного тока ГС-12ТО и генератор переменного
трехфазного тока ГТ40ПЧ6. Максимально допустимые
нагрузки на эти источники ограничены вследствие их
малой мощности. Ограничения по времени работы (20...
40 мин) связаны с недопустимостью длительной
работы ВСУ.
4.1.2. Система распределения электрической энергии
Сети электропитания постоянным током выполнены
однопроводными. Источники питания соединяются
с приемником одним проводом, вторым проводом
служит металлический корпус вертолета. Сети
переменного тока выполняются одно-, двухпроводными (115 В
400 Гц, однофазная 36 В 400 Гц) и трех-, четырехпро-
водные (трехфазного напряжения 200 В 400 Гц и 36 В
400 Гц с силовой нейтралью и без нее). Для монтажа
электрической сети используют провода марок:
БПВЛ(Э) —в изоляции хлопчатобумажной пряжи
и винипласта с лаковым покрытием (экранированный);
сечение от 0,35... 90 мм2. Используется для монтажа
4.1. Электрооборудование 349
бортовой сети низкого напряжения. Максимально
допустимый ток при индивидуальной прокладке 11 ...
390 А, при групповой—7 ... 290 А. Широко
применяется на всех вертолетах при температуре — 60... +70°С
(табл. 18);
ПТЛ(Э)-200, -250 — с фторопластовой изоляцией,
теплостойкие, в защитной лакированной оболочке из
стеклоткани, сечение 0,35... 700 мм2. Эксплуатация
осуществляется при температуре —60... +200°С и
—60 ... +250°С соответственно. Рабочее напряжение
250 В постоянного и переменного тока частотой до
500 Гц;
МГШВ(Э) —монтажный, гибкий с шелковой и
полихлорвиниловой изоляцией (экранированный),
сечение— 0,07... 1,5 мм2; применяется в приборах и
блоках. Рабочая температура —50 ... +70°С;
ПВЛ(Э) —высоковольтный, лаковое покрытие
(экранированный) ;
ФК-Х (ФК-А) —компенсационный с хромелевой
(алюмелевой) жилой.
Принадлежность провода к системе потребителей
определяется буквенно-цифровой маркировкой и
различной окраской: желтая — сеть переменного тока;
белая — сеть постоянного тока; красная — система
вооружения; голубая — радиооборудование. В трехфазной
системе переменного тока применяют дополнительную
маркировку для определения фаз: А — желтый
наконечник («кембрик») или полоса желтого цвета на
проводе; В — красные полосы и наконечник; С — синие
полосы и наконечник. Для удобства монтажа на
вертолете провода сгруппированы в жгуты, которые
также имеют буквенно-цифровое обозначение. Буква
указывает на принадлежность к определенному отсеку
вертолета: Л — кабина экипажа; Ф — грузовая
кабина; Д — двигательные отсеки; ДР — отсек редуктора
и ВСУ; X — хвостовая и концевая балки; Н — отсек
обогревателя подвесных баков и других надстроек
фюзеляжа. Цифра обозначает номер жгута в этом отсеке.
Соединители типа ШР, 2РМ, 2РМД, 2РТ, 2РМГД и
клеммные колодки типа 73К, 75К, 5397А, 5410А,
НУ-720-27 предназначены для удобства монтажа и
замены жгутов или отдельных проводов в местах разъ-

350 Часть 4. Оборудование
Таблица 18. Технические характеристики электрических
проводов типа БПВЛ, БПВЛЭ
Сечение
провода.
0,35
0,50
0,75
0,88
1,00
1.25
1,50
1.93
2,50
3,00
4,00
5,15
6,00
8,00
10,0
13,0
16,00
21.00
25,00
35,00
41.00
50,00
70,00
95,00
Сопротивление
1 км провода
при
температуре 20°С, Ом
58,00
41,30
26,80
22,60
20,50
16,30
13,30
10,42
8,00
6,58
5,00
3,85
3,30
2,40
2,00
1,50
1,20
0,96
0,80
0,57
0,49
0,40
0,29
0,20
Допустимая
нагрузка
током при
длительном
режиме
работы *, А
4
6
9
10
11
13
14
17
20
22
28
32
35
46
50
60
70
80
90
100
125
145
180
210
Расчетная масса
провода, кг/км
БПВЛ
7,9
10,9
13,0
15,0
16,5
20,0
23,0
30,0
35,0
42,0
42,0
70,0
72,0
112,0
126,0
165,0
178,0
250,0
270,0
370,0
470,0
515,0
690,0
252,00
БПВЛЭ
20
23
29
32
33
50
61
62
68
77
77
111
114
158
196
237
261
335
360
477
597
634
815
1100
• При числе проводов в жгуте до трех допускается
увеличение нагрузки на 30%.
емов фюзеляжа, хвостовой и концевой балок, перехода
из одного отсека в другой, у электропультов,
приборных досок, распределительных коробок, на блоках
готовых изделий. Переходное сопротивление всех стыков
собранной колодки штепсельного разъема со вставкой
должно быть не более 0,002 Ом. Сопротивление
изоляции в нормальных климатических условиях — не менее
1000 МОм.
4.1. Электрооборудование
351
Распределительные устройства (щитки, коробки,
пульты и панели) располагаются в наиболее доступных
местах. В них размещаются элементы коммутационной,
защитной и измерительной аппаратуры, которые
предназначены для непосредственного и дистанционного
управления работой оборудования.
Выключатели типа В, ВК, В Г, ВН, переключатели
ПП, ПН, ППН, ЗППН, П24ПН, ППНГ (табл. 19) и
кнопки 5К, 204К, 205К, КР, КНР, 2КР, 8КНР предна-
Таблица 19. Технические характеристики выключателей и
переключателей
Тип
ВГ-15К. КВ-45
ППГ-15К. ПП-45
ПНГ-15К.
ПН-45М
ППН-45
2ПН-20
АПП-250
2ППН-45
ЗВГ-15К
ЗППН-15
Расшифровка
Выключатель
однополюсный (Г-герме-
тичный, К — с
красным подсветом)
Переключатель
однополюсный
Выключатель
нажимной,
однополюсный
Переключатель
перекидной,
однополюсный с нейтралью
Переключатель
нажимной,
двухполюсный с нейтралью
Переключатель
перекидной,
двухполюсный без нейтрали
Переключатель
двухполюсный,
перекидной с нейтралью
Выключатель трех-
полюсный,
герметичный
Переключатель
трехполюсный с
нейтралью
А*
Рабо
пряж
30
80
30
30
30
120
30
30
30
«<
стима
тока,
Допу
сила
35
35
35
35
20
3
20
20
20
а, кг
Масс
35
35
38
42
85
80
85
85

352
Часть А. Оборудование
значены для длительного или кратковременного
замыкания (размыкания) электрических цепей. Концевые
выключатели типа KB, ДП предназначены для
автоматического включения (отключения, переключения)
электрических цепей по заданной программе.
Контакторы КМ, ТКД, ТКС и реле ТКЕ, ТВН, ТДЕ
предназначены для дистанционного включения
(выключения, переключения) электрических цепей по сигналам
от специальных блоков или выключателей
(переключателей, кнопок). Они имеют буквенно-цифровое
обозначение: КМ — контактор малогабаритный; КД —
контактор сдвоенный; КП — контактор переключающий.
Наибольшее распространение нашли реле и контакторы
типа ТКЕ, ТКД, ТКС (табл. 20). Первая буква в их
обозначении указывает рабочее напряжение обмотки
в вольтах (Д —10 В, П— 15 В, Т — 30 В, С —100 В).
Вторая буква определяет назначение (К—контактор
или коммутационное реле, В — с выдержкой времени,
Т — токовое реле, Н — реле напряжения, П —
переменный ток). Третья буква вместе с цифрой указывают
номинальный ток контакторов (Е — единицы,
Д—десятки, С — сотни, Т — тысячи ампер). Вторая цифра
после букв обозначает количество замкнутых
контактов, третья цифра — количество нормально разомкнутых
контактов. Буквы после цифр обозначают:
Д—длительный, К — кратковременный режим работы; Г —
герметичный; Т — теплостойкий. Далее могут быть
буквы (А, Б, В и т. п.), обозначающие конструктивные
особенности реле.
Реле отличаются от контакторов меньшими токами
(до 10 А) в силовой цепи, размерами и массой.
Аппараты защиты предназначены для
предохранения электрической сети, источников и приемников
электроэнергии от перегрузок и коротких
замыканий.
Аппараты максимальной токовой защиты реагируют
на токи, сила которых превышает установленное для
них значение, и срабатывают с выдержкой времени.
Они включают в себя предохранители типа СП, ИП,
ПМ, ТП и биметаллические автоматы типа АЗСГК,
АЗРГК.
4.1. Электрооборудование
893
о
3
S
о
п
к
о
м
я
ы
s
актер
а
X
S
ческ
s
Техн
CN
£3
ЛИЦ
(О
й
н
JH 'ВЭЭВДО
V
'41.30 ИОН1НЕ11ЮМ
а вяо! В1гиэ
ввнчь-еникон
я
Е S
So
ч
8 В"
g*
б°
V 'иинког
ооэ коннэшипга
Ой ЕЯОА BIfHQ
и S
1) Я
«gCQ
55
ffio
tgoT
G Ф ra
« я £
ч txBK
я га ■! as
•2 о Я «
КНб
в
я
0,2
8
i
1Я
о
ID
0>
ч
3
V
х
ч
ю
ф
X
0,5
S
СО
ID
+1
Ч<
+1
(О
СО
1Л
О
ч»
ф
ф
Ч
О
ф
X
ф
Ч
о
<У
m
о
о
+1
со
ю
ю
со
+1
со
СО
(О
о
US
ф
ч
CJ
X
01
0)
ч
о
X
g
(О
1
lis
со
JB
ч
о
ф
S3
*!
ч
<У
«*
1
со
ч<
+1
1Я
■ч-
<0
о
о
ф
ч
о
о
X
0J
ф
ч
о
ф
X
33355»»
2SSSS||WS
3 si* *
s*2 J
ss*sssssa
ооооооооо
«ЛюЧ w-"5. in
• : : :» i ;« :
fliel ">."> .о
-*■* ■* те-*
«сососо coco со
: : : :S ■ :2 :
сч сч Ы ■— Ы
8
•ч-
еч
8
i
ы
Я
**
ч
о
о
«г
т
а
■ч«
ем
о
^
«
о
со
£
*
я
*г
о
а
U
«
CNCNCNCNCNCMcNCMtN
чччч со=йч
£оооноооо
ШЯ№№£
12 За*. 786

354
Часть 4. Оборудование
Стеклянно-плавкие предохранители выпускают на
токи от 1 До 40 А и служат для защиты электроцепей
от коротких замыканий и перегрузок. Ток перегорания
для этих предохранителей составляет 1,21... 1,37
номинального тока {пограничный ток). Инерционно-плавкие
предохранители выпускают на токи от 5 до 250 А. Они
обладают значительной инерционностью (при
двукратном превышении номинальной силы тока — 80 с, при
десятикратной — 5-... 10 с). Их используют в основном
для защиты цепей электродвигателей,
электростартеров и преобразователей. При длительном воздействии
токов силой в 1,25.-1,75 раза больше номинальной
перегорает плавкая вставка. Малоинерционные
предохранители ПМ выпускают на токи 2... 150 А. Токи
перегорания для них составляют 1,2... 1,4 номинального.
Преимуществом по сравнению с остальными является
наличие индикатора для визуального определения
состояния предохранителя. Тугоплавкие предохранители
рассчитаны на токи 200, 400, 600 и 900 А. Они
защищают источники и мощные потребители только от
коротких замыканий, но не от перегрузок. Пограничное
значение силы тока, при превышении которого
предохранитель сгорает, в 1,4... 1,5 раза больше
номинального.
Биметаллические автоматы со свободным
расцеплением (АЗР) рассчитаны на номинальные токи б...
150 А, без свободного расцепления (АЗС)—2... 50 А.
При токах выше номинальных промежуточный
механизм, воздействуя на контактное устройство,
разрывает цепь питания защищаемой сети. Автоматы типа
АЗР отличаются от АЗС тем, что после срабатывания
АЗР не может быть принудительно включен до
момента полного остывания 'биметаллической пластины. Их
применяют для тех потребителей, принудительное
включение которых через малый промежуток времени
по противопожарным требованиям недопустимо
(например, для топливных насосов). Автоматы защиты
выпускают в негерметичном (серии АЗР, АЗС) и
герметичном (серии АЗСГК и АЗРГК) исполнении. Буква К
в конце наименования указывает, что они работают
в кабинах с красным светом. Цифра после
наименования означает номинальную силу тока. Для однофазных
4.1. Электрооборудование 355
сетей переменного тока используют автоматы защити
серии АЗР, для трехфазных — АЗС. Время отключения
двукратного тока при температуре окружающей
среды (20±5)°С для автоматов лежит в следующих
пределах: АЗС-Ю, АЗС-15 —15...45; АЗС-5, АЗС-20,
АЗС-25, АЗС-30 — 20 ... 60 с; АЗС-2, АЗС-40 — 25... 80 с.
Дифференциально-токовая защита, как продольная
(при сравнении токов в начале и конце участка сети),
так и поперечная (при сравнении токов двух
параллельных линий), дополняет аппаратуру максимальной
токовой защиты при предохранении замкнутых сетей
от токов короткого замыкания и обрывов цепей.
Принцип ее работы основан на сравнении токов в линиях
(или в начале и конце линии) и выдаче сигнала на
коммутирующее устройство для отключения
поврежденного участка или источника. Значительная масса
защитной аппаратуры и сравнительно невысокая
надежность системы продольной защиты привели
практически к повсеместной ее замене системами
поперечной релейной защиты.
Особенности эксплуатации системы распределения
электроэнергии: нельзя выполнять работы (замену
предохранителей, осмотры электроцепей ЦРУ, РУ и т. д.)
при включенных источниках; следует периодически
проверять крепление и внешнее состояние проводов и
жгутов, особенно в отсеках двигателей, ВСУ и главного
редуктора, в местах крепления к коммутационной
аппаратуре (АЗС, реле, контакторам); при осмотрах
необходимо удалять влагу, пыль и грязь из РУ, РШ и т. д.,
проветривать отсеки, продувать их сжатым воздухом
под давлением 0,1...0,15 МПа (1,0... 1,5 кгс/сма);
следует особое внимание уделять проверке исправности,
плотности посадки предохранителей в держателе, а
также их соответствию номиналам.
4.1.3. Аэродромные средства электроснабжения
Для снабжения электроэнергией постоянного и
переменного тока авиадвигателей (ВСУ) во время запуска
и проверки работы бортового оборудования
используют: аэродромные подвижные агрегаты (АПА); элек-
12*

356
Часть 4. Оборудование
трогидравлические установки (ЭГУ); стартерные
тележки (для запуска двигателей); стационарные
централизованные аэродромные системы энергоснабжения
стоянок вертолетов. Наиболее широкое применение
получили аэродромные подвижные электроагрегаты АПА-2МП,
АПА-35-2В, АПА-4, АПА-5, АПА-50М и
электрогидроустановки ЭГУ-3 и ЭГУ-50/210-131. Они смонтированы
на автомобилях, обладающих повышенной
проходимостью, и могут быть использованы в качестве тягачей
для буксировки вертолетов. Основные технические
характеристики этих средств приведены в табл. 21. Для
запуска ВСУ и авиадвигателей вертолетов на
«площадках» (во внеаэродромных условиях) могут
использоваться стартерные тележки (группы авиационных
аккумуляторных батарей), а также аккумуляторные
батареи наземной военной техники (тягачей, бронемашин
и т. д.) соответствующих напряжения и емкости.
4.1.4. Потребители электрической энергии
Системы запуска двигателей (табл. 22) полностью
автоматизированы и обеспечивают запуск на земле и в
воздухе, холодную прокрутку, ложный запуск и
прекращение процесса запуска двигателей на любой стадии.
В однокаскадной системе запуска вертолетов Ми-2,
-8 электростартеры раскручивают непосредственно вал
двигателя до частоты вращения, обеспечивающей
необходимый расход воздуха через двигатель для
устойчивого горения топлива. На современных вертолетах
Ми-17, -24, -26, Ка-32 применяют двухкаскадную
систему запуска, в которой электростартер (СТГ-3 или
ГС-12ТО) первого каскада раскручивает вал ВСУ
АИ-9В или ТА-8В, обеспечивая ее надежный запуск.
Сжатый воздух от ВСУ используют для запуска
основных двигателей (ТВЗ-117 или Д-136) с помощью
воздушных стартеров типа СВ. Пусковые панели типа ПСГ
и АДП автоматически управляют по определенной
программе агрегатами системы запуска (стартерами,
системами зажигания, подачи топлива и т. д.), включая или
выключая те пли иные устройства в зависимости от
частоты вращения ротора турбокомпрессора двигателя,
с дублированием по времени.
4.1. Электрооборудование 85?
По окончании запуска пусковая панель обеспечивает
выключение стартера, систем подачи пускового топлива
и зажигания.
Особенности эксплуатации: запуск двигателей
производится от аэродромных источников питания, так как
стартеры-генераторы потребляют большие токи. Однако
при отсутствии АПА в условиях автономного
базирования допускается запуск от аккумуляторных батарей;
в случае неудавшегося запуска двигатели запускают
повторно лишь после полной остановки и предваритель-
ной холодной прокрутки; включение зажигания без
холодной прокрутки при повторном запуске может вы-
звать взрыв скопившихся паров топлива в камере
сгорания; допускаются две-три попытки запуска с
выдерживанием между ними трехминутных пауз. После трех
попыток необходимо полное охлаждение агрегатов
запуска.
Противопожарные системы (ППС) предназначены
для тушения пожара на вертолете и состоят: из систем
автоматического и ручного управления
пожаротушением; из системы подачи огнегасящего состава в пожа-
розащищаемые отсеки; из системы электрической
сигнализации (табл. 23).
Для уменьшения возможности возникновения и
распространения пожара внутренний объем фюзеляжа
вертолета с помощью противопожарных перегородок
разделяют на несколько изолированных в пожарном
отношении отсеков (табл. 24).
Для ликвидации пожара имеется несколько очередей
пожаротушения: на вертолете Ми-2 — три очереди; на
вертолетах Ми-8, -17, -24, -26 — две. Первая очередь
пожаротушения срабатывает автоматически по команде
от системы сигнализации или вручную от кнопки.
Остальные очереди включаются только вручную от
кнопок соответствующих отсеков. На вертолете Ка-32, име»
ющем две очереди пожаротушения, они могут
срабатывать как автоматически, так и вручную (нажатием
кнопок на центральном пульте).
Чувствительными элементами ППС являются
датчики ДТБГ-1А, которые состоят из семи последовательно
соединенных хромель-алюмелевых термопар. При
изменении температуры окружающей среды за счет разных

358
Часть 4. Оборудование
Таблица 21. Технические характеристики аэродромных
1 Показатель
Шасси
Полная касса, кг
Привод генераторов силовой
установки
Мощность двигателя, кВт
Режимы работы электроагрега-
VOB
Система постоянного тока
{28,6 В);
тип генератора
номинальная сила тока, А
мощность кВт
«тип батареи
емкость, А > ч
Система 3-фазного переменного
тока:
тип генератора
напряжение, В
мощность, кВ • А '
частота, Гц
сила тока нагрузки, А
Система одиофазного
переменного тока:
тип генератора (преобразователь)
мощность, кВ • А
напряжение, В
частота, Гц
ток нагрузки, А
АПА-2МП
ЗИЛ-150
6350
АПА-4
Урал-375
10430
Ходовым двигателем
через раздаточную
коробку
51,6
24;24/48;70
1ХПР-600
600
17
4Х12-АО-50
200
—
—
—
—
—
ПО-4500
115
28
400 ±20
39
132
24;24/8;70
2ХПР-600
1200
34
2X12-АС А-
145
290
—
—
—
—
—
СГО-8
8
120
400; 900
69
• Фазные обмотки генератора соединены в звезду с выведе
4.1. Электрооборудование 359
средств электроснабжения
АПА-5
Урал-375Б
10650
132
24;24/48;70
2ХПР-600
1200
34
2Х12-АСА-
145
290
ГТ-40ПЧ6
208
40
400
111
СГО-8
8
120
400; 900
69
АПА-35.2В
ЗИЛ-130
11370
Дизель
ЯАЗ-М204Т
44
24;24/48;70
2ХПР-600
1200
34
3X12-АСА-145
435
__
—
—
—
—
ПО-6000
6
115
4Ш±20
52
АПА-50М
ЗИЛ-131
10950
Дизель У1Д6:2С
через раздаточную
коробку
147
24;24/48;70
ГАО-36
835
25
2Х12-АСА-146
290
ГТ-60ПЧ8АТВ*
208/36
50
400
—
СГО-ЗОУ
30
208
400
ЭГУ-50/210-131
ЗИЛ-131
10630
Дизель 5Д20-240
через раздаточную
коробку
176,5
24;24/48;70
ГАО-36
835
25
1Х12-АСА-145
145
ГТ-40ПЧ6
208
40
400
111
СГО-12
12
120
400; 600
144
иной силовой нейтралью.

860 Часть 4. Оборудование
Таблица 22. Основные агрегаты и устройства
Агрегат
Стартер
Система
автоматического
управления:
программный
механизм
пусковой
резистор
регулятор тока
реле
максимальной частоты
вращения стартера
Агрегат подачи
топлива
Агрегат
зажигания
Свечи
Топливные
клапаны и краны
Ми-2
ГТД-ЗБО
2Х СТГ-3
ПСГ-14А
РД
РУД-400Д
2ХСКНД-
-И-1А
2ХСП-
-18УА
2X61Т09-'
010 "
Ми-8
ТВ2-117
2 X ГС-18
МО
ПСГ-15А
(М)
РУТ-600Д
2ХСКНА-
-22-2А
2ХСП-18
УА
Ми-17
ВСУ
(АИ-9В)
СТГ-3
АПД-9В
ПС-200-
0,12
РМО-16
Агр. 726
КР-12СМ
СД-5БАНМ
МКТ-210
(МКТ-212)
ТВЗ-117М1
2ХСВ-78Б

(воздушный)
АПД-78
НР-ЗВ
СК-22-2
2ХСП-
26ПЗ
скоростей нагревания инерционного и
малоинерционного спая возникает термоЭДС. Для усиления сигнала,
поступающего в исполнительные блоки, датчики
соединяются последовательно в группы по три штуки.
Система срабатывает при скорости увеличения температуры
окружающей среды не менее 2°/с с одновременным
нагревом трех датчиков до температуры не менее 150°С.
Если первая очередь автоматически не сработала, ее
включают вручную нажатием кнопки соответствующего
4.1. Электрооборудование 361
системы запуска ГТД различных вертолетов
Ми-24
ВСУ
(АИ-9В)
СТГ-ЗПсер.
АПД-9В
ПС-200-
0,12
РМО-16
Агр. 726
и НР-9К
КР-12СМ
СД-55АНМ
МКТ-210
(МКТ-212)
ТВЗ-117В
2ХСВ-
78Б(
воздушный)
АПД-78А
НР-ЗВ
СК-22-2
2ХСП-
36ПЗ
Ми-26
ВСУ
(ТА-8В)
ГС-12ТО
АПД-ЗОБ
ПС-200-
0,12
РУТ-400
Д-ТВ
ПСГ-6
4070Ф
СКНР-22-
05А
2ХСП-43
МКТ-17Б
(МКВ-
251А)
Д-136
2ХСВ-36

(воздушный)
АПД-457
Агр. 934
СКН-11-1
СП-43
(СП-70)
МКПТ-9
Ка-32
ВСУ
(АИ-9)
СТГ-3
(СТЗ-ПТ)
АПД-9
ПС-200-0,12
РМО-16
Агр.. 726
и НР-9К
КР-12СИ
СД-55ДНМ
М-КТ-4-2
(ЭВМРВ-
27Б-1)
ТВЗ-117КМ
2ХСВ-78Б

(воздушный)
АПД-78А
НР-ЗК
СК-22-2К
2ХСП-26
ПЗТ
отсека. Применение второй (третьей) очереди
осуществляют нажатием кнопки в том случае, если пожар с
помощью первой очереди не ликвидирован. При этом
срабатывают пиропатроны в пироголовках
противопожарных баллонов, и огнегасящий состав подается в
соответствующий отсек. О срабатывании пиропатронов
сигнализируют желтые табло автоматической или
ручной очереди.
Для проверки противопожарной системы переключа»

862
Часть 4. Оборудование
Я
25°".
1 Си
X
х х
*2
с*
us
хщ
ел "э
о чес
и хч^я
& » X
е- I- # j
с ЬЦЕЗ
о чси
и x«lus
X Й~ХЮ
8 1
х 4Sx
HUf
«a s&??з§
s л w с *ч е Ш
S&5 SS &
4.1. Электрооборудование
Таблица 24. Противопожарные отсеки различных вертолетов
Отсек
Ми-2
Правого и
левого двигателей
Главного
редуктора
Топливных
насосов
Турбостартера
Керосинового
обогреввтеля
Кессонов поле
грузовой кабины
+
+
+
+
Ми-8 Ми-17
+
+
+
+
Ми-24
+
+
+
+
Ми-26
+
+
+
+
Ка-32
+
+
тель ставится в положение КОНТРОЛЬ. При этом с
помощью переключателя (или кнопок на блоках ССП-66М
у вертолета Ми-2) имитируется возникновение пожара
в отсеках. Красные табло исправных каналов будут
гореть, но цепи срабатывания пиропатронов отключены.
Если красное табло не горит, значит, неисправны
датчики или их цепи в том канале, который проверяется, и в
том отсеке, табло которого не горит. Контроль
пиропатронов и их цепей проводится переключателем
КОНТРОЛЬ ПИРОПАТРОНОВ, при этом желтые табло
ручной и автоматической очереди не должны гореть.
Результаты проверки каналов противопожарной системы
(или ее срабатывание) фиксируются на пленке система
САРПП-12ДМ или сигналограмме «Тестер-УЗ», а с
помощью речевого информатора РИ-65 передаются
членам экипажа. В эфир выдается информация «Борт
№..., пожар».
Противообледенительная система (ПОС) (рис. 131)
может включаться автоматически по сигналу от
сигнализатора обледенения (РИО-3, РАУС-1 или «Квант-1»)
или вручную. При этом срабатывает управляющее реле
и выдает сигнал на программный механизм, регуляторы
температуры стекол и на включение обогрева
воздухозаборников, ПЗУ и входных частей двигателей.

864 Часть 4. Оборудование
Программный механизм через контакторы включает
в определенной последовательности питание
нагревательных элементов (НЭ) лоластей НВ и РВ, а
регуляторы температуры (ТЭР-1М) управляют контакторами
включения питания НЭ стекол, ПЗУ и входных уст-
Вортавая
. сеть

Сигнализатор сот-
АВТ0МАТ.1 РУЧНОЕ
Упрайш-
щеереле
МБЛУРНЕНИЕ
Програннный
механизм
мпера-
туры
Контак- ^Нагреватель-
* торы. ^""ИГ'
т»
Генератор
переменного
Т тока
*
тоРы стекол
. На включение обогрева ПЗУ,
^ЬоздухоэаВорников и входных
устройств ддизателей
Рис. 131. Структурная схема противообледенительной
системы
ройств двигателей. Минимальная толщина льда, при
которой сигнализатор РИО-3 (РАУС-1) выдает сигнал об
обледенении, составляет (0,3±0,1) мм. Питание
нагревательных элементов осуществляется от генераторов
переменного тока.
Обогрев ПЗУ, воздухозаборников и стекол
осуществляют путем открытия электроклапанов
(электрокранов) магистрали отбора горячего воздуха из полостей
между кожухами и жаровыми трубами камер сгорания
(или из-за 7-й ступени компрессора для вертолета Ми-2).
Подача воздуха может осуществляться автоматически
по команде от сигнализатора или вручную. На
вертолете Ми-8 предусмотрено автоматическое включение
обогрева входных устройств для правого двигателя и
ручное — для левого двигателя. Обогрев стекол на
вертолетах Ми-2, -24 включается только вручную. На вертолете.
Ми-24 кроме электро- и воздушного обогрева входных
устройств двигателей и ПЗУ две вертикальные стойки
корпуса первой опоры входного направляющего аппа-.
рата обогреваются,маслом.
4.1. Электрооборудование 365
Основные агрегаты и устройства ПОС различных
вертолетов приведены в табл. 25.
Проверку ПОС осуществляют перед полетами в
сложных метеоусловиях и при температуре наружного
воздуха ниже +5СС. Проверка заключается в контроле
четкости работы агрегатов ПОС в автоматическом и
ручном режиме по загоранию соответствующих табло и
по силе токов, потребляемых нагревательными
элементами лопастей НВ и РВ, стекол, ПЗУ и
воздухозаборников. Силы потребляемых токов фиксируют по
показаниям амперметров генераторов (табл. 26).
Особенности эксплуатации: при осмотрах агрегатов
ПОС необходимо особое внимание обращать на
состояние источников (отсутствие перегрева генераторов,
высоту щеток и чистоту щеточно-коллекторных узлов,
настройку их параллельной работы) и токосъемников НВ
и РВ; при проверках контролировать чувствительность
и четкость работы сигнализаторов и программных
механизмов; обращать внимание на отсутствие прогаров,
потемнений и растрескиваний изоляции НЭ; периодически
контролировать сопротивление изоляции НЭ (не
допуская ее снижения менее 500 кОм) и состояние
электрожгутов питания НЭ лопастей НВ и РВ.
Светотехническое оборудование включает в себя
устройства, подразделяющиеся по назначению на
осветительные . и светосигнальные, а по размещению — на
внешние и внутренние (табл. 27).
Внешнее осветительное оборудование предназначено
для освещения пространства перед вертолетом на
посадке и рулении при плохой видимости и ночью. Оно
используется также для освещения места
аварийно-спасательных,, погрузочно-разгрузочных работ,
производимых с вертолета, отыскания посадочной площадки и
освещения наземных объектов.
Малогабаритная посадочно-рулежная фара МПРФ-1А
имеет лампу-фару СМФ-5 с двумя нитями накала:
посадочной и рулежной. Это облегчает режим работы
лампы-фары, на рулении (без обдува) и продлевает ее
ресурс.
Фара ФПП-7 может выпускаться на угол до 120° и
поворачиваться на угол 360°. Ее лампа СМФ-28Х450
имеет одну нить накаливания.,

Збб Часть 4. Оборудование
Таблица 25. Основные агрегаты и устройстве противообледе
Агрегат или устройство
Сигнализатор обледенения
Система обогрева лопастей НВ
и РВ:
программный механизм
токосъемник НВ
токосъемник РВ
число секций НЭ лопастей НВ
число секций НЭ лопастей РВ
Система обогрева стекол:
датчик
автомат обогрева
терморегулятор
индикатор нагрева стекол
Воздушный обогрев входов
двигателей и ПЗУ:
воздушная заслонка
электромагнитный клапан
Электрообогрев входов
двигателей и ПЗУ:
датчик
терморегулятор
Ми-2
РИО-3
ПМК-21
КВН-5074-1
КВО-5074-2
3
1
Термистор
АОС-81М
—
_
2ХМКТ-4-2
—
Ми-8
РИО-3
ПМК-21
8АТ-74П-00
8АТ-7420-100
4
2
2ХТД-2
2ХТЭР-Ш
_
2Хагр. 525
2ХЭМТ-244
_
Управление выпуском и поворотом фары
осуществляют одновременно от кнопки на ручке «шаг-газ».
Внешняя световая сигнализация предназначена для
обеспечения безопасности полетов в ночное время и в
условиях плохой видимости. К ней относятся:
проблесковые маяки; аэронавигационный, контурные огни и
огни полета строем (строевые огни).
Проблесковый маяк обычно устанавливают на
хвостовой балке сверху. Он создает равномерно
вращающийся пучок света, проходящий через красный
светофильтр. Частота проблесковых маяков около 90
проблесков в минуту.
Бортовые аэронавигационные огни необходимы для
обозначения габаритных размеров вертолета, его поло-
4.1. Электрооборудовение 367
нительных систем различных вертолетов
РИО-3
ПМК-21ТВ
ТСВ36М313
8АТ-7420-00
4
2
2ХТД-2
2ХТЭР-1М
Агр. 1919
8ХТД-2
4ХТЭР-1М
РИО-3
ПКПС-1
ТСВ36М313
8АТ-7420—00
4
2
4ХТД-2
4ХТЭР-Ш
Агр. 1919
8ХТД-2
4ХТЭР-1М
Ми-26
Ка-32
РАУС-1
(«Квант-!»)
То же
ТСВ96М0611
ТСВ25У051
6
2
2ХТД-2
2ХТЭРЧМ
ИСД-1
2ХМПК-14МТВ
агр. 3148 (для
ПЗУ)
агр. 4073Т(ПЗУ)
РИО-3
ПКПС-1
ТС-7М
(ТСВ36МЗЗ)
2+2
2ХТД-2
2ХТЭР-1М
Светоинди»
кагор
Агр. 1919
жения в полете и при рулении по аэродрому, а также
для подачи световых сигналов условным^ кодом.
Арматуры БАНО устанавливают по бортам вертолета: с
красным светофильтром — слева; с зеленым -— справа.
Арматуру ХС-39, имеющую белый светофильтр,
устанавливают на хвостовой балке.
На вертолете Ми-24 арматуры ХС-39 устанавливают
также на стойках шасси, что позволяет контролировать
их выпуск с земли при посадке.
Контурные огни, устанавливаемые на концах
лопастей, обозначают контур НВ во время его вращения.
Строевые огни предназначены для обозначения
вертолета при полете строем в ночное время. Они распо-

368 Часть 4. Оборудование
4.1. Электрооборудование
369
Таблица 26. Силы токов в ИЭ агрегатов ПОС различных
вертолетов, А
Нагревательный
элемент
1-й секции
лопастей НВ
1-й секции
лопастей РВ
Стекол

Воздухозаборников и ПЗУ
Ми-2
50...66
14...17
Ми-8
12...130
40...175
110...120
Ми-17
60...72
ПО...
150
40...120
65...120
Ми-24
25...45
20...30
15...30
20...30
Ми-26
64
21,5
Свето-
диод
К а-32
Свето-
диод
лагаются на фюзеляже в виде прямой линии (Ми-8, -17)
или в виде буквы «Т» (Ми-24).
Внутреннее освещение кабин (как правило, бело-
красное) и отсеков (белое или бело-синее)
осуществляется плафонами П-39, ПСГ-45. При необходимости для
дополнительного подсвета панелей, рабочих мест и
пультов используют кабинную лампу КЛСРК-45 или
светильник бело-красного света СБК.
Для освещения площадки при работах у грузового
люка устанавливают фару ФР-100.
Для освещения красным светом шкал, трафаретов
приборов, элементов управления и приборных досок
применяют систему красного подсвета. Она включает в
себя арматуру АПМ, щелевые светильники С, СВ и
аппаратуру управления. Яркость свечения ламп системы
изменяют с помощью регулируемых понижающих
трансформаторов ТР-45 и ТР-100, которые устанавливают
для питания групп ламп напряжением переменного тока
Внутрикабинная сигнализация обеспечивается
световыми табло и .сигнальными лампами со светофильтрами
различного цвета: белый — уведомляющие сигналы;
зеленый— уведомляющие сигналы о нормальной работе
агрегатов; желтый — предупреждающие сигналы о
нарушении нормальной работы отдельных агрегатов и
систем, но не об аварийном состоянии; красный — аварий-

370 Часть i. Оборудование
о
«
«
а
X
(3
а>
X
8
О
й
ч
о
н
о.
<и
ю
ь
ю
•
fi
§
в
t к
£8
ю а
€ £ п.
83 »Я 8
О XX X S
g*s •&
4.2. Приборное оборудование
371
ные сигналы об отказе агрегатов и систем, требующие
немедленного вмешательства членов экипажа.
Чтобы аварийные сигналы были более заметны, они
имеют проблесковый режим работы. Конструкция
светосигнальных устройств обеспечивает быстрый контроль
исправности ламп накаливания и возможность их
замены.
4.2. ПРИБОРНОЕ И КИСЛОРОДНОЕ
ОБОРУДОВАНИЕ
4.2.1. Пилотажно-навигационное оборудование
Аэрометрические приборы: барометрические и
электромеханические высотомеры (ВД-10К, -10МК — для
всех вертолетов, ВМ-15, УВИД-30-15— для вертолетов
ЛВД-6М
Г
Pet Ал* подключения
бароспидогренра
Рис. 132. Система питания аэрометрических приборов
вертолета Ми-2:
1 — указатель воздушной скорости полета УС-250К: 2 —
высотомер ВД-10К; 5 —вариометр ВР-10К.
Ми-26, Ка-32), указатели воздушной скорости полета
(УС-250, -350, -450), вариометры (ВАР-10МК, -30МК,
ДА-30), а также датчики высоты и скорости полета,
выдающие электрические сигналы, пропорциональные
измеренной высоте и скорости полета. Совместно с
приемниками полного и статического давления (типа
ПВД-6М, ППД-1, ПСД) и системой трубопроводов они
составляют систему анероидно-мембранных
(аэрометрических) приборов (рис. 132—135).

372
Часть 4. Оборудование
лёдый
Приборная Приборная Приборная
,м соска левого доска доска tpadozt
Ti летчика груэодой летчика (~\"°м
ПВД-6М
\ый
Кран ПВД
Положения крана ПВД
левое
объединенное
пробое
Нис. 133. Аэрометрические приборы вертолета Mh-8i
1 — указатели воздушной скорости полета УС-450К: 2 —
высотомер ВД-ЮК; 3 — вариометр ВАР-ЮМК; 4 — корректор-задатчив
приборной скорости; 5 — датчик скорости ДАС; 6 — корректор
высоты ВК-П; 7 — датчики высоты ДВ-15М
«W
Для
подключения
Нароспидтрафа
©Ф??®
Ш""
Для подключения к прибором
системы регулировки избыточного
Г~1 давления
«Ра» ШТпЩ«
переключения ^ '
Р~ ■
Рис. 134. Аэрометрические приборы вертолета Ми-24:
/—указатель воздушной скорости полета УС-450К; 2—
высотомер ВД-ЮК; 3 — вариометр ВАР-ЗОМК: 4 — датчик воздушной
скорости ДВС-24; 5 — корректор-задатчик приборной скорости
КЗСП; б — сигнализатор приборной скорости ССА-0,7-2,2; 7 —
датчик высоты ДВ-15М; 8 — датчик высоты ДВК; 9 —высотомер
УВЙД-30-15; 10 —' корректор-задатчик высоты КЗВ
4.2. Приборное оборудование
373
Приемники ПБД-6М воспринимают и выдают в
систему полное и статическое давление. Приемники ППД-1
воспринимают только полное, а ПСД — только статнче-
ЩзиОюрная ТЬск~а\
[ледого летчика
1(7) (2) (3)!
ЯриЕорная доска"}
\прабоголетчика]
ПВД
левые
Шиберная доска
ПВД
правый
и
Рис. 135. Аэрометрические приборы вертолета Ми-26:
1 — высотомер УВИД-30-15К; 2~ вариометр ВАР-ЗОМК; 3 —
указатель скорости УС-450К; 4 — высотомер ВД-ЮК; 5 —'
сигнализатор скорости ССА-1; 6 — корректор-задатчик КЗСП; 7 — датчик
высоты ДВ-15МВ; 8 — датчик скорости ДПСМ-1; 9 — кран
системы полного давления; 10 ~ кран системы статического
давления; // — влагоотстойник
ское давление. Место их установки выбрано так, чтобы
свести к минимуму значения аэродинамических
погрешностей во всем диапазоне высот, скоростей, углов
крена и тангажа. Для сохранения работоспособности в
условиях обледенения они имеют обогревательные
элементы. Ток обогрева: для ПРД-6М — 3,4...3,9 А; для
ППД-1—6,2...6,8.А. На всех вертолетах, кроме Ми-2,

374 Часть 4. Оборудование
применяют двойной комплект приемников давления, что
повышает их надежность.
Высотомеры предназначены для измерения высоты
полета — расстояния по вертикали от определенного
уровня, принятого за начало отсчета, до вертолета
Рис. 136.
Высоты полета
вертолета
(рис. 136). В зависимости от принятого начала отсчета
различают: #КСт — истинную высоту полета,
отсчитываемую от точки на земной поверхности, над которой
пролетает вертолет; Яасс — абсолютную высоту,
отсчитываемую от уровня моря (для СССР — от среднего
уровня Балтийского моря);#ОТн — относительную
высоту, отсчитываемую от условного уровня (аэродрома
посадки или взлета).
Принцип действия барометрического высотомера
основан на измерении атмосферного давления,
поступающего в корпус прибора через штуцер. С подъемом на
высоту чувствительный элемент (анероидная коробка)
расширяется и через передаточно-множительный
механизм приводит во вращение стрелки, которые
указывают высоту полета по шкале прибора.
Высотомеры имеют шкалу барометрических
давлений, которая отградуирована от 760 до 790 мм рт. ст.
и дает возможность с помощью кремальеры вносить
поправку в показания высоты, если давление места
взлета и посадки не совпадает с расчетным. Подвижные
треугольные индексы используют для взлета и посадки
на высокогорных и низменных аэродромах, где давление
менее 670 мм рт. ст. или более 790 мм рт. ст. Для этого
необходимо знать превышение ВПП аэродрома
относительно уровня с давлением 760 мм рт. ст. Допустимые
4.2. Приборное оборудование 375
погрешности измерения барометрических высот не
должны превышать значений, приведенных в табл. 28.
Таблица 28. Допустимые погрешности высотомеров, м
Высота, м
0...600
1200...2100
2100...4200
4200...6000
ВД-Ю
±15
±25
±35
±45
±60
ВМЛБ
±15
±20
±30
±40
±50
УВИД-
30-15
±10
±15
±20
±25
±30
Указатели скорости (рис. 137) предназначены для
измерения приборной воздушной скорости полета верто-
Рис. 137.
Кинематическая
схема указате-
;ч ля скорости:
J —
манометрическая коробка;
2 — трубка
подвода полного
давления: 3 — корпус;
4 — передаточно-
множительный ме-
JJ хаиизм
лета путем замера динамического давления
набегающего потока воздуха, пересчитываемого в единицы
скорости по стандартной плотности воздуха у земли.
Чувствительный элемент указателя скорости реагирует на
разность полного (подаваемого во внутрь манометрической
коробки) и статического (подаваемого в корпус)
давлений. Передаточно-множительный механизм приводит во
Р„^:
П^
PV ПВД-6М
cm

876 Часть 4. Оборудование
вращение стрелку прибора. Отсчет скорости ведется по
шкале, отградуированной с ценой деления 10 км/ч.
Допустимые погрешности показаний'приборной скорости не
должны превышать ±6 км/ч для диапазона 50--.
450 км/ч при температуре наружного воздуха 20±5°С.
Вариометры (типа ВР, ВАР, ДА) предназначены
для измерения и указания вертикальной скорости
набора высоты (снижения) вертолета. Принцип действия
вариометра основан на измерении разности давлений в
манометрической коробке и корпусе прибора,
соединенного с атмосферой капиллярной трубкой. Вследствие
разности сечений капилляра и штуцера в
манометрической коробке и корпусе возникает перепад давлений при
наборе высоты (снижении) вертолета. Вертикальная
скорость отсчитывается по шкале, отградуированной с
ценой деления 1 м/с (0... 10 м/с) и 2 м/с (10...
30 м/с). Погрешность прибора составляет не более
0,5 м/с.
К системам аэрометрических приборов подключены
также различные датчики высоты (КЗВ 0—1,5;ДВ-15М;
ДВК;КВ-11 и т. п.) и скорости (КЗСП, ДПСМ, ДВС-24,
ССА и т. д.), которые предназначены для выдачи
электрических сигналов, пропорциональных барометрической
высоте и приборной скорости полета, потребителям (пи-
лотажно-навигэционным комплексам, автопилотам,
системам автоматического управления полетом, системам
радиооборудования и вооружения).
В процессе эксплуатации необходимо выполнять
следующие работы: при подготовках к полетам проверять
герметичность систем полного и статического давлений,
точность показаний приборов на контрольных точках,
плавность хода стрелок и вариацию показаний
приборов; после посадки вертолета ставить на приемники
давлений заглушки и надевать чехлы для предохранения
их от попадания влаги и посторонних частиц; при
попадании влаги и посторонних частиц производить
продувку сжатым воздухом с давлением 2... 4 кгс/см2,
предварительно отсоединив все приборы и датчики,
подключенные к системе АМП; после продувки подсоединить
датчики и приборы и проверить систему на
герметичность с помощью комбинированной проверочной
установки КПУ-3.
4.2. Приборное оборудование 377
При температуре наружного воздуха ниже -4-5°С
включать обогрев приемников давления.
Гироскопические приборы и устройства нашли
широкое применение в авиагоризонтах, датчиках курсовых
приборов и систем, гироскопических вертикалях (трех-
Рис. 138. Электрокинематическая схема авиагоризонта
АГБ-ЗК:
/ — двигатель-генератор; 2 — сельсин-приемник; 3 — шкала
тангажа; 4— сельсин-датчик тангажа; 5 — гиромотор; 6 — сельсин-
датчик крена; 7 — двигатель поперечной коррекции; 8 —
жидкостный маятниковый переключатель (ЖМП); 9 — двигатель
продольной коррекции; 10 — шкала крена; // — силуэт самолета;
12 — указатель скольжения; 13 — кремальера; 14 — усилитель
степенные гироскопы), в указателях поворота,
выключателях коррекции, автопилотных датчиках угловых
скоростей (двухстепенные гироскопы).
Авиагоризонты типа АГК-47 и АГБ-3 (рис. 138)
имеют в своем корпусе встроенный гиромотор. При
включении питания авиагоризонта необходимо нажать
кнопку механического арретирующего устройства и
удерживать ее, пока частота вращения ротора гиромо-
тора достигнет номинального значения, т. е. пока
гироскоп не станет устойчив по вертикали места. В полете
при эволюциях вертолета по шкале тангажа
отсчитывается угол тангажа, а по силуэту самолета и
неподвижной шкале — угол крена. Основные технические

378
Часть 4. Оборудование
данные авиагоризонтов и гировертикали МГВ-1СУ8
приведены в табл. 29.
Авиагоризонт АГК-47ВК выполнен
комбинированным, он имеет указатель поворота и указатель
скольжения. Указатель поворота позволяет летчику
определять направление и относительную угловую скорость
поворота вокруг вертикальной оси. Чувствительность
его определяет отклонение стрелки от среднего индекса
на шкале прибора. Она составляет не менее 1 мм при
угловой скорости разворота 0,67с и 10... 13 мм — при
18°/с Указатель скольжения предназначен для
определения и указания летчику наличия и направления
бокового скольжения по отклонению черного шарикэ от
центральных меток стеклянной трубки. В случае
выполнения правильного виража (без скольжения) шарик
остается в центральной части между визирными
линиями.
На современных вертолетах функции датчика и
указателя пространственного положения вертолета
разделены между малогабаритной гировертикалью МГВ-1СУ8
(централизованным датчиком углов крена и тангажа
для указателей и других потребителей) и
показывающими приборами ПКП-72 и УКТ-2 (Ми-24), ПКП-77М,
АГК-72А и АГК-83-15 (Ми-26), АГР-74В (Ка-32).
Гировертикаль выдает электрические сигналы,
пропорциональные углам крена и тангажа, в автопилоты, САУ,
пилотажно-навигационные комплексы, курсовые
приборы и доплеровские измерители типа ДИСС.
Система арретирования МГВ-1СУ8, служащая для
быстрого приведения ее гироплатформы в
горизонтальное положение, — электрическая. Имеется также
система сигнализации отказа в работе гировертикали,
которая выдает сигнал об отказе на красные табло, на
специальные бленкеры АГ на лицевой панели приборов
ПКП и бленкеры ВЫКЛ. на авиагоризонтах УКТ-2.
Пилотажно-командные приборы типа ПКП-72М, -77
(рис. 139) кроме указания летчику пространственного
положения вертолета относительно плоскости
истинного горизонта (символ самолета, шкала тангажа, индекс
крена) служат и для указания: малой высоты полета
над местностью (совмещенный индекс малой высоты и
ртклонение от курсовой зоны); исправности МГВ-1СУ8
4.2. Приборное оборудование
379
н£
1СУ8
BQ
U.
%.
см
Ь
Ui
>>
КП-72М
С
й
«
и,
<
«
В
■ч*
Ui
Ui
<
азатель
3
н8и
: :+i
©о
Sg>£7
+1+1 :
°"°"-н
Sg :
+J+V:
оо
+1
СООСЧ
COCO *
+i+i :
eo+i
-
$§1
+1+1 5
и
о
ч
и
>>
К
я
в
г £
Диапазон измерений,
углов крена
углов тангажа
Погрешности опреде
Крена и тангажа, °
со
©
w
°1
©"
о
in
о"
о
и,
ё
в
а
«1
р.
о
и
.. О
о) S5
О №
Питание приб
сила потребл
1Л>
о
ем
lO
о
1
8
о
в
в
' к
о
н
и
о
в
о
4 о
я о
UK
<N
fr-"
о
1
1
со
J
OO
9*
1
«
Is
u
о
о.
E
к
я
a
a
<u
В* 8
w вИ н
go go
Ю
CO
CO
w
Ю
•
со
a"
в
%
6
со
а
в
i
€в
га
К
я
S
«
а
8
(4
Ч
|
■ ■
J5<N
£ ■
4»
о©\2?
ч-rf. ,.s
§
1
1
I
CNg
CM
r*
I CO
£
iSg
a
a
о
в
се
CJ И
не мене
а, кг
которы
Время готова
не более
Скорость сог
лей:
крена, 7с, не
тангажа, 7с,
Масса прибор
Вертолеты, на
прибор

380 Часть А. Оборудование
'(бленкеры АГ) и радиовысотомера РВ-5 (бленкер РВ):
наличия и направления бокового скольжения вертолета
(указатель скольжения). На летательных аппаратах,
Рис. 139. Командный пилотажный
прибор ПКП-72М:
1 — символ самолета: 2 — шкала тангажа;
3 — бленкер отказа канала команд по
крену; 4—шкала крена; б — бленкер отка-
Sa канала команд по тангажу; 6 — шкала
отклонения от глиссады; 7 — индекс
отклонения от глиссады; 8— бленкер
отказа авиагоризонта; 9 — кремальера; 10 —
шкала отклонения от курсовой зоны; //—
индекс крена; 12 — указатель
скольжения; 13—совмещенный индекс малой
высоты и отклонения от курсовой зоны; 14 —
бленкер отказа радиовысотомера; 15 —
кнопка тест-контроля; 16 — шкала
отклонения от заданной скорости или от
оптимального угла атаки; 17 — индекс
отклонения от заданной скорости нли от
оптимального угла атаки; 18 — индекс команд
по крену н тангажу
оборудованных системой траекторного управления
(СТУ), пилотажно-командный прибор позволяет
осуществлять: индикацию команд, формируемых СТУ;
отклонение от заданной траектории полета в горизонтальной
и вертикальной плоскостях (индекс отклонения отглис-
4.2. Приборное оборудование 381
сады, совмещенный индекс малой высоты и отклонения
от курсовой зоны); отклонение от заданной скорости
полета или оптимального угла атаки (шкала
отклонений от заданной скорости или от оптимального угла);
контролировать исправность СТУ (бленкер отказа
канала команд по крену и по тангажу).
Для более надежного обеспечения летчика
информацией о пространственном положении на вертолете
используют несколько авиагоризонтов (основной и один-
два резервных). На вертолетах Ми-2, -8, -17 в качестве
основных и резервных авиагоризонтов используют по
два авиагоризонта АГК-47ВК и АГБ-ЗК соответственно.
На вертолете Ми-24 основным является пилотажно-ко-
мандный прибор ПКП-72М, а резервным —указатель
креиа и тангажа УКТ-2. На вертолетах Ми-26 и Ка-32
основными авиагоризонтами являются приборы
ПКП-77М (ПКП-72М), а авиагоризонты АГР-83-15
(АГР-74В, АГР-72А) — резервными. Основные и
резервные авиагоризонты получают сигналы от своих
гировертикалей МГВ-1СУ8.
В случае отказа одного из авиагоризонтов
(гировертикали МГВ-1СУ8) в полете появляются различия в
показаниях основного и резервного указателя. Проверив
правильность включения авиагоризонта и убедившись в
его отказе, необходимо перейти на пилотирование по
работающему прибору. При отказе обоих авиагоризонтов
их показания перестают соответствовать фактическому
положению вертолета в пространстве относительно
истинного горизонта и не реагируют на эволюции
вертолета. В этом случае следует перейти на пилотирование
по дублирующим приборам, осуществляя контроль
изменения угла тангажа по вариометру, высотомеру,
указателю скорости, измерителям частоты вращения
турбокомпрессоров двигателей и шага несущего винта.
Контроль изменения угла крена необходимо выполнять по
указателям курсовой системы, указателям поворота и
скольжения. При отказе гировертикали, которая
является датчиком углов крена и тангажа для автопилотов,
включение автопилота запрещается, т. к. возможны
самовозбуждающиеся колебания вертолета.
Подготовка авиагоризонтов и гировертикалей к
полетам заключается во включении питания, арретирова-

gg2 Часть 4. Оборудование
нии гироскопов во время раскрутки гиромотора
(АГБ-ЗК) или после его разгона через 1... 2 мин
(МГВ-1СУ8, АГР-74 и т. д.) н контроля его
работоспособности. На приборе ПКП-72М (ПКП-77М)
имеется система встроенного тест-контроля, которая
позволяет проверять одновременно все указатели прибора,
кроме указателей скорости и скольжения. Если прибор
работает нормально, то при нажатой кнопке
тест-контроля показания контролируемых указателей
изменяются: команды по крену — на (10±5)° по ходу часовой
стрелки; по тангажу — на (15±5) мм вверх; указателя
крена — на (10±5)° против хода часовой стрелки;
указателя тангажа — на (10±5)° вниз; указателя
отклонения от курсовой зоны—на (10±5) мм вниз от
занимаемого положения. Кроме того, на лицевой части прибора
появляются флажки бленкеров К, Т, АГ, РВ. После
отпускания кнопки указатели приходят в исходное
положение, а бленкеры уходят с поля прибора.
Включение гироскопических приборов необходимо
производить не менее чем за 3... 5 мин до взлета.
Руление производить только при включенных гироприборах
во избежание их поломки. Авиагоризонты АГК-47Кпри
рулении должны быть раз арретированы.
Электрический указатель поворота ЭУП-53
(рис. 140, а) используют иа вертолетах Ми-8, -24 для
указания летчику направления и относительного
значения угловой скорости разворота, а также для указания
наличия и направления бокового скольжения.
Возможны следующие варианты взаимного
расположения стрелки указателя поворота и шарика указателя
скольжения (рис. 140,6): I—прямолинейный полет без
скольжения /, с левым и правым скольжением 2; II —■
левый вираж без скольжения 3, с внутренним 4 и
внешним 5 скольжением; III — правый вираж без
скольжения 6, с внутренним 7 и внешним 8 скольжением.
Отличие ЭУП-53 от других гироприборов состоит в
том, что его гиромотор питается от бортовой сети
постоянного тока напряжением 27 В±10% и потребляет
ток силой 0,13 А. Погрешность при угловых скоростях
1,1, 2,3 и 4°/с с углами крена 15, 30 и 45° составляет не
более ±1,5°. Несовпадение стрелки с нулевой отметкой
шкалы допускается не более ± 1°.
4.2. Приборное оборудование 383
Проверка работоспособности включенного прибора
производится путем контроля отклонения стрелки
указателя поворота при покачивании (от руки) приборной
доски; при этом стрелка указателя отклоняется.
Рис. 140. Электрический указатель поворота ЭУП-53:
с — внешний вид прибора; б — совместные показания указателей
поворота и скольжения
Курсовые приборы и системы предназначены для
определения курса вертолета и обеспечения сигналами
курса указателей и вертолетных систем, решающих
задачи навигации и пилотирования (автопилоты, САУ,
ПКВ, ДИСС и средства объективного контроля^.
Курс — угол в горизонтальной плоскости между
направлением, принятым за начало отсчета, и проекцией
продольной оси вертолета на эту горизонтальную
плоскость (рис. 141). Курс, измеренный относительно
истинного меридиана (Си), называется истинным курсом
(ИК), относительно магнитного меридиана
(См)—магнитным курсом (МК), относительно условного
меридиана (Су) — условным курсом (УК) и относительно
меридиана ортодромической системы координат (С0) — ор-
тодромическим курсом (ОК). Компасный курс (КК) —
измеряется относительно компасного меридиана (Ск).

384 Часть 4. Оборудование
образованного в результате влияния горизонтальной
составляющей магнитного поля вертолета. Угол
девиации компасов Д/( характеризует влияние магнитного
поля работающих электроагрегатов, а также магнитотвер-
дого и магнитомягкого железа, имеющегося на
вертолете. Угол AM характеризует магнитное склонение.
!
Рис. 141. Схема измерения
курсов
Магнитные компасы КИ-13 являются наиболее
простыми по конструкции приборами, но обладают
большими методическими погрешностями, особенно в высоких
широтах, вблизи магнитных полюсов земли и в районе
магнитных аномалий. И все же компас КИ-13
используется на всех типах вертолетов как дублирующий
курсовой прибор, предназначенный для определения и
указания летчику компасного курса. Принцип действия
компаса КИ-13 (рис. 142) основан на свойстве свободно
подвешенных постоянных магнитов устанавливаться в
плоскости магнитного меридиана Земли. Два таких
постоянных магнита закреплены на картушке
поплавкового типа, которая опирается керном на колонку с
подпятником и находится в условии устойчивого
равновесия. При разворотах вертолета картушка с постояины-
4.2. Приборное оборудование 385
ми магнитами стремится сохранить свое положение, а
корпус компаса КИ-13 поворачивается вместе с
вертолетом. Отсчет ведется по шкале и курсовой черте,
нанесенной на корпусе.
Рис. 142.
Принципиальная
схема
магнитного компаса
КИ-13Ю
/ — корпус; 2 —
колонка с
подпятником; 3 —
постоянные
магниты; 4 — курсовая
черта; 5 —
картушка; б —
девиационный прибор;
7 — шкала
Характеристики компаса КИ-13
Инструментальная шкаловая погрешность
без девиационного прибора, ° ±1
Угол застоя картушки без постукивания, " — 1
Собственная девиация компаса на курсах
О, 90, 180, 27(Г, ° ±2,5
Время полного успокоения картушки, с ■ • 17
Допустимые продольные и поперечные
крены, при которых компас работает нормально," ± 17 .
Углы девиации, устраняемые девиацион-
ным прибором, " 20 ... 50
Масса прибора, г 150
Для демпфирования колебания картушки корпус
компаса заполнен лигроином. Снизу корпуса расположен
девиационный прибор, позволяющий путем регулировки
свести до минимума влияние стальных конструкций
вертолета на показания компаса.
13 Зак. 786

386 Часть 4. Оборудование
Автономные курсовые приборы типа ГПК (гирополу-
компасы) позволяют выдерживать ортодромический и
условный курс в любых широтах и при любых внешних
условиях, а типа АК (астрокомпасы) измеряют
истинный курс по небесным светилам. Они также имеют свои
недостатки: ГПК — не могут определить направление
магнитного и истинного меридиана; АК — зависят от
погоды и времени суток. Поэтому, для того чтобы с
достаточной точностью измерять курс вертолета в любом
районе земного шара, в любое время суток и в любых
метеорологических условиях, созданы комбинированные
курсовые системы ГИК-1 (Ми-2); ГМК-1А (Ми-8, -17);
«Гребень-1» (Ми-24, Ка-32); «Гребень-2» (Ми-26),
объединяющие несколько компасов с различным принципом
действия. В них происходит компенсация погрешностей
каждого из датчиков курса, облегчается отсчет
показаний по объединенному указателю и значительно
повышается устойчивость к радиопомехам, проникающей
радиации и электромагнитному импульсу при применении
противником ядерного оружия.
Компас ГИК-1 состоит из индукционного датчика,
гнроагрегата Г-ЗМ, коррекционного механизма КМ,
усилителя У-бМ, указателя УГР-1К, соединительной
коробки СК-11 и кнопки согласования. Он определяет и
указывает только магнитный курс и углы разворота
вертолета. При совместной работе компаса ГИК-1 с
автоматическим радиокомпасом АРК-9 по указателю компаса
ГИК-1 отсчитывают магнитные пеленги радиостанции н
вертолета и курсовые углы радиостанции.
Основные характеристики курсовых систем
современных вертолетов представлены в табл. 30.
Курсовая система ГМК-1А, имеющая в своем
составе датчик ИД-3, коррекционный механизм КМ-8, гиро-
агрегат ГА-6, указатель УГР-4К, автомат согласования
АС-1 и пульт управления ПУ-26, кроме указания
курсов и углов разворота выдает сигналы,
пропорциональные этим величинам, бортовым потребителям (АП-34Б,
ДИСС и т. д.).
Комплект системы «Гребень-I»: датчик ИД-6,
коррекционный механизм КМ-2, гироагрегат ГА-8,
монтажная рама РА-6 с блоком усиления БУ-12, пульт ПУ-38.
Не имея собственного указателя, он выдает сигналы
4.2. Приборное оборудование 387
30. Основные технические характеристики курсовых
систем различных вертолетов
Показатель
Погрешность курсовой
системы в определении
магнитного курса, с, не более
Погрешность в указании
магнитного пеленга
(курсового угла) радиостанции
(вертолета), °, не более
Погрешность от ухода ги-
роузла в азимуте в режиме
ГПК в течение 1 ч:
в нормальных условиях, ,
не более
при крайних значениях
температур (—60"С и +50°С),
в, не более
Время готовности к
работе:
при температуре +20 ...
+50°С и в режиме МК(АК),
мин, не более
в режиме ГПК и при
температуре —60СС, мин, не
более
Напряжение питания:
трехфазным переменным
током, В
постоянным током, В
Скорость согласования
следящих систем:
нормальная, 7мин
большая, 7с, не менее
Вертолеты, на которых
установлена система
ГИК-1
±2
±3,5
I
3
36+3,6
27±2,7
1,5...4,5
8,5
Ми-2
ГМК-1
±1,5
±2,5
±2,5
±3,5
3
5
36±1,8
27±2,7
1,5...7
6
Ми-8, -17
«Гребень»
±0,7
±2
±0,5
±1
3
Б
27±2,7
2...4
10
Ми-24, -26
Ка-32
курса на бортовые комбинированные указатели типа
радиомагнитного индикатора РМИ-2, пилотажно-навига-
ционные приборы (ПНП-72-12) и в другие потребители
курса.
Принцип действия курсовых систем в основном
идентичен и основан на совместном использовании свойств
трехстепенного курсового гироскопа, определяющего
условный курс вертолета, и индукционного
чувствительного элемента, определяющего положение вертолета отно-
13*

388
Часть 4. Оборудование
сительно магнитного меридиана Земли. Таким образом,
компасы работают в режиме магнитной коррекции гиро-
агрегатов, а совместное использование свойств
различных датчиков курса позволяет взаимно устранять
погрешности каждого из них.
Режимы работы компасов: ГИК-1—режим
магнитной коррекции (МК); ГМК- 1А-МК — режим гирополу-
компаса (ГПК) и астрономической коррекции (АК) при
наличии на вертолете дистанционного астрокомпаса
ДАК-ДБ-5В; «Гребень-Ь («Гребень-2») — режимы МК,
ГПК и задатчика курса (ЗК).
В режиме МК чувствительный элемент
(индукционный датчик) воспринимает и выдает компасный
(неисправленный) курс в коррекционный механизм, где
благодаря специальному лекальному устройству
устраняются четвертная девиация, методические и
инструментальные погрешности системы. Магнитный (исправленный)
курс индицируется по шкале КМ, а также поступает в
гироагрегат для коррекции положения его оси по
магнитному меридиану. При разворотах вертолета
указатели отслеживают положение оси гироагрегата, т. е.
магнитный курс. В режиме ГПК (систем для ГМК-1,
«Гребень») курсовая система позволяет выдерживать
условный ортодромический курс вертолета в любых
широтах, в том числе вблизи полюсов и в районе
магнитных аномалий Земли. Однако ввиду возможности
накопления ошибки гироагрегата (уход гироагрегата
ГА-6-Зв/ч, ГА-8-1°/ч) его необходимо эпизодически
корректировать по магнитному курсу в режиме МК. В
режиме АК гироагрегат корректируется по истинному
курсу, замеренному системой ДАК-ДБ-5В. Режим ЗК
или начальной выставки гироагрегата применяется в
целях установки заданного условного (ортодромического)
курса для последующей работы курсовой системы
«Гребень» в режиме ГПК.
Особенности эксплуатации:
при подготовках курсовой системы к применению,
после включения питания согласование гироагрегатов с
индукционным датчиком и указателем производить не
ранее чем через 2... 3 мин. При этом лампа ОТКАЗ,
сигнализирующая об отказах курсовой системы и
больших рассогласованиях следящих систем, должна погас-
4.2. Приборное оборудование 389
нуть, а указатель показать стояночный курс вертолета
(режим МК);
при нажатии кнопки КОНТРОЛЬ на коррекционном
механизме (системы «Гребень») необходимо убедиться,
что шкала указателя развернулась на курс (315±10)° —
режим МК и на курс, соответствующий показаниям
шкалы склонений КМ, — режим ЗК. Курсовую систему
ГМК-1А контролируют нажатием переключателя на
пульте ПУ-26 на курсах (0±10)° и <300±10)°;
при отсчетах магнитных (стояночных) курсов
вертолета необходимо сверять показания указателей
курсовой системы с показаниями магнитного компаса КИ-13.
Разница не должна превышать ±3°. При этом
необходимо помнить, что на показания магнитных компасов и
курсовой системы оказывают влияние металлическое
покрытие стоянок, близко стоящие автомобили и
другие предметы;
периодически, но не реже 1 раза в год на курсовых
системах и магнитных компасах необходимо проводить
девиационные работы. При этом устраняют
полукруговую (на румбах 0, 90, 180, 270°) и четвертную (на
румбах 0, 45, 90, 135, 180, 225, 270, 315°) девиацию
компасов. Полукруговая девиация устраняется девиационны-
ми приборами (на КИ-13 и КМ), четвертная —
учитывается в таблицах поправок;
при отказах курсовых систем в полете
(несоответствии показаний различных компасов, отсутствии
отработки курса при разворотах, загорании табло ОТКАЗ
и т. д.) необходимо проверить работу основных и
аварийных источников питания и использовать для
выполнения (завершения) полета дублирующие приборы
(радиокомпасы АРК и магнитный компас КИ-13). Для
повышения надежности курсовой системы на вертолете
Ми-26 установлена система «Гребень-2», имеющая два
гироагрегата ГА-8 и два блока усиления БУ-12 с
рамами РА-6.
4.2.2. Приборы контроля работы
силовой установки
Авиационные электрические тахометры
предназначены для измерения частоты вращения валов

300 Часть 4. Оборудование
турбокомпрессоров авиадвигателей и несущих
винтов.
Однострелочные тахометры ИТЭ-1 (Ми-2, -8, -17,
Ка-32 — для НВ) с датчиком ДТЭ-i (Д-1) и двухстре-
лочные (сдвоенные) тахометры ИТЭ-2Т (Ми-2, -17,
Рис. 143. Принципиальная электрическая схема
тахометр аз
1 — стрелки I и 2; Я — шкала; 3 — противодействующая пружина:
4 — чувствительный элемент; 5 — постоянные магниты; € — ста*
торная обмотка; 7 — синхронный двигатель; в — трехфазный
синхронный тахогенератор
Ка-32 —для силовой установки; Ми-24—для силовой
установки и НВ; Ми-26 —для измерения частоты
вращения компрессора высокого давления) с датчиками
типа Д-2МТ нашли наибольшее распространение на
вертолетах. Принцип действия тахометра (рис. 143)
основан на взаимодействии магнитного поля
вращающихся постоянных магнитов с магнитным полем
вихревых токов, наводимых в чувствительном элементе
измерительного узла. Вращение постоянных магнитов
осуществляют синхронным двигателем, запитываемым от
трехфазного синхронного тахогенератор а. Частота ЭДС,
наводимая в его статорной обмотке, пропорциональна
4.2. Приборное оборудование
391
измеряемой частоте вращения вала (силовой установки
или НВ).
Вращающий момент чувствительного элемента
сравнивается с моментом противодействующей пружины,
вследствие чего стрелки указателя поворачиваются на
Рис. 144. Структурная схема комбинированной' тахомет-
рической аппаратуры КТА-5:
/ — приемник температуры окружающего воздуха П-1ТР; 2 —
датчик высоты ДВ-15М; 3— усилитель УТК-5; 4 — датчик Д-2Т
левого двигателя; 5 — датчик Д-2Т правого двигателя
угол, пропорциональный измеряемой частоте вращения
вала силовой установки или НВ. Отсчет ведется по
шкале указателя, отградуированной от 0 до 110% (в
процентах от максимальной частоты вращения) с ценой
деления 1%. Рабочий диапазон измерения тахометра
60 ... 100%. Погрешность прибора в рабочем
диапазоне при нормальной температуре не превышает ±0,5%.
в остальном диапазоне—±1,0%. Максимальная
погрешность при крайних значениях температур +50 и
—60Х не превышает ±1,5%.
Тахометрическую аппаратуру КТА-5 (рис. 144)
используют на вертолете Ми-8 для измерения частоты
вращения валов турбокомпрессоров авиадвигателей и
контроля режимов их работы. Она состоит из двух
сдвоенных тахометров с датчиками Д-2Т и измерителя
режимов работы авиадвигателей (в его составе
приемник температуры окружающего воздуха П-1ТР, датчик

892 Часть V Оборудование
высоты ДВ-1БМ, усилитель УТК-5, вращающаяся
шкала с индексами — в измерителе ИТК-5).
Основные технические данные аппаратуры KTA-5
Диапазон измерения частоты вращения, % 10 . . . 100
Диапазон контроля режимов работы
авиадвигателей, % (85,5:£0,3)...(98:2=2)
Погрешность аппаратуры контроля
режимов, %, не более =1:1,55
Питание прибора однофазным переменным
током:
напряжением, В 115 =Ь 5
частотой тока, Гц 400 ± 8
Потребляемая мощность, В • А 20
Индикация показаний частоты вращения валов
авиадвигателей осуществляется стрелками 1 и 2 (для
левого и правого двигателей соответственно). Внешняя
подвижная шкала режимов имеет индекс с границами п\
и п2 и надпись РЕЖИМЫ. Индекс указывает по шкале
тахометра, в каком диапазоне должны находиться
частоты вращения авиадвигателей для обеспечения
заданного режима полета. Граница п.\ разделяет взлетный и
номинальный режимы, граница п2 — номинальный и
крейсерский. Ширина индекса между границами щ и
Пз соответствует 1,5% по шкале тахометра. При
нулевых условиях (Я=0, fV.B^CfC) индекс п\
устанавливается на точке настройки 94%. При нажатии кнопки
встроенного контроля КОНТРОЛЬ КТА происходит
отработка шкал режимов против хода часовой стрелки.
Аппаратура ТА-12-5 (ТА-12-2) применяется на
вертолете Ми-26 для замера частоты вращения ротора
КНД и частоты вращения ротора СТ соответственно.
В состав аппаратуры (рис. 145) входят измерители
ИТА-12, два преобразователя ПТА-14, которые
работают совместно с датчиками ДТА-10, установленными
на опорах валов КНД и СТ.
При вращении индуктора, связанного с ротором
(валом), в датчике генерируется сигнал, частота которого
пропорциональна частоте вращения вала. Сигнал
поступает на вход преобразователя, в котором частотный
сигнал преобразуется в напряжение постоянного тока в
4.8. Приборко* еборудомям 898
сравнивается с сигналом обратной связи, поступающим
с индикатора. Напряжение рассогласования, поступая
Левый двигатель Правый двигатель
шй йш
№)'
/
£=%)
Рис. 146.
Функциональная
схема тахомет-
рической
аппаратуры ТА-12-5
(ТА-12-2):
/ — индуктор; 2 —
датчик ДТА-10;
3 —
преобразователь ПТА-14; 4 —
индикатор ИТА;
5, 6— стрелки 1, 2
на обмотку управления двигателя отработки,
перемещает соответствующую стрелку.
Основные технические данные аппаратуры ТА-12-5
и ТА-12-2, %
Диапазон измерения частоты вращения:
ТА-12-5
ТА-12-2
Погрешность аппаратуры по измерению
Погрешность выдачи сигналов для записи
20.
10.
±0,5.
±1 .
ПО
ПО
±2.5
±3
Аппаратура ТА-12-5 (ТА-12-2) выдает сигналы для
ваписи информации о частоте вращения ротора в
диапазоне 20... 110% в систему «Тестер-УЗ». Контроль
работоспособности аппаратуры — нажатием кнопки ТА
КОНТРОЛЬ.
Система контроля крутящего момента СККМ-1
(рис. 146), устанавливаемая на вертолете Ми-26,
предназначена для измерения крутящих моментов на входе
в главный редуктор от двух газотурбинных двигателей
Д-136. Она выдает сигналы при превышении крутящим
моментом допустимого значения и сигналы для записи

394
Часть 4. Оборудование
регистрирующей аппаратурой «Тестер-УЗ» и РИ-65 по
каждому входу. В основу работы системы СККМ-1
положена линейная зависимость угла скручивания вала,
передающего крутящий момент, от величины этого мо-
К главному редуктору
кр*ГТ
|щГдп
'кр
От леб.У ^От проб.
\i9ntnana~ 1яЯп:>пто „,
щеатедя
двигателя
а*
h
ЗАПИСЬ «-1
1&
Рис. 146.
Функциональная
схема системы
контроля
крутящего
момента:
/ — вал; 2 —
индукторы датчиков
ДКМ-1; 3-
датчик ДКМ-1; 4 —
преобразователи
ПКМ-1; 5
—индикатор ИКМ-1; б —
блок контроля
режимов БКР-1;
7 — сигнализатор
СКМ-1
мента. При появлении крутящего момента вал
закручивается, шестерни-индукторы датчиков ДКМ-1,
установленные в двух смежных сечениях вала, смещаются
одна относительно другой, и между сигналами с
датчиков появляется дополнительный сдвиг фаз, прямо
пропорциональный приложенному к валу моменту. В
преобразователе и сигнализаторе фазовый сдвиг
преобразуется в напряжение постоянного тока. Этот сигнал
поступает в индикатор и аппаратуру регистрации.
Диапазон измерения крутящего момента 20... 110% (по
шкале индикатора), что соответствует углу скручивания
вала 1 ... 5,5°. Погрешность выдачи визуальной
информации 2,5... 4,5%, сигнала превышения (Мкр>МкР.воп=!
— 77,5%)—2... 4%. Система имеет встроенный
контроль каждого канала выдачи визуальной информации,
канала сигнализации и записи. Контроль осуществляет-
4.2. Приборное оборудование 395
ся с помощью кнопок на блоке контроля режимов
БКР-1.
Аппаратура измерения режимов АИР-90 (Ми-26)
предназначена для указания режимов работы
двигателей Д-136 (крейсерский, номинальный, взлетный,
максимальный взлетный) и выдачи сигналов для
регистрации времени наработки на различных режимах
счетчикам наработки СНР-1.
Основные технические данные аппаратуры АИР.90
Число фиксируемых параметров . . 40 (4)
Диапазон измерения М по
режимам:
крейсерский, Н • м, (кгс • м) .... 4000...6000 (400...600)
номинальный, Н • м, (кгс ■ м) . . . 6000.,.7000 (600...700)
взлетный, Н-м (кгс-м) 7100...8400 {710...840)
максимальный взлетный, Н • м
(кгс • м), более 8400 (840)
Погрешность сигнализации режима,
% й:1
Время готовности к работе, мин • . 5
Принцип работы аппаратуры заключается в
измерении сигнала, пропорционального Мкр, на входе в
главный редуктор и подаче его на схемы сравнения (по
режиму). Сигнал на входе схемы сравнения появляется при
достижении М„р соответствующего данному режиму
значения. Счетчики наработки СНР-1 подсчитывают и
фиксируют время работы двигателей на различных
режимах. Одновременно они подсчитывают и фиксируют
количество запусков силовой установки.
Измеригели вибрации ИВ-500Е (Ми-17, -24, Ка-32)
предназначены для непрерывного контроля вибрации
двигателей и световой сигнализации о превышении
допустимых для двигателей ТВЗ-117 уровней
виброскорости. В комплект аппаратуры ИВ-500Е входят
электронный блок, два согласующих устройства, два
пьезоэлектрических датчика МВ-03-1. О наличии контрольного
(45 мм/с) и предельного (60 мм/с) уровня
виброскорости сигнализируют желтые и красные табло
соответственно. В измерителе ИВ-300К (Ми-26) уровни вибро-
скорости свободной турбины и опор компрессора
высокого давления (передней и задней) индицируются ука-

396 Часть 4. Оборудование
зателем УК-6В. Указатель подключается к
соответствующему датчнку-вибропреобразователю МВ-30 с
помощью галстного переключателя. Погрешность
определения виброскорости не превышает ±10%.
Авиационные манометры применяют в качестве
устройств для измерения давления в топливных,
масляных, гидравлических, воздушных и других системах
вертолета.
Механические (недистанционные) манометры имеют
в одном корпусе чувствительный элемент
(манометрическую трубку, коробку, мембрану) и указатель.
Принцип их действия основан на сравнении измеряемого
давления с силой упругости чувствительного элемента
(ЧЭ). Под действием давления ЧЭ изменяет свою
форму, перемещая через кинематические элементы стрелку
указателя. На вертолетах применяют воздушные
манометры типа МА-40, МВ-30, МВ-60МК, МВУ-ЮОК,
НТМ-4, НТМ-100 и гидравлические манометры МГ-250.
Электромеханические манометры имеют разнесенные
датчик и указатель. Под действием давления ЧЭ
перемещает ползунок потенциометра, который с помощью
электрической проводки подключается к измерительному
мосту в указателе. Угол поворота стрелки указателя
пропорционален сопротивлению потенциометра датчика,
а следовательно, измеряемому давлению. Применение
получили электромеханические манометры типа ЭМ и
ЭДМУ.
Дистанционные индуктивные манометры типа ДИМ
(рис. 147) состоят из бесконтактного индуктивного
датчика с чувствительным элементом (мембраной) и
индуктивным преобразователем и указателя. Угол поворота
стрелки, закрепленной на вращающемся постоянном
магните, пропорционален измеряемому давлению и
зависит от распределения токов в обмотках логометра
указателя. Силы токов зависят в свою очередь от ин-
дуктивностей катушек Lt и £-2. а следовательно, от
воздушных зазоров в магнитопроводе датчика.
На вертолетах применяются дистанционные
манометры типа ДИМ-8, 2ДИМ-8, ДИМ-40, -100, -240 и
профильного типа И1П-8, -15, -18ПБ, -100, -240. Цифра
впереди наименования (для манометров ДИМ)
означает: 2 — сдвоенный, 3—строенный. Цифра после иаи-
4.2. Приборное оборудование
397
менования указывает предельное значение измеряемого
давления. Для И1П (индикатор одинарный
профильный) цифра после наименования означает диапазон
измерения. Выпускаются манометры на значения давле-
~36В,400Гц
Рис. 147. Принципиальная схема дистанционного
индуктивного манометра:
1 — чувствительный элемент (мембрана); 2—индуктивный
преобразователь; 3 — стрелка; 4 — постоянный магнит; 5 —обмотки
логометра; 6 — диоды
ний 0,08... 30 МПа (0,8... 300 кгс/см2). Питание их
осуществляется переменным током 36 В, 400 Гц
(диоды служат для выпрямления тока).
В качестве датчиков используют индукционные
датчики типа ИД, ИДТ, ИМД. Погрешность измерения
давлений манометрами типа ЭМ, ЭДМУ, ДИМ и И1П
не превышает ±4% от истинного значения.
Авиационные термометры используют для измерения
температуры масла, жидкостей, воздуха и газов. Они
подразделяются на электрические термометры
сопротивления и термоэлектрические термометры.
Электрические термометры сопротивления (рис. 148)
состоят из приемника температуры, выполненного из
материала с большим температурным коэффициентом
сопротивления, и указателя, представляющего собой
магнитоэлектрический логометр. При изменении темпе-

398 Часть 4. Оборудование
ратуры среды сопротивление приемника Rt,
включенного в одно из плеч электрического моста, изменяется, что
приводит к перераспределению токов в рамках лого-
Датчик
Рис. 148. Принципиальная схема электрического
термометра сопротивления:
/ — подвижный постоянный магнит; 2 — рамки (обмотки) лого-
метра; 3 — стрелка указателя
метра. Результирующее магнитное поле рамок изменяет
свое направление и поворачивает подвижный магнит со
стрелкой.
К термометрам сопротивления на вертолетах
относятся: универсальные электрические термометры ТУЭ-48
с приемником П-1, применяемые на вертолетах Ми-2,
-8, -17 для измерения температуры масла главных
редукторов, а на вертолете Ми-24 — в системе
кондиционирования воздуха; сдвоенный термометр 2ТУЭ-П1 с
двумя приемниками П-2 для измерения температуры
масла авиадвигателей на вертолете Ми-2; термометр
ТВ-19 с тремя последовательно соединенными
приемниками П-9 для измерения температуры воздуха в
грузовой кабине вертолета Ми-8; термометр ИТ1П-50/150 для
4.2. Приборное оборудование 399
измерения температуры масла СУ и трансмиссии на
вертолете Ми-26. Кроме того, термометры сопротивления
входят также в комплекты электрических моторных
индикаторов ЭМИ-ЗРИ и ЭМИ-ЗРВИ. Питание
термометров осуществляют от бортсети постоянного тока.
Погрешности термометров этого типа составляют ±3%.
Электрические моторные индикаторы обеспечивают
одновременный контроль нескольких параметров
работы силовых установок (ЭМИ-ЗРИ) и редукторов
трансмиссии (ЭМИ-ЗРВИ) на вертолетах Ми-8, -17, -24 и
Ка-32. В комплект ЭМИ-ЗРИ входят: индуктивные ма-,
нометры ДИМ-100 (давление топлива) и ДИМ-8
(давление масла) и термометры сопротивления ТУЭ-48
(температура масла). Все три указателя смонтированы в
одном корпусе.
Индикатор ЭМИ-ЗРВИ на вертолетах Ми-8, -17
служит для измерения давления масла на входе в главный
редуктор (манометр ДИМ-8) и температуры масла в
промежуточном и хвостовом редукторах (два
термометра ТУЭ-48).
На вертолетах Ми-24 один индикатор ЭМИ-ЗРВИ
служит для измерения давления и температуры масла
в главном редукторе и температуры масла в
промежуточном редукторе, другой — для измерения давления и
температуры масла в коробке проводов и температуры
масла в хвостовом редукторе.
Термоэлектрические термометры типа ИТГ, ТСТ
(рис. 149) и сдвоенная аппаратура 2ИА-6, 2ИА-7А
(рис. 150) предназначены для измерения температуры
заторможенного потока газов авиадвигателей. Принцип
действия термометров ИТГ и ТСТ основан на
измерении термоэлектродвижущей силы (термоЭДС),
возникающей при нагревании спая разнородных металлов
(сплавов). Датчики — хромель-алюмелевые термопары
соединены параллельно. Хромелевый термоэлектрод
является положительным, алюмелевый — отрицательным.
Указателем служит магнитоэлектрический
милливольтметр, шкала которого отградуирована в единицах
температуры.
Комплект термометра ИТГ-180 предусматривает
выдачу сигнала, пропорционального температуре газового
потока, не только на указатель (как в термометрах

400 Часть 4. Оборудование
Рис. 149. Принципиальная схема термоэлектрического
термометра:
/ — рамка гальванометра; 2 — токоподводящие пружины; 8 —
сопротивление температурной компенсации; 4— сопротивление
компенсационных проводов; 5 — термопары; 6 — подгоночное со«
противление; 7 — стрелка указателя
Рис. 150. Структурная схема канала аппаратуры 2ИА-6,
2ИА-7:
/ — потенциометр компенсации; 2 — компенсационная мостовая
схема; 8 — усилитель; 4 — электродвигатель; 5 — редуктор; € —
контакты сигнализации опасной температуры; 7 — стрелка
грубого отсчета; S—стрелка точного отсчета; 9— переходная
колодка; 10 — стабилизатор напряжения
г
4.2. Приборное оборудование 401
ИТГ-182Б и ТСТ-282С), но и в усилитель регулятора
температуры УРТ-27, который управляет топливодози*
рующей аппаратурой авиадвигателя.
Основные технические данные термоэлектрических
термометров приведены в табл. 31.
В измерительной аппаратуре 2ИА-6 (2ИА-7А) за
основу принят компенсационный метод измерения
термоЭДС термопар. Встречно сигналу термоЭДС
включено компенсирующее напряжение измерительной
мостовой схемы, значение которого определяется положением
щетки потенциометра компенсации электрического
моста. Разность между термоЭДС термопар и
компенсирующим напряжением преобразуется и усиливается в
усилителе. Сигнал с усилителя поступает на двигатель
и через редуктор отклоняет стрелки грубого и точного
отсчета и щетку потенциометра до тех пор, пока
компенсирующее напряжение не станет равным измеряемой
термоЭДС. Сигнальное устройство замыкает контакты
при достижении опасной температуры газов. Значение
температуры, на которую настроена сигнальная
аппаратура, указано на шкале указателя; Проверку
работоспособности измерителей температуры осуществляют
нажатием кнопки КОНТРОЛЬ ДВИГАТЕЛЯ ХОЛОД.—
ГОРЯЧ. (2ИА-6) или КОНТРОЛЬ УРТ (ИТГ-180). При
этом загораются сигнальные табло ЛЕВ. (ПРАВ.)
ДВИГ. Т° ГАЗОВ ВЫСОКА.
Электрические дистанционные топливомеры измеряют
количество топлива в баках. Сигнализация о
критическом остатке позволяет принять необходимые меры для
безопасного завершения полета. Наибольшее
распространение получили электромеханические рычажно-по-
плавковые и электрические емкостные топливомеры
(табл. 32).
Рычажно-поплавковые топливомеры типов КЭС,
СКЭС, ТПР (рис. 151) измеряют запас топлива в
баках путем замера высоты его уровня с помощью
поплавка, электрически связанного с логометрическим
указателем. Прн изменении уровня поплавок
перемещает щетку потенциометра, что ведет к
перераспределению токов в рамках логометра и повороту стрелки
указателя. На определенных уровнях топлива в баке
происходит замыкание соответствующей пары контак-

Таблица 31. Технические характеристики термоэлектрических термометров различных вертолетов
Показатель
Указатель
Термопара
Переходная колодка
Соединительная
колодка
Усилитель
Диапазон измерения,
°С
Рабочий диапазон, СС
Погрешность в рабочем
диапазоне, °С, не более:
при '„.В=+20°С
прн t в= +60°С а
/„.„--«ГС
Питание прибора:
напряжение, В
частота, Гц
Точность выдачи
электрического сигнала, °С
Вертолеты, на которых
установлен термометр
ИТГ-182Б-Г
ИТГ-1
8ХТ-82Б
К-82
_
200...1100
450...1000
±20
±43
_
-
±5
Ми-2
ИТГ-180
ИТГ-1
17 сдвоенных
Т-80
2ХК-82
УРТ-27
300...950
450...750
±20
±43
27±2,7
-
±8
Ми-8
ТСТ-282С
ТСТ-2
2ХТ-82К
К-82
_
0...900
600...800
±20
±40
—
-
±6
Ми-24(ВСУ),
-17, -26, Ка-32
2ИА-6
2УТ-6К
Т-102
2ХПК-6
К-82
2УЭ-6Б
0...1200
300...1000
±6
±12
И5±6
400+^
±8
Ми-17, -24,
Ка-32
2ИА-7А
2ХУТ-7А
ЮХТ-80Т
2ХПК-9Б
JC-80, К-82
2УЭ-6В
0...1200
300...1000
±6
±12
115±6
400+^
±8
Ми-26
Таблица 32. Комплект и технические характеристики топливомеров различных вертолетов
Показатель
Указатель (индикатор)
Блок усиления
(управления)
Датчики
Переключатели
Имитаторы датчиков
Основная погрешность
измерения, %:
при *Н>В=+20°С
прн *н - +60°С и
'н.в=-6'°°С
Аварийный остаток
топлива, прн котором
срабатывает сигнализация,
Л
Время полета с
аварийным запасом, мин
Вертолеты, на которых
установлен топливомер
Рычажно-поплавковые
КЭС-2097А
Без шифра
±2,5
±5
100
Ми-2
СКЭС-2027А(В)
БЭ-04 (БЭ-09К)
ЗХДТПР( 5Х
ДТПР)
П8УК
2ХИДП-1
±2
±4
300
18...20
Ми-8, -17
ТПР1-8А
УТПР1К-1А
7ХДТПР
П7М5К-1
2ХИДП-2
±2,5
±3,5
120+120
15...20
Ми-24
ТПР1-10Т
УТ02К-5Т
УКБ27-3
6ХДТПР
ПГК1К-ЗТ
±2
±4
125+125
15...20
Ка-32

Электроемкостной
СУИТ-5-2
ИТС2-1(ИТ2-1,
-2, -3)
БУР-8
ЗХДТ36А, ЗХ
ХДТК12, 6Х
ХДТС22, ЗХ
ХДТСК16,
2ХДСМК8А
±2
±4
460+460
10...12
Ми-26

404 Часть 4. Оборудование
тов и включается лампа-табло ОСТАЛОСЬ ТОПЛИВА
100 ЛИТ или лампа-табло БАК ЗАПРАВЛЕН. Топли-
вомеры СКЭС и ТПР замеряют как суммарный запас
топлива во всех баках, так и количество топлива в от-
. Заправка т=\ Контроль _
Рис. 151. Принципиальная электрическая схема топли-
вомера КЭС-2097А;
/ — топливный бак; 2 — поплавок; 3 — щетка потенциометра; 4 —
стрелка указатели; 5 — электрические контакты; 6 — лампа-табло
ОСТАЛОСЬ ТОПЛИВА 100 ЛИТ.; 7 —желтая лампа-табло БАК
ЗАПРАВЛЕН
дельном баке (группе баков) по соответствующим
шкалам указателя в зависимости от положения
переключателя. Имитаторы датчиков ИДП включаются в
измерительную схему при снятых дополнительных баках.
В емкостных топливомерах (рис. 152) датчиком
уровня является цилиндрический конденсатор,
выполненный в виде концентрично расположенных труб.
В связи с тем что диэлектрические постоянные топлива
и воздуха различны, электрическая емкость
конденсатора будет пропорциональна высоте уровня топлива в
баке. Емкость конденсатора измеряется схемой само-
уравновешивающегося моста (в усилителе). По сигналу
с усилителя двигатель через редуктор перемещает
стрелку указателя и щетку потенциометра R, обеспечивая
новое равновесное положение измерительного моста. Ав-
4.2. Приборное оборудование 405
тематическая часть системы состоит из блока
управления режимами БУР-8 и двенадцати сигнализирующих
устройств, расположенных в датчиках ДТС22, ДТСК16
и ДСМК8А. Принцип работы автоматической части
-II5B 400Гц
и.
+ 276
+27S
Рис. 152. Структурная схема канала топливомера
СУИТ-5-2:
/ — топливный бак; 2— датчик; 3 — сигнализатор; 4—поплавок
с сердечником; 5— усилитель; 6 — двигатель; 7 — редуктор; 8 —
стрелка указателя; 9 — блок управления режимами; 10 —
управляющие реле; 11 — красная лампа-табло ОСТАЛОСЬ 460 КГ;
12—желтая лампа-табло БАК ПОЛОН
основан на свойстве магиитоуправляемых контактов
сигнализатора замыкаться под действием поля,
образованного постоянными магнитами, встроенными в
поплавок. Применение электроемкостиых топливомеров
позволило повысить надежность и безопасность применения
топливомеров, т. к. у рычажно-поплавковых
топливомеров часто отказывают датчики, а скользящие контакты
создают угрозу пожара при образовании паров топлива.
Кроме рассмотренных приборов контроля режимов
работы силовых установок и систем на вертолетах
применяется большее количество вспомогательных
устройств и простейших приборов (систем). Так, например,

406
Часть 4. Оборудование
в тех случаях, когда экипажу не требуется знать
истинное давление или температуру среды (масла, топлива,
воздуха и т. д.), а важно знать, поддерживаются ли они
в нужных пределах, применяют электрические
сигнализаторы. Наибольшее распространение нашли
сигнализаторы давления типа СД, СДУ, МСД, МСТ, МСТВ, СП,
сигнализаторы температуры типа СТ, ТСС и
сигнализаторы наличия стружки типа ФСС-1, СС-36, ПС-1.
Наличие в их конструкции контактной системы позволяет
коммутировать цепи сигнализации или управления
исполнительными устройствами при достижении
давлением или температурой значения, на которое настроен
данный сигнализатор. Погрешность определения уровня
срабатывания контактного устройства не превышает
±10%.
4.2.3. Контрольно-записывающая аппаратура
режимов полета
Бароспидограф К2-715 (рис. 153) предназначен для
регистрации высоты и скорости полета. Принцип его
I 2
Рсг-J
Рис.
4 5
153. Принципиальная схема
К2-715:
бароспидографа
/ — чувствительный элемент самописца высоты; 2 — барабан;
3—пишущие стрелки; 4 — стрелка механизма записи базовой
линии и отметок времени характерных этапов полета; 5 —реле
засечки характерных этапов полета; 6 — чувствительный элемент
самописца скорости; 7 — корпус бароспидографа
V"
А.2. Приборное оборудование 407
действия основан на измерении полного и статического
давлений чувствительными элементами самописцев
высоты и скорости, расположенными в корпусе прибора.
ЧЭ реагируют на изменения давлений и через переда-
точно-множительные механизмы воздействуют на
пишущие стрелки. Запись производится царапаньем на спе-
циальной ленте, закрепленной на барабане, который
вращается с постоянной скоростью (один оборот за 30,
60 или 120 мин) с помощью основного механизма.
Основные технические данные бароспидографа K2-7I5
Диапазон измеряемой скорости, км/ч . . . 50...350
Диапазон измеряемой высоты, м и.,.6000
Погрешность записи парамегров, % • • • • ± 1»5
Продолжительность хода часового
механизма, ч, не более 9
Напряжение питания, В 27 ± 2,7
Масса прибора, кг 3,5
Для записи базовой линии и отметок времени при
характерных явлениях во время полета имеется
стрелка, которая жестко связана с осью якоря
электромагнита. Для дешифрирования записей необходимо иметь
тарировочные графики, т. е. знать зависимости
значений ординат параметров на ленте от их значений. Для
более точной расшифровки высоты необходимо
учитывать разность между давлением на день тарировки и
давлением дня полета вертолета, переводя эту разность
в высоту.
Основным недостатком приборов с механическим
принципом записи является малое число
регистрируемых параметров.
Система САРПП-12 (рис. 154) предназначена для
записи основных параметров полета в нормальных и
аварийных условиях и сохранения записанной
информации. Принцип работы схемы записи параметров
полета (рис. 155) основан на преобразовании сигналов
датчиков аналоговых параметров в напряжение
постоянного тока, которое измеряется вибраторами. Угол
отклонения зеркала вибратора пропорционален току,
протекающему по рамке вибратора, т. е. измеряемому
параметру. Световой поток лампы основного осветителя, от-

408 Часть 4. Оборудование
ДатчцкирмМых команд
Ф f Т ВДШ ? ср-Ф
Датчики аналоговых параметров
Рис. 154. Структурная схема системы САРПП-12
Рис. 155. Принципиальная схема записи параметров
полета системой САРПП-12:
1 — рамка вибратора; 2 — постоянный магнит; 8 — зеркало; 4 —
оптическая система; 5 — фотопленка; 6 — двигатель
лентопротяжного механизма; 7 — блок ламп разовых команд; 8 — лампа
основного осветителя. V — токоподводящие растяжки вибратора;
10 — датчик аналогового параметра; И — согласующее устройство
%*
4.2. Приборное оборудование
409
раженный от зеркала, через оптическую систему
фокусируется в виде световой точки на фотопленку.
Двигатель лентопротяжного механизма осуществляет
развертку по времени. Тогда на фотопленке регистрируется
линия, ордината которой изменяется в зависимости от
уровня сигнала. Так регистрируются аналоговые
(непрерывные) параметры полета. Для определения при-
\ ИЧ1
Li—
*-*
п
j
*5s*c-
4
—7-
Рис. 156. Запись параметров на фотопленке
САРПП-12ДМ:
а—нулевые линии параметров; б — параметры полета и
разовые команды
Основные технические данные системы САРПП-12
Регистрируемые аналоговые параметры:
барометрическая высота полета, м .... 50...6000
приборная скорость полета, км/ч 60...400
общий шаг несущего винта, • 1... IS
обороты несущего винта, % 10...ПО
угол тангажа, * :Ь 45
угол крена, * а: 60
Количество разовых команд 9
Погрешность регистрации:
высоты и скорости, % йг4
остальных параметров, % —5
Тип пленки Изопанхром
25К, 25Л
Запас пленки, м 12,5
Скорость протяжки фотопленки, мм/с ■ . . 0,35...0,65
Напряжение питания, В • 27 2= 2,7

410 Часть 4. Оборудование
надлежности линии записи данному параметру
применяется отметчик линий, который разрывает их в
определенной последовательности (рис. 156). Базовая
линия, расположенная внизу, 'имеет последний разрыв
(седьмой). Отметки времени (вертикальные прямые
линии) наносятся через 15,4 ... 28,6 с.
Регистрация разовых команд (РК) с первой по
пятую осуществляется с помощью отдельных ламп блока
разовых команд в виде непрерывных продольных
линий, ордината которых указана в паспорте системы. РК
с шестой по девятую записываются наложением на
аналоговые параметры: высоту, скорость, частоту
вращения НВ. Перечень РК по типам и модификациям
вертолетов приведен в табл. 33.
Система включается в работу вручную или
автоматически при наличии давления в одной из гидросистем
или от концевого выключателя на левой опоре шасси
(при взлете). Количественное определение физических
величин регистрируемых параметров производится по
тарировочным графикам. При этом значения ординаты
Таблица 33. Перечень разовых команд, регистрируемых сист
0>
Вертол
Ми-8
Ми-17
МИ-24В
Регистрация сплошными
РК1
Аварийный
остаток
топлива
То же
Пожар
Р-К2
Отказ
ЭЦН-75
То же
Отказ
основной

гидросистемы
РКЗ
Пожар
Ручное
включение
обогрева ПЗУ
левого
двигателя

Дублирующая
гидросистема
работает
РК4
Отказ
основной
гидросистемы
Ручное
рключение
обогрева ПЗУ
правого дви.
гателя
Опасная
вибрация
левого двигателя
4.2. Приборное оборудование 411
дешифрируемого параметра, замеренной от базовой
линии, переводится в физическую величину. Для
ускорения процесса дешифрирования используются
специальные планшеты, на которые с помощью аппаратуры
ЭДИ-452 проецируется участок пленки в десятикратном
увеличении, а отсчет физических величин ведется по
шкалам планшета. По результатам дешифрирования
записей производятся анализ работоспособности систем и
оценка соблюдения безопасности полета путем
сравнения значений параметров с допустимыми
эксплуатационными ограничениями для данного типа вертолета и
номера выполняемого упражнения. Результаты
дешифрирования заносятся в протокол.
Бортовая система «Тестер-УЗ» серии 2 (рис. 157)
является цифровой магнитной системой регистрации
полетных данных и предназначена для записи в полете и
сохранения полетной информации (значений параметров
полета). Она обеспечивает также регистрацию
служебной информации, задаваемой перед вылетом (даты и
номера полета).
емой САРПП-12
линиями
РК5
Отказ
дублирующей
гидросистемы
То же
Опасная
вибрация правого
двигателя
Регистрация наложением
на высоту
РК6
Давление
масла в
главном
редукторе мало
Падение
давления
масла в главном
редукторе
Аварийный
остаток
топлива
на
скорость
РК7
Пожар
Опасная
высота
на частоту
вращения НВ
РК8
Отказ
основной

гидросистемы
РК9
Отказ
топливных
насосов
расходного
бака

412 Часть 4. Оборудование
На вертолете Ми-26 регистрируют 31 аналоговый
(постоянно регистрируемый) сигнал и 40 бинарных
(разовых) сигналов. На вертолете Ка-32 — 41 аналоговый
сигнал и до 30 разовых команд. Перечень аналоговых
Рис. 157. Структурная схема регистратора «Тестер-УЗ»
серии 2
параметров и разовых команд приведен в табл. 34 и 35
соответственно. Запись производится с непрерывным
стиранием сигналов, но так, чтобы на магнитной ленте
осталась запись последних 2,5... 3 ч полета.
Погрешность регистрации воспроизведения непрерывных
сигналов без учета погрешностей датчиков ±1%.
Магнитный накопитель помещен в корпус, который
обеспечивает сохранность не менее 95% информации
при следующих условиях: воздействии бензина,
керосина, всех гидравлических и огнегасящих жидкостей в
течение 2 ч; нахождении в морской воде до 5 сут;
воздействии температуры 1000°С в течение 15 мин;
воздействии перегрузки до 200.
%
4.2. Приборное оборудование
413
Ся
+1 +1 н} -Н
I I 3
+1 +1
I I
+! -Н
сооосчсоооо
(МСГ>Г~- <-i
т-1 м ССЧ-
] I
toi-iO.-ir^
« -1-1СОГ-—<(М
II
IO IS 1в
ЧН +1 НН ЧЧ
+
•-I Г1 СО СО
+1 +) -Н +)
м 14 О
!4S-r».CO<
гч—ii-li-irHCOrHCO
1-г©.-1©чгГ>.СОСО
я еч n
i^T -<о" -со -оГ -
ШСЧ(0Р)О>О1О)Ю
СГ> С© 00 СО
ел""" со""1 из i-T"
—1 1-н ■Ч* ч*
cu a
*£
о я? ш
rt н S rt
•" я ев в)
ехч ч
С ц. К
я a 2
о. а £
Н (- О.
<и <и О
S «в s свЮ
о £ о £ я
СЗ
5 сз
2 £
&Я ® R ftt-
и
О
а
о с
О.
JE 5. CJ
в- £ сх
ft w £ м
в >,о >,о
О ft О. О. и
EfcE£>>
о. ex

414
Часть 4. Оборудование
ss
i
8
«>
а
X
«
И
одо
В
я
га
из
CN
£
*#
SU
«ё
С§
§
S
5
I
s
5
&
feS
ё8
1
4
S
&
4
Параметр
CN м
-Н -Н
и
сЬ "*
СО о
со о
о '.
о
Ч-СО
44, 92
188,
6
"^
+1 '
со
^ 1
о
со
О)
ю* - 1
00 гг>
СО
Гиромагнитный
курс
Путевая ско-
.-> ,-1 -1 1
+1 +1 +1 '
О
S
о о о
S a" s-
• СО 1-н
: -н -н
о
7
СОО> COO COCN
r-lfi МИ —ICO
CN <N CN
7, 85
181,
8, 86
182,
0, 88
184,
ift
III -и
111 "3
eo
о
t-
III да
CD
<N
ю иэ
о о
+1 -Н
+
■ оо
о??
со "Н
1
ИО Г-Н 1-Н
7, 65
161,
8, 66
162,
« *L
-н -н
о о
\\
п
Мй
CN -СЮ «
ооосод;
5 §
рость
Продольная
составляющая
путевой скорости
Поперечная
составляющая
путевой скорости
Вертикальная
составляющая
путевой скорости
Параметры,
характеризующие
положение орга-
пов управления
Положение
ползуна АП
Наклон тарелки
АП:
в поперечном
направлении
в продольном
паправлеиии
4.2. Приборное оборудование
415
Ся
+1 +1
Ю Irt LO
-Н +1 -Н
оо еч —i
I I I
о •* ю
СО Й •
+1 нн 5,
3
т-t CD О
tNl^MCNCNC
<N <N <N
м Г-СЛС
eg
S I
8»
| CO
CN CN Ю
-4H -H -4H
-H -H
sgsesg
О <U
К
в о
5 ea м
2 <-
В x ь-
!J s я
К н ftt. «a
« о « «и се а
ч и оКаа
о x (- lET— ю
-a
а
2 ^ F
Ф _ ш £ в)
В Р К Й О
в&вёв
«ЯЙЗч
Ss\o * rt О
ч ° ч с §
о га о >•&
И (Г И
в х ч S.S н
й в в g я
£ в р,е 5 в «о g
В В КС 6j(ftR
0- о и Jul g ц с „
ft * «SggS^g
« 2.*. Я а£ Со ю
° .2 £5Йн«огач
^ га nig о*-1 га о «
4 fty * ?£ Ч

Продолжение табл. 34
Ми-26
Параметр
враще-
Частота
«ия:
ротора
компрессора высокого
давления
двигателя
НВ
СТ
Температура:
выходящих
газов двигателя
масла на
выходе двигателя
Крутящий
момент двигателя
Давление:
топлива перед
форсунками
двигателя
воздуха за
компрессором
двигателя
Адрес
Диапазон
128,129/126,
127
49
50/51
24, 72, 120,
168, 216/25,
73, 121,169,
217
98/99
60...100%
40.. Л 00%
40..Л00°/о
0..«1200°С
20...Ю07о

Погрешность, %
Ка-32
5»
Адрес
ПогРеш-
Диапазон ность, %
±0,5
±0,5
±0,5
±7,5
±2,5
251,252/126, 76...110%
127
128, 129
109/110
50/51
108/107
98/97'
70...1ЮУо
700.. .ЮО0°С
0...150°С
0. ..6,5 МПа
(0...65 кгс/см2)
0...1.0 МПа ±0,5
(0...Ю кгс/см2)
±0,5
±0,5
±4
±1
±0,5
««а
Продолжение табл. 34
*.
р? Параметр
at
СП
Виброскорость
корпусов (опор)
Параметры,
характеризующие
состояние систем
вертолета
Линейное
напряжение:
200 В на шине
РУ
115 В
36 В
Напряжение
постоянного тока
27 В иа шине РУ
Суммарный
остаток топлива
Ми-26
Адрес
_
—
202
201/200
203
—
Диапазон
_
—
115 В
36 В
27 В
—

Погрешность, 7»
_
—
+ 10
±10
±10
^-
Ка-32
Адрес
58/59
145/146
__д
Ш/112
147
149
Диапазон
5...80 мм/с
208 В
швт
36 В
27 В
0...3300 л

Погрешность, %
±0,5
±5
_
±10
±10
±з
S

Окончание табл. &*
v
Параметр
Температура
наружного воздуха
Давление в
тормозной системе
Служебные
параметры
Дата полета
Номер полета
Параметры
самоконтроля
Время (часы,
минуты, секунды)
Мн-26
Адрес
16
—
60
60
1/2/3
4, 5, 6
Диапазон
±60°С
—
0...81
0...99
—
—

Погрешность, %
±1
—
_
—
—
—•
Ка-32
Адрес
—.
153
60
60
1/2/3
4. 5, 6
Диапазон
_
0...25 кгс/см3
0...31
0...99
—
—

Погрешность, J/o
—
±0,5
—
—
—
~
4ь
ОО
Примечание. Адреса параметров, написанные в виде дробных чисел (2/2, 98/99 и т. д.),
принадлежат левому и правому двигателям соответственно. Параметры трехфазных СЭС
принадлежат фазам А — В/В — С соответственно.
Таблица 35. Разовые команды, регистрируемые системой «Тестер-УЗ» серии 2
Адрес
58
59
110/111
109
108
107
255
156/15/
255
Мн-26
Наименование
Давление жидкости
в основной
гидросистеме (ОГС)
Давление жидкости
в дублирующей
гидросистеме (ДГС)
Пожар в отсеке
двигателей
Пожар в отсеке
главного редуктора
Пожар в отсеке
топливных баков
Пожар в отсеке
ТА-8
Давление масла на
входе в главный
редуктор ниже
допустимого
Давление масла на
зходе в двигатель
ниже допустимого
Стружка в масле
двигателя
Контрольное
значение
14,0 МПа ,
(140 кгс/см2)
0.04 МПа
(0,4 кгс/см2)
—
—
_
—
0.17 МПа
(1.7 кгс/см2)
0,16 МПа
(1,6 кгс/см 2)
0.3 г
Адрес
15
16
14
54/55
52
13
62
63/63
150/151
Ка-32
Наименование
Давление в ОГС
ниже допустимого
Давление в ДГС
ниже допустимого
Давление во
вспомогательной (ВГС)
гидросистеме ниже
допустимого
Пожар в
двигателях
Пожар в АИ-9
РК геометрической
высоты полета
Давление масла в
главном редукторе
ниже допустимого
Давление масла на
входе в двигатель
ниже допустимого
Включение кнопки
выхода (УКВ-1/КВ)
во внешнюю связь
Контрольное
значение
5,5 МПа
(55 кгс/см1)
5,5 МПа
(55 кгс/см2)
5,5 МПа
(55 кгс/см2)
—
—
225 м
0,13 МПа
(1.3 кгс/см2)
0.13 МПа
(1,3 кгс/см2)
_
•9
3

Продолжение табл. 35
Ми-26
Адрес
255
255
255
160
154/155
150Д51
204/205
56/67
Наименование
Повышенный
уровень вибрации
двигателя
Опасная высота
Обледеневве НВ в
РВ
Стружка в масле
главного редуктора
Срабатывание
сигнализации стружки
н температуры масла
в турбокомпрессоре
двигателя
Стоп-кран
двигателя закрыт
Аварийное
отключение генератора
Срабатывание
сигнализации стружки и
температуры масла
свободной турбины
двигателя
Контрольное
значение
45 мм/с
По РВ
-
0,3 г
+202X5 0.3 г
—
+202°С; 0,3 г
Ка-32
Адрес
58/59
8/9
49
255
4, 93,
141,189,
237
56
154
Нанменованне
Опасный уровень
вибрации двигателя
Перекрывиой кран
двигателя
Сигнализация
обледенения
Тактический сброс
Открытое
положение створок
Положение
переключателя ВЗРЫВ —
НЕВЗРЫВ в
положении ВЗРЫВ
Включение режима
(кнопки УКВ-2
радиостанции)
Контрольное
значение
60 мм/с
—
-
—
—
Л.
О
V-
Продолжение табл. $5
Мн-26
Адрес Наименование
153
152
199
63
64
104/105
100/101
Давление масла в
хвостовом редукторе
ниже допустимого
Давление масла в
промежуточном
редукторе ниже
допустимого
Нажатие кнопки
внешней связи
Включение
автопилота по крену
Включение
автопилота по тангажу
Клапан противооб-
леденнтельной
системы двигателя открыт
Мало давление
топлива на входе в
двигатель
Контрольное
значение
0,17 МПа
(1,7 кгс/см2)
0,17 МПа
(1,7 кгс/см2)
0,03 МПа
(0,3 кгс/см2)
Ка-32
Адрес
255
255
104/105
255
11
152
57
Наименование
i
Включение тросору-
ба
Включение режима
«Поиск>
Положение стоп-
крана двигателя
Отключение
автопилота
Температура масла
в редукторе выше
допустимой
Включение
Включенное
положение выключателя
АВАРИЙНЫЙ
СБРОС
Контрольное
значение
4-100°С
*

422
Часть 4. Оборудование
В*
*£
ч *
с»!
о т
I
о «
йя
w
cd to
W о
Ч В « со S |
ё^Е«5
н в^аЗ
VJ Ч • И Ц
(З.Чрн -
atfi
С—*
a i
и о а)
>>Ж a
о. и
! К
«ИЕ
II
в
Я j~
p,>,
M о
_ am
fr- С U
g ~
S я
«aS
?£4
к a<?
BSi
о *"ta
&>•
О it
«J » О
в S-xo
to с
sfif" CO
"1ч я
— m
+ BS
2 о
cj в о
<D Л о
Ч Ч и
о се а
о s с
в S
в» Ь
is я о
о гю
а а
>> я >»
ь к *•
Ч (- «
О со о
ю а п
О CJ «
« е ь-
а со а
в ф
со Ч ш
О о
« и °
в се Я
I- я
я я
§8
Я Р О)
ah с
С о Я
ео О о
о о ь
О CJ ВТ
а
щ
■ s«
я 3
" Ь. Я
* В га
я to я;
о « о
,5«
к£в -2
Er&g fee1
н ., га © с»
о 41 о. в «
но >> -- —
гаев
So
_ й Ксо
р а &-*
«ISg«°
У в» | s К +
х« .е-о "„-в*
5 ю
gs «кг
О <U CJ
щ Ч Ч Ri'o
>яь « s ч
lib s?«
P"cJ A- •" я
feBi>Vu
«.со St га —
и n 5 С u 3
p а о w н «
.SftSJ со а
I ■* £ &
g ao о «е
cj с в 5? а
4,2. Приборное оборудование 423
Включение системы осуществляется вручную
(выключателем ТЕСТЕР в кабине экипажа) или
автоматически (от концевого выключателя на левой стойке
шасси) при взлете.
В регистраторе имеется схема самоконтроля с
индикацией неисправности отдельных блоков и регистратора
в целом. Питание осуществляется от шины бортсети
постоянного тока 27±<j В. Время готовности к работе
1,5 ... 2,0 мин. Масса системы 21,6 кг.
Регистратор осуществляет измерение и
преобразование в код напряжения и частоты датчиков аналоговых
параметров, а также напряжение РК от датчиков
бортовых систем вертолета с последующей регистрацией
этого кода на магнитной ленте. Работа регистратора
организована таким образом, что в течение I с (цикла
измерения) происходит 256 измерений сигналов: три
измерения — параметры самоконтроля; три измерения —
текущее время (часы, минуты, секунды); восемь
измерений — частоты переменных напряжений; одно
измерение— восемь РК по 255-му адресу; одно измерение —
служебные параметры (дата и номер полета); 240
измерений— параметры полета и РК.
Адрес записанной информации определяется
порядковым номером в цикле измерения. Быстроизменяющие-
ся и информативные параметры в течение цикла (1с)
измеряются, преобразуются и регистрируются по
нескольким адресам. РК, как правило, регистрируются по
одному адресу. Служебные параметры (дата и номер)
полета регистрируются по 60-му адресу один раз в 4 с.
Декодирование, т. е. представление записанной на
магнитный накопитель регистратора информации в
условных единицах кода, осуществляют наземным
устройством обработки полетных данных «Луч-71»,
смонтированным на шасси автомобиля ГАЗ-66, или
стационарными автоматизированными устройствами «Луч-74»,
«Луч-84», представляющими информацию в физических
величинах. Перезаписанная с накопителя бортового
регистратора на кассету БК-2 с помощью переносного
(МН-П) или стационарного (МН-С) магнитофона
информация может неоднократно декодироваться путем
вывода необходимых (выбранных) аналоговых
параметров и РК в виде графиков на электрохимической бума-

424 Часть 4. Оборудование
ге с одновременным отображением на
электронно-лучевой трубке, цифровых лампах и световых табло.
После декодирования на устройстве «Луч-71» сигна-_
лограмму с полетной информацией (рис. 158)
дешифрируют, т. е. значение параметров на определенных (вы-
Рис. 158. Сигналограмма полета вертолета:
J— базовая линия; 2— дата полета; 3 — номер вертолета; 4 —
просечки; 5 — секунды; 6 — аналоговый параметр
«Геометрическая высота»; 7 — разовый сигнал «Опасная высота»
бранных) участках переводят с помощью тарировочных
графиков в физические величины. Отсчет значений
ординаты параметра в единицах кода производят от
базовой линии (линия, на которую идет вывод секундных
отметок времени). Для удобства считывания поле снг-
налограмм разбито горизонтальными линиями через 5
(тонкие линии) и 25 (более контрастные линии)
кодовых единиц.
При распознавании графиков аналоговых
параметров на бумажной ленте учитывают: различия в
тональности отпечатков (с увеличением количества адресов
опроса в цикле отпечаток становится более темным);
характер изменения параметра во времени на опреде-
4.2. Приборное оборудование 425
ленных участках полета (взлет, вираж, набор высоты
и т. д.); маркировку линий равноудаленными метками
(с первой по восьмую, отсчитывая слева направо в
порядке набора адресов параметров). РК распознаются
по месту их расположения от базовой линии в
соответствии с таблицей последовательности набора на поле
разовых команд.
Служебные параметры (дата и номер полета)
переводятся по табл. 36 и табл. 37.
Таблица 36. Значения служебного параметра — даты полета
Ё*а
л-ОХ
1
2
3
4
Б
6
7
14
«
2«
До
1
2
3
4
Б
6
7
8
о S
.а о s
К X X
15
16
17
18
19
20
21
22
а
Д°
Чс
9
10
11
12
13
14
15
16
услов-
й едн-
цы
мОХ
< 5 X
23
30
31
32
33
34
35
36
«
я4
Д °
Чи
17
18
19
20
21
22
23
24
«Я
£ a
37
38
39
46
47
48
49
се
До
Чи
25
26
27
28
29
30
31
Автоматизированные системы обработки полетных
данных «Луч-74» и «Луч-84» производят
дешифрирование полетной информации по специальным программам
(экспресс-обработки, автоматизированной обработки
и т. д.) с выводом параметров на электрохимическую
бумагу в физических величинах. Они позволяют
автоматизировать распознавание нарушений режимов
полета, выходов параметров за пределы эксплуатационных
ограничений и отказов систем и агрегатов вертолета.
Продешифрированные сигналограммы представляются
летному составу для анализа выполнения полетного
задания и инженерно-техническому составу для анализа
работы AT в полете.

426 Часть 4. Оборудование
Таблица 37. Значения служебного параметра — номера полета
И i
ч •*
и<^а
*« я
.о. О Я
■ Л а: ж
0
1
2
3
4
5
6
7
14
15
16
17
18
19
£0
21
22
23
30
31
32
33
34
35
36
«
G
ч
о
в
*
V
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
£0
21
22
23
24
о *
gs~
**« я
gg£
37
38
39
46
47
48
49
50
51
52
53
54
55
62
63
64
65
66
67
68
69
70
71
78
79
га
Ч
О
Б
*
25
26
27
28
29
30
31
Б2
33
34
35
36
37
38
39
40
41
42
43
44
45
46
47
48
45
Ч ^
*"*« я
«sg
80
81
82
83
84
85
86
87
94
95
96
97
98
99
Юо
101
102
103
140
111
112
113
114
115
116
я
Б
ч
о
Б
м
50
51
52
53
54
55
56
57
53
59
60
61
62
63
64
65
66
67
68
69
70
71
72
73
74
gi
ч <
° ш 3
**"« а
Л) О К
Is as tc
117
118
119
126
127
224
225
226
227
228
229
230
231
238
239
240
241
242
243
244
245
246
247
254
255
га
Ё
ч
о
Б
%
75
76
77
78
79
80
81
82
83
84
85
86
87
83
8Э
90
91
92
93
94
95
96
97
98
99
Особенности эксплуатации системы «Тестер-УЗ»:
тарирование (т. е. определение зависимостей выходных
параметров от входного сигнала) датчиков информации
необходимо производить при нарушении в их работе или
при их замене, производстве регулировочных работ в
системе и с периодичностью, предусмотренной
руководящей технической документацией; для удобства
дешифрирования на одну сигналограмму системы «Луч»
целесообразно выводить не более 8—10 взаимосвязанных
аналоговых параметров; при проведении межполетного
контроля параметры и РК (перечень которых
предусмотрен директивными документами для каждого типа
вертолета) выводят на две сигналограммы: одна — для
4.2. Приборное оборудование 427
анализа выполнения полетного задания летным
составом, другая — для оценки работоспособности
авиационной техники; полный и специальный контроль системы
проводится при ЛП, ПЛП, после выполнения
регламентных работ, облетов и специальных заданий. При этом
на сигналограммы выводится вся информация (все
параметры и РК).
4.2.4. Кислородное оборудование
Комплект легкосъемного кислородного
оборудования ККО-ЛС (рис. 159) предназначен для обеспечения
кислородом членов экипажа, а также для защиты
органов дыхания от отравляющих радиоактивных и
бактериальных веществ, пыли и др.
В полете до высоты 2000 м дыхание происходит ка-
бинным воздухом. По мере увеличения высоты
процентное содержание кислорода во вдыхаемом воздухе
регулируется кислородными приборами КП-21 и КП-58 в
зависимости от легочной вентиляции и высоты полета.
На высотах более 9500 м дыхание происходит чистым
кислородом, т. к. поступление воздуха через автомат
подсоса воздуха прибора КП-58 прекращается. Если
дыхание через прибор КП-58 затруднено или недопустимо
из-за загрязненности воздуха, необходимо открыть
вентиль аварийной подачи кислорода на прибор КП-21.
В этом случае расход кислорода увеличится, поэтому
необходимо более внимательно следить за давлением в
кислородном баллоне и при давлении 0,6...0,8МПа
(6... 8 кгс/см2) снизиться до высоты 3000 м.
Комплекты ККО-ЛС оборудуют кислородными
баллонами вместимостью 7,6 л с давлением кислорода в
нем 3 МПа (30 кгс/см2). В переносном варианте могут
применяться баллоны вместимостью 1,7 л.
Продолжительность использования переносного комплекта
кислородного оборудования с баллоном 1,7 л составляет
12... 15 мин, с баллоном 7,6 л — 30...35 мин.
Особенности эксплуатации комплекта: заправка
баллонов производится только медицинским кислородом
после проверки паспортных данных, росписей врача и

428 Часть 4. Оборудование
Ш2
Рис. 159. Комплект
легкосъемного
кислородного оборудования
ККО-ЛС:
|—кислородная маска; 2 —
кислородный прибор КП-58;
3 — индикатор потока
кислорода; 4 — разъединитель
Р-58; 5 — кислородный
прибор КП-12; 6 — кислородный
баллон
\У
4.3. Радиооборудование 429
дежурного инженера; не допускается использование
баллонов с нечетким сроком освидетельствования
органами Котлонадзора. Дата выпуска и дата последующей
проверки указаны на баллоне; при заправке
кислородом исключить его соприкосновение с
легковоспламеняющимися, горючими и смазочными материалами.
Соединение кислорода с маслом взрывоопасно.
4.3. РАДИООБОРУДОВАНИЕ
4.3.1. Радиосвязное оборудование
Радиосвязное оборудование используется на всех
этапах полета для обеспечения двусторонней
радиосвязи с наземными и бортовыми радиостанциями и между
членами экипажа. Комплекс радиосвязного
оборудования (табл. 38) состоит из нескольких радиостанции,
которые позволяют решать задачи по ведению
радиосвязи (связные), передачи команд (командные) и поиска
групп, вертолетов или членов экипажей, потерпевших
аварию (аварийные радиостанции). Характеристики
применяемого радиосвязного оборудования приведены
в табл. 39.
Связные радиостанции предназначены для
симплексной телефонно-телеграфной двусторонней дальней
связи с наземными и бортовыми радиостанциями.
При работе на коротких волнах они обеспечивают
дальность двусторонней связи в телефонном режиме до
4000 км (в зависимости от условий прохождения
радиоволн КВ-диапазона). При работе в средневолновом
диапазоне дальность двусторонней связи в телефонном
режиме до 400 км, а в телеграфном — до 800 км.
Стабильность частоты радиостанции достигает (5... 10) • 1Q-5.
Чувствительность приемникев находится в пределах
3...15 мкВ при телефонной работе и 1...7 мкВ при
телеграфной работе.
Командные радиостанции работают в
коротковолновом и ультракоротковолновом диапазонах волн. Они
обеспечивают дальность связи с наземными и бортовыми
радиостанциями в телефонном и телеграфном режимах
до 2500 км при работе в КВ-диапазоне и до 350 км при

430 Часть 4. Оборудование
Таблица 38. Радиосвязное оборудование различных вертолетов
Радиостанции
Командные KB — УКВ
Связные СВ — KB
Аварийные УКВ
Самолетное переговорное
устройство
P-860-I (-II)
Р-842М
СПУ-7
P-860-I (-II),
Р-828
Р-842М,
«Карат»
СПУ-7
работе в УКВ-диапазоне. УКВ-радиостанции Р-860,
P-828, Р-863 используют как основные командные
радиостанции. Предельная дальность связи на УКВ L„pen
ограничивается прямой видимостью, но с учетом
рефракции определяется в километрах выражением
£преД = 4,12(^Я1+|/#2)>
где Hi — высота передающей антенны (высота полета);
Н^—высота приемной антенны (высота полета)^
При приеме информации по радиостанции Р-863
работа по радиостанциям Р-828 и «Ядро-1А» в режиме
«Передача» может привести к возникновению помех
радиоприему.
Аварийные и аварийно-спасательные радиостанции
работают в KB- и УКВ-диапазонах. Они
предназначены для приема аварийных сигналов наземных
радиостанций и обеспечения двухсторонней телефонно-теле-
графной связи экипажа с аэродромами и вертолетами
поисково-спасательной службы. В соответствии с
международными соглашениями для подачи сигналов
бедствия в СВ- и КВ-диапазонах отведены частоты 500,
2182, 4350, 8364 кГц. Для поисково-спасательных служб
отведены частоты 3032,5 и 5680 кГц. В авиации
аварийно-спасательные службы используют частоты 121,5 и
243 МГц.
Аварийно-спасательная KB-радиостанция Р-861 ра-
4.3. Радиооборудование 431
Ми-17
P-860-I (-11).
Р-863. Р-828
«Ядро-1 А»,
«Карат»
—
СПУ-7
Ми-24
Р-860-1 (-11),
Р-863, Р-828
«Карат»
—
СПУ-8
Ми-26
Р-863, Р-828
«Ядро-1 Б»
Р-861
СПУ-8
ка-32
Р-863
Р-864
«Призыв»
М»
АВСК
П510
ботает на четырех фиксированных частотах: 2182, 4182,
8364 и 12546 кГц. Для разворачивания радиостанции в
наземных условиях в ее комплекте имеются две
аккумуляторные батареи в специальных водонепроницаемых
кассетах и антенна (телескопический штырь длиной
5,6 м±0,5 м). Продолжительность непрерывной работы
от свежезаряженной батареи не менее 48 ч.
Командные радиостанции Р-863 (-828, -860) имеют
аварийный приемник, обеспечивающий прием сигналов
на одной ня аварийных частот: 121,5 или 243 МГц.
Наличие сигнала на входе приемника индицируется
зеленой сигнальной лампой на пульте управления
радиостанции. При этом переключатель АП (аварийный
прием) должен быть включен.
Аварийная радиостанция Р-855У предназначена для
индивидуального снаряжения летного состава. Она
обеспечивает двухстороннюю беспоисковую и бесподстро-
ечную связь, а также подачу сигналов бедствия.
Источником ее питания служит ртутно-цинковая батарея
«Прибой-1». Комплект радиостанции размещают в
укладке носимого аварийного запаса, в ранце серийного
парашюта, в обмундировании или в защитном
снаряжении летного состава Масса комплекта 1,9 кг.
Самолетные переговорные устройства СПУ-7, СПУ-8
предназначены для обеспечения внутривертолетной
двухсторонней телефонной связи между абонентами в
одной или двух сетях (сеть 1 и сеть 2). внешней двух-

432 Часть 4. Оборудование
В
I I
I I
£ ч
I I I
£24
f
8
8 о
«О 14
ЧЧ
ttl <L> го
в в So
(•(■ 5 °
ЖХ
«8
<Sco
- I
i^l
s
St
4.3. Радиооборудование 433
сторонней радиосвязи через одну из радиостанций в
зависимости от положения переключателя рода работ иа
абонентском аппарате (табл. 40), прослушивания
сигналов одного из радиокомпасов и прослушивания
сигналов специального назначения от аппаратуры речевых
сообщений РИ-65 и радиовысотомера.
Таблица 40. Режимы работы самолетных переговорных
устройств различных вертолетов
.Положение

переключателя
рода
работ
УК-1
(УКР)
УК-2
КР
ДР
СР
РК-1
РК-2
СПУ-7
Ми-2
Р-860
Р-842
АРК-9
Ми-8Т
Р-860
Р-828
„Карат"
Р-842
АРК-9
АРК-У2
Ми-17
Р-860/
Р-863
Р-828
„Карат,,,
„ЯДРО-lA"
АРК-9
АРК-УД
СПУ-8
Ми-24
Р-860/
Р-863
Р-828
„Карат"
АРК-15
АРК-У2
Ми-26
Р-863
Р-828
»ЯДР0-1А
(Б)"
АРК-19
АРК-УД
Переговорное устройство работает с
электроакустическими преобразователями: ларингофонами ЛА-5
(микрофон ДЭМШ-1А) и высокоомными телефонами типа
ТА-56М, которые подключают к абонентскому аппарату
с помощью 4-контактного штепсельного разъема.
Переход на внутреннюю или внешнюю радиосвязь
осуществляется летчиками нажатием кнопок СПУ — РАДИО на
ручках продольно-поперечного управления до первого
или второго щелчка соответственно. Остальные члены
экипажа используют кнопку СПУ (или ножную тан-
генту).
Для циркулярной внутривертолетной телефонной
связи между абонентами (вызов голосом любого
абонента) необходимо нажать кнопку циркулярного
вызова ЦВ на абонентском аппарате. При этом в
телефонах всех абонентов прослушиваются сигналы внутриса-
молетной телефонной связи по сетям 1 и 2 с
максимальной нерегулируемой громкостью.

434 Часть 4. Оборудование
Аппаратура внутренней связи и коммутации (АВСК)
П510 отличается от устройств СПУ-7, -8 наличием
блока МК-Ю, обеспечивающего автоматическое
соединение абонементов между собой, а также подключение
необходимых радиосредств по управляющим командам,
зависящим от вида, направления связи н выбранного
радиоустройства и вырабатываемым в абонентских
аппаратах.
Переключатели ВС — PC 1 ... РСЗ — РНУ1... РНУ4
на абонентских аппаратах служат для выбора рода
работ: ВС — для ведения внутренней связи с
максимальной громкостью с одновременным прослушиванием с
пониженной громкостью сигналов внешней связи; РС1,
РС2 — для ведения внешней связи через радиостанции
Р-863 и Р-864 соответственно с максимальной
громкостью и одновременным прослушиванием с
пониженной громкостью сигналов внутренней связи,
радионавигационных и специальных радиоустройств (положение
РСЗ не задействовано); выключатели РНУ1, РНУ2,
РНУ4 — для включения прослушивания сигналов от
радиокомпаса АРК-19, аппаратуры А-100 и ОГАС
соответственно (РНУЗ не задействован).
Для обеспечения высокой надежности аппаратуры
АВСК применено резервирование тракта речевого
сигнала путем образования в тракте двух идентичных плеч
с питанием от автономных вторичных источников. Тогда
при выходе из строя одного плеча работоспособность
АВСК сохраняется, хотя и с пониженной громкостью.
4.3.2. Радионавигационное оборудование
Автоматические радиокомпасы АРК-9, АРК-15,
АРК-19 (рис. 160) входят в состав аппаратуры верго-
летовождения (табл. 41) и позволяют решать
следующие навигационные задачи: полет на радиостанцию
(радиомаяк) и от нее с визуальной индикацией КУР —
угла между продольной осью вертолета и направлением
на радиостанцию; автоматическое определение пеленга
радиостанции; прием и прослушивание наземных
связных радиостанций, работающих в диапазоне рабочих
частот радиокомпаса; заход на посадку по системе ОСП
4.3. Радиооборудование 435
с автоматическим переключением частот дальней и
ближней приводных радиостанций.
Автоматические радиокомпасы АРК-УД и АРК-У2
используют для привода на радиомаяки и аварийные
УКВ-радиостанции. Их применяют и как резервное
средство для привода на аэродром по наземной
радиостанции РАС-УКВ. Основные технические
характеристики радиокомпасов приведены в табл. 42.
Рамочной
^^('антенна
]Ш= Гониометр
„. * —
Двигатель

гониометра

Компенсатор радио-
оёоиации
| БСКТ
Рис. 160. Функциональная схема радиокомпаса АРК i
АРК могут работать в режимах «Компас», «Антен- ■ ■
на» и «Рамка». В режиме «Компас» производится
автоматическое пеленгование радиостанции: при настройке
АРК на частоту сигнала пеленгуемой радиостанции
стрелка указателя радиокомпаса устанавливается в по- ,
ложение, соответствующее КУР. В режиме «Антенна» [
АРК работает как обычный радиоприемник СВ-диапа- !
зона. В режиме «Рамка» АРК работает как слуховой
радиопеленгатор. При установке рамочной антенны на
минимальную слышимость принимаемого сигнала стрел- |
ка указателя радиокомпаса устанавливается в положе- !
ние, соответствующее КУР, или в положение, отличное
от КУР на 180° (обратный пеленг). При необходимости j
прослушивания наземных радиостанций в режиме «Рам- [,
ка» рамочная антенна отклоняется вручную на угол 90э !
от положения, соответствующего направлению на
приводную радиостанцию. Угол отклонения рамки отсчи- 1
тывают по указателям радиокомпаса. '
В качестве индикаторов курсовых углов и пеленгов ;
yfivU
£

Ненаправленная антенна
'ИР^Щ'^исшт
ь
сое
Генератор
Телефонный
канал
В»-
i i
\Усшштель
мощности
Фазосдви-
гающая
цепь
Индикатор
курса

Таблица 41. Аппаратура вертолетоаождения различных вертолетов
Аппаратура
Автоматический
радиокомпас
Радиотехнические
системы ближней
навигации
Доплеровский
измеритель скорости и угла
сноса
Антенно-фидерная
система
Радиовысотомер
Ми-2
АРК-9
-
-
-
РВ-З,
РВ-УМ
Ми-8
АРК-9,
АРК-У2
-
—
-
РВ-З
Ми-17
АРК-УД
-
ДИСС-15
-
РВ-З
Ми-24
АРК-15М,
АРК-У2
-
ДИСС-15Д
-
РВ-5
Ми-26
АРК-19,
АРК-УД
„Веер-М"
ДИСС-32
.Ромашка"
А-036
Ка-32
АРК-19
„Привод-
СВ-Борт"
ДИСС-32
„Поток-П"
А-036
Таблица 42. Основные технические
Параметр
Диапазон частот,
кГц
Точность индикации
Предельная
чувствительность по
приводу. мкВ/м
Время
перенастройки, с
Дальность действия
(при высоте полета
КЮО м), км
Масса комплекта,
кг
АРК-У2 с
Р-852
100... 150 МГц
±3 (только
на 0°)
До 75
—
До 40
20
характеристики
АРК-УД
114,166;
114,333;
114,583;
121,5; 123,1;
124,1; 243 МГц
±3
10...25; 75
—
До 25
20
автоматических
АРК-9
150...1300
±3
50
4
160...180
19
радиокомпасов
АРК-15
150...1799,5
±2
50...100
4
180
15
АРК-19
150...1799,5
±2
40...50
4
180
9,3

438 Часть 4. Оборудование
радиостанций используют пилотажно-навигационные
приборы ПНП-72М (Ми-26, Ка-32), радиомагнитные
индикаторы РМИ-2 (Ми-24, -26), указатели УГР-4
(Ми-2, -17) и БСУП-2 (Ми-8).
Радиотехнические системы ближней навигации «Ве-
ер-М» и «Привод-СВ-Борт» обеспечивают: измерение
дальности и азимута относительно наземных (РСБН-2Н,
-4Н, -6Н, «Поле-Н», УДАРМ) или корабельных (РМК
«Привод-В, -СВ») радиомаяков; выполнение полета по
прямолинейному маршруту, проходящему через точку
расположения радиомаяков (полет на радиомаяк или
от него); индивидуальное опознавание; двухстороннюю
телекодовую связь по каналам земля — борт, борт —
земля и борт*—борт; пилотирование при заходе на
посадку по сигналам отклонений от курса посадки
и глиссады снижения; определение наклонной
дальности до ретрансляторов посадочного радиомаяка
(ПРМГ-4, -5). Аппаратура работает в режимах
«Навигация» и «Посадка». Точностные характеристики
РСБН (табл. 43) в режиме «Посадка» соответствуют
I категории.
Аппаратура «Веер-М», установленная на вертолете
Ми-26, состоит из моноблока приемопередающего и
измерительного устройства ППИУ с приемником АДПР,
передатчиком СЗД-Р и блоком измерения БИАД,
пульта управления, индикаторов КДР-1М (два индикатора
дальности и один индикатор азимута). Система
«Веер-М» работает с антенно-фидерной системой (АФС)
«Ромашка» и самолетным ответчиком СО-69.
АФС «Ромашка» осуществляет управляемую
канализацию передаваемых и принимаемых сигналов от
соответствующих систем. С ее помощью система «Веер-М»
может быть подключена к передней, задней или к
параллельно включенным боковым антеннам. Выбор
антенны осуществляется блоком формирования сигналов
управления (БУ-009), подаваемых на переключатель
антенны (ПВ-006) при поступлении сигнала «Готовность
азимута» от системы «Веер-М». При этом в процессе
поиска (периодического переключения антенн)
включается та антенна, от которой поступает ВЧ-сигнал.
При подаче в БУ-009 сигнала «Посадка» к входу
системы «Веер-М» подключается передняя антенна. Само-
4.3. Радиооборудование 439
Таблица 43. Основные технические данные вертолетных
радйосистем ближней навигации
Параметр
Диапазон частот передатчиков.
МГц
Число рабочих каналов связи
Диапазон рабочих частот по
приему, кГц:
числовых сигналов
курсовых сигналов
Дальность действия Д, км:
в режиме «Навигация» при
высоте полета
250 ы
1000 м
3000 м
5000 м
в режиме «Посадка» при
высоте полета:
300 м
loop м
Погрешность измерения
дальности, м
Погрешность измерения
азимута, °
Масса аппаратуры, кг
«Веер-М»
726...812,8
175
939,6...966,9
905,1...932,4
40
100
190
310
20
80
± (200±0,05Д)
±(0,25... 5)
29
«Привод-СВ-
Борт»
726...812,8
176
—
—
90...100
100... 140
160...220
—
18...20
20...80
± (200±0,ОЗД)
± (0,25...1)
летный ответчик СО-69 работает на переднюю и
заднюю антенны.
Аппаратура «Привод-СВ-Борт», установленная на
вертолете Ка-32, состоит из: антенно-фидерной системы
«Поток-П»- с принципом работы, аналогичным
АФС «Ромашка»; подсистем «Радикал-Н», «ВН-При-
вод» и «АПД-Привод»; блоков связи и управления.
Кроме того, системы «Веер-М» и «Привод-СВ-Борт»
взаимодействуют с бортовыми датчиками воздушной
скорости (ДВС) и высоты (УВИД, А-036), курсозыми
системами («Гребень-1, -2»), доплеровским измерителем
ДИСС-32, автоматическими радиомаяками (АРК).
Измерение дальности до радиомаяка производится
по методу «запрос — ответ», при этом дальность
определяется временем распространения запросного сигнала
с вертолета на землю и ответного от радиомаяка на

440 Часть 4. Оборудование
вертолет. Определение азимута осуществляется
измерением временного интервала между импульсом северного
совпадения (луч наземного радиомаяка совпадает с
направлением на север) и моментом облучения вертолета
направленным лучом радиомаяка. Определение места
вертолета по отношению к траектории посадки
осуществляется определением положения вертолета по равно-
сигнальному направлению диаграммы направленности
посадочных радиомаяков.
Индикация навигационных параметров (дальности,
азимута и т. д.) и сигналов отклонения от равносиг-
нальной зоны курсоглиссадных маяков осуществляется
приборами ИДР-1М, ПНП-72 и ПКП-72 (ПКП-77).
Пилотажно-навигационный прибор ПНП-72 (рис. 161)
предназначен для индикации положения вертолета в
горизонтальной плоскости относительно
радиоориентиров при полете по маршруту и заходе на посадку. Для
быстрой проверки исправности прибора в нем, так же
как и в приборе ПКП-72, -77 (подразд. 4.2.1), имеется
встроенный контроль, включаемый кнопкой
тест-контроля на лицевой панели. При нажатии кнопки
тест-контроля указатели прибора ПНП-72, -77 должны
отклониться от занимаемого положения: шкала текущего
курса— на (20±5)° по ходу часовой стрелки; стрелки
заданного курса, ЗПУ, азимута и КУР — на (20±5)°
против хода часовой стрелки; стрелка угла сноса — на
(10±5)° против хода часовой стрелки. Показания
счетчика дальности должны уменьшиться на (80±5) км.
Бленкер КС должен появиться на лицевой части
прибора. При отпускании кнопки все указатели должны
возвратиться в исходное положение, а бленкер КС должен
убраться.
Доплеровские измерители скорости и угла сноса
ДИСС-15 и ДИСС-32 предназначены для непрерывного
автоматического измерения и индикации составляющих
путевой скорости в режиме малых скоростей и висения,
путевой скорости и угла сноса, в режиме навигации, а
также для счисления и индикации ортодромических и
географических координат местоположения вертолета.
Принцип действия измерителей (рис. 162) основан на
эффекте Доплера, который состоит в том, что если с
движущегося вертолета происходит облучение подсти-
4.3. Радиооборудование 441
лающей поверхности, то отраженный сигнал будет
отличаться по частоте от излучаемого. Разность частот
излучаемого и принимаемого на борту сигналов
называется доплеровской частотой. Измеренная на вертолете
7 8 9 10 11 12
1 21 20. 19
Рис. 161. Пилотажно-навигационный прибор ПНП-72:
/—шкала курса; 2 — кнопка ТЕСТ; 3, 8, 16 — бленкеры (К. Г,
КС) отказа курсового и глиссадного радиомаяков и отказа
датчика (канала) текущего курса; 4 — неподвижный символ
вертолета; б — стрелка КУР и азимута; 6, 13 — шторкн счетчиков;
7 — счетчик дальности; 9 — неподвижный индекс отсчета курса;
10— стрелка отклоиения от глиссады; // — индекс ваданпого
курса; 12 — счетчик заданного путевого угла; 14 — стрелка ЗПУ;
15 — указатель направления полета на радиостанцию или от
радиостанции; 17 — стрелка угла сноса; IS — ткала угла сноса;
19 — шкала отклонения от траектории в горизонтальной
плоскости; 20 — шкала отклонения от траектории в вертикальной
плоскости; 21 — стрелка отклонения от курсовой зоны
доплеровская частота позволяет определить путевую
скорость и угол сноса, причем в вычислителе
сравниваются доплеровские частоты по трем (четырем) лучам.
В аппаратуре ДИСС-32 предусмотрены режимы
«Навигация», «Висение» и «Память», режим «Навигация»

442 Часть 4. Оборудование
включается автоматически по достижении объектом
путевой скорости 50 км/ч. В этом режиме индикация
путевой скорости и угла сноса осуществляется на
индикаторе УС-ПС. Режим «Висение» включается
автоматически при уменьшении путевой скорости объекта ниже
Рис. 162. Принцип
действия доплеровского
измерителя:
—> —>
Н — рысота; V, W — векторы
воздушной н путевой
скорости; УС — угол сноса; 6 и
Т — углы отклонения луча
антенны ДИСС
60 км/ч. При этом индикация продольной, поперечной и
вертикальной составляющих путевой скорости
осуществляется на индикаторе малых скоростей и висепия.
Режим «Память» включается автоматически при отказе
различных элементов и узлов аппаратуры и при
уменьшении отраженных сигналов при полете над штилевыми
участками водной поверхности, бетонными площадками
и взлетно-посадочными полосами значительной
протяженности. При этом на индикаторе УС-ПС загорается
табло П, а на приборной доске — табло ДИСС НЕ
РАБОТАЕТ, запрещающее использовать показания
индикаторов малых скоростей и висения и УС-ПС. Основные
технические данные доплеровских измерителей
представлены в табл. 44.
Аппаратура ДИСС-15 кроме измерения путевой
скорости и угла сноса измеряет также пройденный путь
(в пределах 0...999 км) и боковое отклонение относи-
4.3. Радиооборудование 443
Таблица 44. Основные технические характеристики
доплеровских измерителей скорости и угла сноса
Параметр
ДИСС-15
—
10...3000
4...3000
4...300
0...400
±45
0...400
±25
±25
±25
3
6
ДИСС-32
±9 (7,5)
10...3500
4...3500
4...300
0...400
±30
Б0...400
±100
±10
-25...+50
±25
±10
3
6
59,5
Частота излучения, МГц
Рабочий диапазон высот, м:
в режиме навигации над
сушей и морем (при волнении
1 балл и более)
в режиме внсеиня над сушей
п режиме висения над морем
(при волнении 1 балл и более)
Диапазон измерения
скорости, км/ч
Диапазон измерения угла
сноса, °
Диапазон измерения
составляющих вектора скорости в
режиме навигации:
продольной, км/ч
поперечной, км/ч
вертикальной, м/с
Диапазон измерения
индикации составляющих вектора
скорости в режиме висения:
продольной, км/ч
поперечной, км/ч
вертикальной, м/с
Время готовности к работе,
мин
. Время непрерывной работы, ч,
не более
Масса, кг
тельно линии маршрута (в пределах 0... 499 км). В
аппаратуре в режиме «Работа» имеется непрерывный
встроенный контроль: при заниженном уменьшении
уровня отраженного сигнала или отсутствии его на
индикаторе путевой скорости загорается табло П; при
отказе магнетрона на пульте контроля загорается
табло М; при нарушении работы вычислителя на пульте
контроля загорается табло В. В контрольном режиме
(при переключении ручки на индикаторе) на указателе

444 Часть 4. Оборудование
отрабатываются значения скорости (306±3,5) км/ч и
угла сноса (15±1)°.
В качестве индикаторов в аппаратуре ДИСС
применяют: индикатор висения и малых скоростей (МС);
индикатор скорости и угла сноса (УС-ПС); индикатор
координат (блок 8) и у ДИСС-32 картографический
индикатор (КИ). Максимальные погрешности в
определении: пройденного пути— 7%; путевой скорости —5%;
угла сноса — 2°30'.
Радиовысотомеры предназначены для измерения
истинной высоты полета вертолета над местностью и
выдачи сигналов, пропорциональных измеренной высоте,
в другие системы. Они обеспечивают также световую,
звуковую (или речевую) сигнализацию опасной высоты.
Принцип работы радиовысотомеров (рис. 163)
основан на измерении разности частот непрерывно
изменяющегося прямого (/Пр) и отраженного (/0тр) сигналов:
Л/=/пр Готр.
Таблица 45. Основные технические характеристики
радиовысотомеров
Параметр
Диапазон
измеряемых высот, м
Погрешность
измерения высоты,
м:
по указателю:
0 ... 10 м
10 ... И . м
щах*
по выходу HI:
0 ... 10 м
10 ... 300 м
Диапазон
рабочих частот, МГц
Время
готовности, мин
РВ-3
0...300
±0,5
±0'5 "ист
4200...4400
3...5
РВ-5
0...750
±0,8
±0,8 Нпст
±0,6
±о,об нкст
4200...4400
5
А-036
0...30У
+1
±0'1 "ист
+0,5
±0,06 W _
' ист
42...4400
5
ч
4.3. Радиэоборудование 445
Разность частот af пропорциональна отрезку
времени Аг, за которое радиосигнал проходит путь от
передающей антенны до земли и обратно до приемной ан-
Генеротор
•"-1 свч

Интегратор-

Модулятор
—*—
гшг-НвсаУ
Рис. 163. Радиовысотомер:
в—упрощенная структурная схема; б —графики изменения
частот; J — прямой сигнал; 2 — отраженный сигнал
тенны. Этот отрезок времени Ы = 2//исТ/с, где НпСТ —
истинная высота полета; с — скорость света.
Следовательно, #nef пропорциональна запаздыванию at. В
вычислителе at переводится в сигнал, соответствующий
истинной высоте. Этот сигнал выдается на указатель и
в другие системы (САУ, ПКВ, «Тестер-УЗ» и др.).
Основные технические характеристики радиовысотомеров
приведены в табл. 45.

446
Часть 4. Оборудование
На указателе радиовысотомера имеется р\чка
УСТАНОВКА ВЫСОТЫ, спаренная с кнопкой
КОНТРОЛЬ (Ми-26, Ка-32). При нажатии кнопки
КОНТРОЛЬ проверяется работоспособность
радиовысотомера по отклонению указателя высоты на отметку (10±
±2) м. При снижении вертолета ниже установленной
опасной высоты срабатывает сигнализация (лампа
ОПАСНАЯ ВЫСОТА, речевой или звуковой сигнал)
4.3.3. Специальное оборудование
Аппаратура речевых сообщений РИ-65
предназначена для оповещения членов экипажа об аварийных
ситуациях в полете, а также для оповещения наземного
командного пункта о пожаре на борту через командную
радиостанцию. Речевые сообщения (табл. 46) выдаются
автоматически от сигналов датчиков соответствующих
систем на телефоны членов экипажа, а о пожаре — на
вход радиостанции. Каждое речевое сообщение
выдается дважды. Большинство речевых сообщений
дублируется световой индикацией на.приборных досках членов
экипажа. Контроль РИ-65 на земле для проверки
прохождения сигналов осуществляют путем имитации
срабатывания датчика сигнала (нажатием концевого
выключателя, кнопки и т. д.).
Контроль исправности аппаратуры РИ-65
производят путем нажатия кнопки ПРОВЕРКА. При этом в
телефоны выдается сообщение: «РИ-65 исправен».
Самолетный магнитофон МС-61 выполняет запись
речевых сигналов с микрофона (ларингофона) и с
выхода самолетных переговорных устройств для
последующего их прослушивания с помощью наземного
магнитофона МН-61 при расследовании летных происшествий
или предпосылок к ним. В магнитофоне предусмотрены
режимы непрерывной записи (с момента включения до
отключения) и автопуска при наличии звуковых
сигналов. Автоматическое выключение происходит через 5 ...
25 с после окончания речи. Включение питания
магнитофона осуществляется автоматически при отрыве
вертолета от земли через микровыключатель на левой стой-
4.3; Радиооборудование
447
.J, И JJ Я У£ I-"
о о о о
К _ КО С Ь
■ttl
я
Я"
Я К
&ч
;£■«(- я £
^ CD ^ ej ^ CD
м 2 w
t-aJtst-ajKHcu
В.« Ч О-и Ч AtJ
ей к и
анйоо
|- о ■: с о
Ч и Ч
К Ч
я
S£
я о
а 2
og.
га
s I
СО Я
О "^
II
fr- Ч
о га
Щ (-
ожар.
ие на
С се
X
£<
3 н
ш о
CD
Л*
ч
IP
as
О) W
ОВЫШ
ОГО Д
•—' cD
ч
11
к w
ОБЫШ
ВОГО
eg.
с
о u «
а в
4 к и
Я п) «
(_ JJ О.
5 о к »
S'O Ч
К rt\Q Я
£ o,;>>s
ОН а)
к о
Ж са
а> га
Ч s 4>
« * Ч
га cd
Ч f-
&н ч
<и « „
о & S
О О) О
ае и
с *g.
[-, К
BIfBHBH Щ
rf4
rt о
Ah
№
то
« s
2 « «>
я к ч {-
я ч га *->
га й> -т Я
&н га и
\0 га х о
я Ь f- &
fflgOg
Ч и
•*• я
(О £
Ь"
ч я
у
га О
ч а
га Ч
ст я
«Я
о «
га >>
S Ч
ч g
ill
«
га «
- ^ч
^" О^ Й
га
га
m о и
га t- с
* Р.
0J I- - Д
SO 9 о.
CD Я
о
II
о. я
га о
о5
К о
С 03
ЕЙ
га
я
о са
CS
Р. m
ш g
с ч
0JI- О
Н _, (Я
с га га а)
га » * ч
J <u о
» &tj и
с
CD
С О
га о.
га
era
О) ^
О) (-.
се ^
S Р
Jo**-
Ч U (-
о « у
о « *
tti-O
SO &
13

448
Часть 4. Оборудование
1
(а
ч
43
в
3
ж
о
»
о
о
ер
к
S
<0
в
S
?
в
m
%
к
з>
В1ГБНБН ^Г
о
я
ft
и
о
о
2 м
в и
л
ч>о
от р
я Ь
к
si
ч
й «
в и
а; я
я я
ЦЯ
ft£
О) О
И ft
о ш
О.С
cs
н
я
в
в
S
►>
в
3
ca
3
о
о
я и
в о
*
А
\о
в х
йч
и о
^ я
ft
о
у я
О о
3 х
ИЗ
S в
я и
в»
в в
ч о
я н
1
я й
М 3
£ Я я,
Л а Ш
Ж В
й*
Ю о
Хо.
аиие! Левый
выключен БП
1и. В ф
9 «
в U
в
о
я 5
о. я
В ft
ч
\0 Л
.Ь*
и
3 К
<J 3
Я к
Э в
в ч
в
о
н
в
я 2
я 3
я я
•" О
О в
5 *
в
X
0
V
в
я
0)
я
S
О
я
S
о, а
«С
3W
и
Я Я
о. и
С
"5
s
я
л
К
я
«
1
1
ю
о
в
я
о<о
•ч
14
В"
г
ч
а
ю
я
L.
>
Е
а
о
я
«Я
в
к
2
•в
3
п
о.
4)
В
ч
от ft
gg
С со
6 о-
в
0) О Я
В и X
я о
R S 01
о Й в
8"*
в
в
я"
нйное
истем
зра,
Ь!8-8Е
•3
о
ft
n
ч
л
1
!
сю
Отка
ерато
РИ-6
|
D
*2 s««
Я Я р.н
I
в
в
а;
я
0)
*5
\0
О
со
1
о о
(U
^£
« о
И»
я я
0> К
я о
от В
я
в ft
(и О
0£я
etc
1
1
1С
к
1
я
ft
Н
о
в
К
а.
о
ч
■ п Я
а
я
о,
в
о
в
В
м
о
ч
[Q В
а
о
Г
4.4. Пилотажно-навигационные комплексы 449
ке шасси. Длительность записи — до 5,5 ч. Диапазон
частот речевых сообщений 300... 3000 Гц.
Бортовая телевизионная аппаратура БТУ-1Б
установлена на вертолете Ми-26 и предназначена для
наблюдения за состоянием груза на внешней подвеске, а
также для дистанционного наблюдения за объектами,
непосредственный обзор которых затруднен.
Три телевизионные камеры КТ-45 позволяют
наблюдать за погрузочно-разгрузочными работами и за
грузом на внешней подвеске (хвостовая камера № 1 с
фокусным расстоянием 15 мм), за грузом из отсека
внешней подвески (камера № 3 с фокусным расстоянием
22 мм), за задней полусферой и хвостовым винтом
(камера №2с фокусным расстоянием 10 мм) при посадке
на площадках с ограниченными размерами.
На центральном пульте летчиков установлен пульт
управления, с которого управляют наклоном хвостовой
телекамеры и подключают к видеоконтрольному
устройству ВК-175 телекамеры № I, 2 или 3.
Самолетные ответчики обеспечивают по запросу
наземных (бортовых) РЛС выдачу кодовых сигналов о
государственной принадлежности вертолета, сигналов
бедствия при летном происшествии, данных о высоте
полета с бортового барометрнческого высотомера
УВИД-30-15 и запасе топлива от бортового топливоме-
ра СУИТ5-2. Совместно с посадочными и
диспетчерскими наземными радиолокаторами они образуют
радиолокационную систему управления воздушным движением
с активным ответом, работающую в дециметровом
диапазоне радиоволн и использующую импульсное
излучение.
4.4. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ
КОМПЛЕКСЫ
4.4.1. Автопилоты
Автопилот АП-34Б (рис. 164) устанавливается на
вертолетах Ми-8 и предназначен для автоматической
стабилизации вертолета по тангажу ('&), крену (у),
курсу (\j>), высоте (Я) и скорости (V) полета. В комя-
J5 Зек. 780

460
Часть 4. Оборудование
лект автопилота входят следующие агрегаты: пульт
управления— для обнуления сигналов в режиме
согласования, включения н отключения каналов, введения
поправок и проверки автопилота; агрегат управления —
Каналы
пульта
управления
Нцледой
индикатор
Рис. 164. Функциональная схема автопилота АП-34Б
для преобразования, суммирования и усиления
сигналов, выполнения регулировок при эксплуатации; блок
усилителей — для усиления сигналов следящих систем;
компенсационные датчики крена и тангажа — для
компенсации сигналов с авиагоризонта АГБ-ЗК при
вмешательстве летчика в управление вертолетом; корректор
высоты КВ-11—для выдачи сигнала,
пропорционального отклонению барометрической высоты от заданной;
датчики угловых скоростей—для формирования и
выдачи сигналов угловой скорости вращения вертолета
относительно осей OX, OY, 01; нулевой индикатор
ИН-4—для индикации положения штоков малых ци-
4.4. Пилотажно-нйвигйционные комплексы 451
линдров РА в режиме стабилизации; корректор-задат-
чик приборной скорости — для выдачи сигнала,
пропорционального отклонению от заданной скорости; блок
сигнала готовности — для выдачи сигнала готовности
следящей системы корректора-задатчика.
Кроме того, с автопилотом работают курсовая
система ГМК-IA и авиагоризонт АГБ-ЗК. В качестве
исполнительных устройств автопилотов используют
гидроэлектромеханические рулевые агрегаты РА-60Б (канал
направления) и КАУ-30Б (каналы крена, тангажа и
общего шага).
Четыре канала автопилота обеспечивают:
стабилизацию положения вертолета относительно трех осей:
OX, OY, OZ — в горизонтальном полете, при спуске и
наборе высоты, при висении и переходе с одного
режима на другой; стабилизацию высоты в горизонтальном
полете и при висении; выполнение эволюции с помощью
обычных рычагов управления при включенном
автопилоте. Кроме того, установка корректора-задатчика
приборной скорости и блока сигнала готовности позволила
стабилизировать приборную скорость вертолета.
Основные технические характеристики автопилота приведены
в табл. 47.
Автопилот может работать в трех режимах:
согласования, стабилизации и комбинированного управления.
Режим согласования характеризуется тем, что
происходит постоянное обнуление сигналов, поступающих
с датчиков углового положения вертолета. Сигнал на
входе усилителя сервопривода равен нулю, и рулевой
агрегат воздействует на органы управления только при
перемещении рукоятки летчиком.
Режим стабилизации включается нажатием
соответствующей зеленой кнопки-лампы. С этого момента
следящие системы каналов автопилота «запомнили»
заданное в момент включения угловое положение вертолета,
и всякое отклонение от него будет вызывать
перемещение органов управления, возвращая вертолет на
прежние курс, крен, тангаж и высоту.
Стабилизация скорости полета осуществляется по
сигналам корректора-задатчика приборной скорости
(после нажатия кнопки СТАБ. СКОР.) через канал танга-
15*

452
Часть 4. Оборудование
Таблица 47. Основные технические характеристики
автопилотов
Параметр
Точность выдерживания в
спокойной атмосфере при
невмешательстве летчика в управление:
направления, *
крена, "
тангажа, °
высоты до 1000 м. м
высоты белее 1000 м, м
скорости, км/ч
Потребляемая мощность:
по постоянному току
напряжением 27 В±10%, Вт
по переменному току
напряжением 36 В±Б% 400 Гц±2%
Кв фазе), В-А
Время готовности к включению
мин,
Высотность, м
Температурный диапазон
работы. еС
Масса без электропроводки, кг
АП-34Б
±1
±0,5
±0,5
±6
±12
±15
80
10
2
10000
+50.,,—60
23
ВУАП-1
±1
±0,5
±0,5
±6
±12
±15
40
40
1
10000
+60...-60
7.1
жа. При этом режим стабилизации угла тангажа
становится вспомогательным, так как выходной
стабилизируемой величиной является скорость полета.
Режим комбинированного управления начинается
в момент вмешательства летчика в управление
вертолетом (при включенном автопилоте) с помощью
обычных рычагов управления по всем четырем каналам или
с помощью ручек центрирования на пульте управления
(по каналам направления, крена и тангажа) в
пределах ±5°.
Отключение автопилота можно выполнять поканаль-
но или всех каналов одновременно кнопкой ВЫКЛ. АП
на ручке управления. При этом зеленые кнопки-лампы
на пульте управления погаснут, каналы переходят в
режим согласования, а рулевые агрегаты — на ручное
управление.
4.4. Пилотажно-навигацнонные комплексы
453
Автопилот ВУАП-1 (рис. 165) устанавливают на
вертолеты Ми-24, -26, Ка-32. Он имеет поканальный
конструктивно-схемный принцип построения. По назна-
Пульты
управления t
Бжсигнала i х,..^у ^ —
готовности ~* w* бысоюы
Рис. 165. Функциональная схема автопилота ВУАП-1
чению и принципу работы каналов, законам
управления и техническим характеристикам автопилот ВУАП-1
практически аналогичен автопилоту АП-34Б.
В комплект автопилота ВУАП-1 входят:
пульты управления по направлению, крену, тангажу
(6С2.390.125) и высоте (6С2.390.126); компенсационные
датчики крена и тангажа; унифицированные датчики
угловой скорости по направлению и крену. Автопилот
ВУАП-1 взаимодействует с курсовой системой
«Гребень», малогабаритной гировертикалью МГВ-1СУ8, кор-
ректором-задатчиком барометрической высоты, коррек-
тором-задатчиком приборной скорости (КЗСП),
блоками сигнализации готовности.
В качестве силовых исполнительных механизмов
используют комбинированные агрегаты управления
КАУ-110 (Ми-24), КАУ-140 (Ми-26) или рулевую сие-

4Й4 4асть 4. Оборудование
тему РС-60 (Ка-32). Пульты управления (рис. 166)
имеют встроенный нулевой индикатор ИН-1, кнопки-
лампы поканального включения (отключения)
автопилота и ручки центровки каналов для введения
поправок.
Рис. 166. Пульты управления автопилотом ВУАП-1;
а—пульт управления 6С2.390.125; б — пульт управления
6С2.390.126; / — индикатор нулевой; 2, 3 — кнопки лампы
включения и отключения; 4 — смотровой сектор со шкалой; 5 — ручка
центровки; 6 — нажимной переключатель КОНТРОЛЬ
В отличие от автопилота АП-34Б в канале тангажа
автопилота ВУАП-1 отсутствует датчик угловых
скоростей. Это связано с возможным появлением
автоколебаний в замкнутом контуре «датчик — агрегат
управления— фюзеляж вертолета» вследствие упругих соб-
4.4. Пилотажно-навигацяонные комплексы 455
ственных колебаний фюзеляжа, которые
воспринимаются датчиком и после передаются на несущий винт.
Появляется переменный продольный момент
(раскачка) с частотой, равной частоте колебаний фюзеляжа.
Поэтому гироскопический датчик заменен электронной
схемой (в пульте управления), которая на основе
сигнала угла тангажа формирует (в дифференцирующем
звене пульта) сигнал угловой скорости. Полученный
сигнал подается на усилитель сервопривода, где
суммируется с сигналом угла тангажа.
Для контроля функционирования каналов
автопилота ВУАП-1 и проверки прохождения сигналов угла
используют ручки центрирования, кнопки-лампы (ВКЛ.
и ОТКЛ.) и индикатор ИН-1 пультов управления. По
отклонению стрелок нулевого индикатора судят о
перемещении штоков рулевых агрегатов по сигналам
автопилота.
При нажатой кнопке ОТКЛ. на пульте управления
соответствующего сигнала нулевой индикатор
подсоединяется на выход усилителя сервопривода. По
отклонению стрелки индикатора судят об остаточном
сигнале. При двух нажатых кнопках ВКЛ. н ОТКЛ.
пульта управления канала на индикаторе
происходит сравнение сигнала с выхода усилителя
сервопривода с нормированным сигналом, т. е.
проверяется отклонение коэффициента усиления от
номинального.
С помощью переключателя КОНТРОЛЬ на пульте
управления по направлению проверяется
работоспособность сервопривода в канале высоты. В автопилоте
ВУАП-1 предусмотрена сигнализация об отсутствии
питания и блокировке включения автопилота, если
датчик угла или высоты не выдает сигнал (+27 В)
исправной работы или готовности прибора к работе.
Если нет переменного напряжения 36 В или постоянного
+27 В, то загорается (от резервного источника) габло
ОТКЛ. на пульте управления.
Особенности эксплуатации автопилотов: во
избежание страгивания илн разворота вертолета на земле
нельзя допускать отклонений педалей при работе
ручкой центрирования на пульте управления более чем на
±60 мм от нейтрального положения, а отклонение руч-

456 Часть 4. Оборудование
ки управления должно быть плавным н не превышать
±50 мм от нейтрали; для обеспечения безопасности
полета в случае отказа автопилота перемещение органов
управления вертолета по сигналам автопилота
ограничено до 20% общего хода и не передается на рычаги
управления. В канале направления при больших
возмущающих воздействиях включается механизм
перегонки, и исполнительный шток вместе с головкой
рулевого агрегата РА-60Б (агрегата управления КАУ-110)
перемещаются на полный ход с одновременным
перемещением педалей; при резком изменении
пространственного положения вертолета или возникновении
колебаний необходимо вмешаться в управление,
отключить автопилот, убедиться в исчезновении колебаний
(отклонений). Последовательным включением
определить отказавший канал и отключить его; при
загорании всех красных табло ОТКЛ. на пультах автопилота
ВУАП-1 необходимо проверить наличие питания
переменного напряжения 36 В; при загорании красного
табло ОТКЛ. на одном из пультов необходимо проверить
исправность работы соответствующего датчика угла или
высоты.
4.4.2. Система автоматического управления полетом и
пилотажные комплексы
Система САУ-В24-1 (рис. 167) устанавливается на
вертолете Ми-24 и имеет в своем комплекте:
вертолетный унифицированный автопилот ВУАП-1 для
автоматической стабилизации вертолета по крену, курсу,
тангажу, барометрической высоте и скорости полета;
пульт управления ВЫСОТА — ПОСАДКА ПВП-24 для
стабилизации геометрической высоты и обеспечения
режима автоматической посадки (режим «Посадка»
временно не используется); пульт управления
ВИСЕНИЕ—МАРШРУТ ПВМ-24 для обеспечения режима
висения над заданной точкой и полета по заданным
путевым углам; блок вычислителей БВ-24 для
формирования сигналов управления в соответствии с
законами управления системы САУ-В24-1 в режимах
«Висение» и «Маршрут»; блок связи с радиовысотомером
4.4. Пилотажно-навигационные комплекса 457
БСВ-24 для формирования управляющих сигналов
в режиме «Высота».
Бортовые Траекторное Авпюпифт
датчики управление САУ КанйШ.
Курсовая
система
1 ыЩала
штооноапи
ШЖ-j. 1
кооректор-
заШпщ
приборной

Малогабаритная
грро-
Осртикаль
ДоплброВский
измеритель
скорости и
угла сноса
1 высотомер
{Лжвктср-
I зоаатчик
I высоты
I j
БЛОК
сигнала,
гототостц
1 .и 1
1 ■*
1
1
!
1
1
1
1
#1
1
1
*4
'
■^попер.
\t
за&щшк
путеоых
-.КкгР
Ml
Hlf Еяжс
-i-U срост
• пен
1
~т
1
1
1
рай
он
Д
Пульт
ВЫСОТА-
ПОСАДКА
^эсй
УэдЭ
Ёлок
отелей
'
ВЙСЕНИЕ-
МАРШРУТ
Дтгшкуело-
ш скорости
Датчикугло-
вой скорости
М,,
г " - а
Комг
»й%т-
, комлвцсв-
•» ционныи
датчик тангажа
■ a bv,.
*заЭ^
лнэоЭ v
й"? ,
НапраВ-
/tmt
Крен
Тангаж
Высота
%
—5»
**.
—*£
t
4
-4f
s»
—%
■*лроЗ
Рис. 167. Функциональная схема системы
автоматического управления полетом САУ-В24-1
Так как автопилот ВУАП-1 входит составной частью
во все вертолетные САУ и ПКВ, точность стабилизации
параметров крена, курса, тангажа, барометрической
высоты и воздушной скорости соответствует данным
табл. 47.
Кроме задач, решаемых автопилотом ВУАП-1,
система САУ-В24-1 позволяет выполнять: стабилизацию
геометрической высоты, висение по сигналам ДИСС,
стабилизацию заданного путевого угла (ЗПУ), доворот
вертолета.

458 Часть 4. Оборудование
Основные технические данные системы САУ-В24-1
Скорость ухода от исходной точки висекия в
горизонтальной плоскости (при освобожденном
управлении, м/мин 15
Точность выдерживания заданной
геометрической высоты (при висении на высотах 5 ... 100 м).
м =£4
Отклонение от заданного путевого угла, • . . ±5
Время готовности к работе, мин 2
Масса (с автопилотом ВУАП-1), кг 25
Наряду с автопилотными функциями система
САУ-В24-1 выполняет задачи траекторного управления
вертолетом в режимах: «Маршрут», «Висение»,
«Высота» и «Доворот».
Режим «Маршрут» включают при скоростях полета
более 50 км/ч. Управляющими сигналами в этом
режиме являются: заданный путевой угол (от задатчика
ЗПУ-24), ,, текущий курс (от курсовой системы), угол
сноса (от ДИСС). Выдерживание заданного пути
осуществляется через канал крена с ограничением
выходного сигнала до ±15°. Управление траекторией
движения можно осуществлять при включенном режиме с
помощью задатчика путевого угла (установив его на
новое значение ЗПУ) или при выключенном режиме —
обычными органами управления. После вывода
вертолета на новый ЗПУ канал «Маршрут» вновь
включается. В режиме «Маршрут» дополнительно может
осуществляться стабилизация воздушной скорости,
барометрической и геометрической высоты.
Режим «Висение» включается нажатием кнопки-
табло на пульте ПВМ-24 после устранения
поступательной скорости вертолета с помощью обычных
органов управления. Путем интегрирования составляющих
путевой скорости, поступающих от ДИСС,
вычисляются управляющие сигналы смещения вертолета в
горизонтальной плоскости по осям ОХ и OY относительно
начальных координат точки висения. Управление
(стабилизация) осуществляется через каналы крена и
тангажа автопилота ВУАП-1 с ограничением значения
углов в пределах ±5°. В режиме «Висение» система
блокировки в пульте ПВМ-24 исключает одновременное
включение режима «Маршрут».
4.4. Пилотажно-навигационные комплексы 459
Режим «Высота» (включается кнопкой табло на
пульте ПВП-24) предусмотрен для стабилизации
геометрической высоты полета вертолета по сигналам
радиовысотомера и ДИСС. При этом режим «Маршрут»
должен быть выключен. Управляющими сигналами
канала высоты автопилота ВУАП-1 будут: сигнал
изменения геометрической высоты от заданной (от РВ
радиовысотомера) и сигнал вертикальной составляющей'
путевой скорости (от ДИСС). Суммарный сигнал
подается на сервопривод канала высоты с ограничением
допустимой скорости вертикального перемещения не
более 3 м/с. В режиме «Высота» блокируется
включение режима «Посадка» и исключается
возможность дистанционного отключения канала высоты
автопилота при вмешательстве летчика в управление
вертолетом.
Особенности эксплуатации системы: в режимах
«Высота» и «Висение» изменение заданной высоты
необходимо выполнять только отклонением ручки «шаг-газ»
(при нажатой кнопке расстопоривания фрикциона), на
новой высоте после отпускания кнопки режим
«Высота» вновь включится автоматически; для устранения
(уменьшения) смещения вертолета в горизонтальной
плоскости на режиме «Висение» усилия с ручки
управления снимаются восьмипозиционным переключателем
механизма МГУ-1; при самопроизвольном выключении
САУ (из-за перехода ДИСС в режим «Память») при
висении над водой, бетонной или металлической
площадкой разрешается повторное включение системы
нажатием кнопки-табло на пультах ПВМ-24 и ПВП-24;
при установленном в рабочее положение управлении
оператора запрещается включение режима «Висение»;
устойчивая работа ДИСС обеспечивается при углах
крена до 25° и углах тангажа до 7°, что необходимо
учитывать при вмешательстве летчика в управление
вертолетом с включенной САУ.
Пилотажный комплекс ПКВ-26-1, устанавливаемый
на вертолете Ми-26, состоит из вертолетного
унифицированного автопилота ВУАП-1, системы
траекторного управления, системы директорного
управления, системы гашения колебания груза на внешней
подвеске.

460
Часть 4. Оборудование
Система траекторного управления (СТУ) может
работать в тех же режимах, что и система САУ-В24-1
(«Висение:», «Высота», «Маршрут» и «Посадка»),
включаемых с центрального пульта управления ЦПУ-26.
Система директорного управления предназначается
для выдачи на пилотажно-командные приборы
командных сигналов, выполнение которых летчиком при
выключенном автопилоте обеспечивает
полуавтоматическое (по прибору ПКП-72) выдерживание режимов
системы траекторного управления. При автоматической
работе комплекса на траекторных режимах система
директорного управления используется для контроля
работы пилотажного комплекса вертолета (ПКВ).
Система гашения колебаний груза на внешней
подвеске предназначается для удержания вертолета над
подцепленным грузом (на висении) и гашения
колебаний груза на висении и в полете. Она может работать
в режимах «Захват», «Висение», «Полет». В настоящее
время системы траекторного, директорного управления
и гашения колебаний груза на вертолете не
используются. До отработки ПКВ разрешается включать
только автопилот ВУАП-1, который обеспечивает
технические характеристики, указанные в табл. 47.
Пилотажный комплекс вертолета ПКВ-252-1
устанавливают на вертолете Ка-32. Этот комплекс
осуществляет автоматическую стабилизацию
установившихся режимов полета, формирование и выдачу на
пилотажные приборы сигналов для полуавтоматического
управления на основе информации от навигационного
комплекса НКВ-252.
В состав комплекса ПКВ-252-1 входят; вертолетный
унифицированный автопилот ВУАП-1; траекторные
вычислители «Поиск» (ВП-1), «Высота —Посадка» (ВВП2-1),
«Висение — Маршрут» (ВВМ1-1), «Посадка—
Зависание» (ВП31-1), «Гашение колебаний» (ВГКЫ);
вычислитель директорного управления; блок коммутации
БК-252М; центральный пульт управления ЦПУ-252М2;
датчики глубины погружения троса, положения троса;
корректор-за датчик высоты с блоком сигнализации
готовности; пилотажный командный прибор ПКП-77;
навигационный плановый прибор ПНП-73-4М;
указатель параметров висения; радиовысотомер А-03о; ма-
4.4. Пилотажно-навигационные комплексы 461
логабаритная гировертикаль МГВ-1СУ8. В качестве
силового исполнительного механизма используют рулевую
систему РС-60, в которой с помощью четырех
электроклапанов выполняют поканальное включение
(отключение) автопилота по сигналам с пульта ЦПУ-252М2.
Пилотажный комплекс работает в режимах:
«Управление» и «Стабилизация»; «Маршрут»; «Стабилизация
висения»; «Посадка — Зависание»; «Стабилизация
углового положения троса при транспортировании груза
на внешней подвеске».
Работа автопилота ВУАП-1 на режимах
«Управление» и «Стабилизация» рассмотрена выше. Решение
задач во всех режимах работы комплекса обеспечивается
траекторными вычислителями.
Основные технические данные комплексов ПКВ
Точность выдерживания в спокойной
атмосфере и при невмешательстве летчика:
курса, крена и тангажа, " . • ==: 1
барометрической высоты до 1000 м, м . . — 6
барометрической высоты свыше 1000 м, м ±12
геометрической высоты до 10 м, м . ± 1
геометрической высоты свыше 10 м . • • . — Ю'/о «г
высоты по сигналам датчика глубины
погружения, м —3
заданного направления полета, * ±2
Погрешность указателя параметра висения
в рабочем диапазоне 0 ... 170 м, м ±5
Погрешность измерения углов отклонения
троса в рабочем диапазоне ±(15+2)\ • . . . . ±1
Время готовности, мин, ие более 3
Потребляемая мощность:
по постоянному току. Вт, не более .... 240
по переменному току (в фазе), В ■ А, не
более 220
Высотность, м 5000
Масса, кг, не более 40
Сигналы, сформированные в соответствующих
траекторных вычислителях, поступают на органы
автоматического и директорного управления, а также для
контроля на информационные стрелки приборов ПКП-77
и ПНП-72-4М.
Режим «Маршрут» характеризуется тем, что боковая
наводка, доворот вертолета на заданный курс, авто-

462 Час™> 4. Оборудовали
матическая стабилизация курса и линии заданного
пути включаются на ЦПУ и осуществляются по сигналам
курсовой системы «Гребень» и радиотехнической
системы «Привод-СВ-Борт». Стабилизацию линии заданного
пути осуществляют через канал крена.
Режим «Посадка — Зависание» включается
переключателем на рычаге общего шага в установившемся
режиме горизонтального полета на расчетной дальности
от места посадки. При этом осуществляется
полуавтоматическое управление вертолетом по показаниям
стрелок ПНП, при проходе через глиссаду (стрелка ПНП
в центре) нажатием кнопки-табло ЗАХВАТ
ГЛИССАДЫ включают режим автоматической стабилизации
посадочной траектории через канал высоты. С высоты
#«215 м директорное управление вертолетом
происходит по сигналам заданной скорости полета и
остаточной дальности, выдаваемыми системой «Привод-СВ-
Борт» на индикаторы прибора ПКП-72М.
Режим «Стабилизация висения;» включается кнопкой
ВИСЕНИЕ на ручке управления (при мигании табло
ВИСЕНИЕ), когда продольная составляющая путевой
скорости (по ДИСС) будет не более 15 м/с.
Стабилизация висения в горизонтальной и вертикальной
плоскостях осуществляется каналами крена, тангажа и
высоты под действием управляющих сигналов ДИСС
(продольной, поперечной и вертикальной составляющих
путевой скорости). Отключение режима висения
производят повторным нажатием кнопки ВИСЕНИЕ.
Режим стабилизации углового положения троса при
транспортировании груза на внешней подвеске
включается переключателем СТАБ. ГРУЗА на рычаге
общего шага после подъема груза на высоту 2... 3 м.
Отклонение грузового троса от истинной вертикали
контролируется по прибору ПСП-48, а его стабилизация
осуществляется по сигналам датчика ДПТ каналами
крена и тангажа автопилота.
Контролируя работу пилотажного комплекса по
приборам и табло, летчик может перебалансировать
вертолет, используя кнопку ТРИММЕР на ручке
управления, не отключая режима, а высоту изменить рычагом
сшаг-газ».
О Часть
войсковой
РЕМОНТ
Б.1. АГРЕГАТЫ НЕСУЩЕЙ СИСТЕМЫ
И РУЛЕВОГО ВИНТА
5.1.1. Лопасти несущего и рулевого винтов
Обшивка хвостовых отсеков может иметь
повреждения в виде глубоких царапин и вмятин глубиной более
3 мм. Царапины и вмятины устраняются наклеиванием
дуралюминовой заплаты толщиной 0,4 ... 0,5 мм, если
они находятся не ближе 20 мм от задней стенки
лонжерона и не ближе 10 мм от стенок нервюр и
хвостового стрингера. Количество ремонтируемых мест в
каждом отсеке ограничивается. Для склеивания
применяются различные клеи (табл. 48).
Пример устранения повреждений обшивки хвостовых
отсеков показан на рис. 168. Для ремонта
поврежденной обшивки допускается применение заплаты из
полотна ACT-100. Заплата вырезается круглой с
зубчиками по краям с учетом перекрытия поврежденного
места на 25... 30 мм и приклеивается клеем АК-20.
Трещины обшивки в местах между стрингером и
сотовым заполнителем длиной не более 20 мм устраняют
наклейкой на хвостовую часть отсека двухсторонней

464 Часть 6 Войсковой ремонт
Таблица 48. Классификация клее* по назначению
Назначение группы
Клеи, входящие в группу
Склеивание металлов меж-
ду собой и с
конструкционными неметаллическими
материалами
Склеивание тканей и
приклеивание различных
материалов к металлам
Склеивание
неметаллических материалов (древесины,
стеклоткани, текстолитов, пе-
нопластов и других пористых
материалов)
Склеивание оргстекла и
приклеивание к нему
других материалов
Склеивание резин с
металлами
Склеивание резни и
резиновых материалов
Предохранение резин от
светоозонного старения
БФ-4, БФ-2. ВС-ЮТ, ВС-350,
ВК'32-200. ВК-3, ВК-4, ВК-13,
ВК-13М, ВК-8, К-163, эпокси-
ды ПР, П, Л-4, ВК-32-ЗМ,
ВК-1, BK-IM, BK-1MC. ВК-9,
КЛН-1, ПУ-2, ВК-Б, МПФ.1.
ВК-2. ВК-Ю. ВК-12
ВК-И. ПУ-2М, ПК-Ю.
ХВК-2а. АК-20. ВК-32-2,
ВКТ-1 88-НП, 4НБ-Ув.
КР-5-18. КР-5-18Р. КР-6-18.
ВК-Т-2, ПК-Т-3
ВИАМ-63, ВИАМ-Ф9, ПУ-2,
ВК-Б, ВС-ЮТ, ФР-12
В31-Ф9, ФК-32-70, ПУ-2
КР-6-18, лейканат 88ПН,
КТ-30, 9М-35Ф
4НБ-Ув, КР-6-18, ВКР-7.
ВКР-Ю, КР-В-18
СЗ-СА, ВКР-8 (ВРС-8)
дуралюминовой накладки толщиной 0,4 мм (рис. 169).
Края трещин засверливают сверлом диаметром 1,5...
2 мм. Склеиваемые поверхности выдерживают под
давлением 0,08...0,1 МПа (0,8... 1 кгс/см2) при
температуре не ниже 20°С в течение 24 ч. Давление создается
струбцинами. Для склеивания применяется клей ПУ-2.
Для устранения повреждений (трещин, разрывов)
стрингера хвостового отсека вырезается поврежденный
участок стрингера, из текстолита, дуралюмина или
органического стекла изготавливается вкладыш, из
дуралюмина толщиной 0,5 мм изготавливается двухсто-
0.1. Агрегаты несущей системы я РВ 465
ронняя накладка. Клеем ПУ-2 вкладыш приклеивают
в вырезе, а двухстороннюю накладку — к поверхностям
Рис. 168.
Ремонт обшивки
хвостовых
отсеков лопасти:
/ — струбцина;
2 — мягкий
металл: S —
накладка; 4—
пенопластовый буж; б —
резиновре
прокладки
ремонтируемого участка отсека. По углам накладки
устанавливают заклепки с сердечником.
Ш
А-А
Рис. 169.
Пример ремонта
хвостовых
отсеков лопасти с
трещинами:
/ — накладка; 2 —
трещина; 3 —
обшивка с сотовым
блоком; 4—
стрингер
Подклеивание обшивки хвостовых отсеков
допускается, если нарушение клеевого соединения, выходящего
за торцы отсеков, не превышает 20 мм2. При этом
клей ПУ-2 вводят под обшивку с помощью
медицинского шприца, для чего в месте отслоения обшивку
поднимают на 0,5... 1 мм. Подклеивание обшивки
хвостовых отсеков к сотовому заполнителю выполняют при
отслоении поверхности площадью не более 350 см8.

466 Часть В. Войсковой ремонт
В этом случае клей вводят через вырезанное в
обшивке отверстие диаметром до 10 мм с помощью
медицинского шприца. На вырезанное место приклеивают
заплату.
Сквозные пробоины хвостовых отсеков диаметром
до 40 мм ремонтируют по следующей технологии: ци-
ковкой диаметром, выбранным по табл. 49, удаляют
поврежденный участок и лакокрасочное покрытие, пос-
Таблица 49. Рекомендуемый диаметр инструмента для
удаления поврежденного участка
Размер повреждения,
мм
Диаметр инструмента,
мм
<30
30
31...40
40
41...60
60
61...80
80
31...100
100
ле чего подготавливают две заплаты из сплава Д19АТ
толщиной 0,5 мм с перекрытием выреза на 10... 15 мм.
Изготавливают пенопластовый заполнитель диаметром,
равным диаметру циковки. Ремонтируемые
поверхности, за исключением пенопластового заполнителя,
тщательно обезжиривают, и на них наносят клей ВК-5 или
ПУ-2. После этого устанавливают пенопластовый
заполнитель и накладки, а на ремонтируемом участке
с помощью струбцины, пневматических мешков или
мешков с песком создают давление 0,5... 3 МПа (5 ...
30 кгс/см2). Температуру и время выдержки выбирают
по табл. 50.
Сквозные пробоины хвостовых отсеков размером от
40... 100 мм ремонтируют по технологии, аналогичной
описанной выше, за исключением того, что вместо
пенопластового заполнителя используют сотовую вставку
(рис. 170), которую приклеивают к сотам клеем КВК.
Сотовую вставку изготавливают из хвостового отсека
дефектной лопасти.
Передняя часть лопасти имеет обычно повреждения
на концевом и комлевом обтекателях, оковке и
корпусной поверхности лонжерона.
5.1. Агрегаты несущей системы я РВ 467
Обшивка носовой части концевого обтекателя часто
имеет пробоины и трещины у винтов крепления. При
наличии таких повреждений носовую часть заменяют.
Рис. 170. Ремонт
хвостовых отсеков со
сквозными пробоинами размером
от 40 до 100 мм:
/ — разделанная пробоина;
2 — верхняя накладка со
скосом «на ус»; S — сотовая
вставка; 4 — зачищенная
поверхность; 5—нижняя
накладка; б — лакокрасочное
покрытие
Разрешается ремонтировать обтекатель при размере
пробоин не более 20x20 мм или трещин длиной не
более 25 мм в задней части законцовки наклейкой на
поврежденное место заплаты из сплава Д16АМ толщиной
0,5 мм. Края трещин засверливаются сверлом
диаметром 2... 3 мм. Если размеры повреждений более
указанных или их число более двух, то заднюю часть
законцовки необходимо заменить.
Носовую часть комлевого обтекателя при наличии
на ее обшивке пробоины или трещины не ремонтируют.
Допускается ремонт стеклопластиковой обшивки
хвостовой части комлевого обтекателя с повреждениями
размером не более 20X20 мм и числом не более двух
установкой заплат на клее К-153.
Металлические оковки при повреждении заменяют
полностью или частично. Для замены части оковки
вырезают поврежденный участок и на его место
наклеивают клеем К-153 новый лепесток, изготовленный
из металлической оковки по размеру вырезанного
участка. Резиновые оковки при местном повреждении
11111ШШ
Л
5

168 Часть 8. Войсковой ремонт
Табли ц а 60. Характеристики клеев
Клей
АК-20
БФ-2
БФ-4
В31-Ф9
ВК-1
ВК-2
ВК-3
ВК-4
ВК-5
ВК-9
вк-и
ВК-13
ВК-13М
ВК-Э2ЭМ
ВК-32-70
ВК-32-200
В И AM Б-3
ВС-10Т
ВС-350
К-153
Л-4
МПФ-1
кий)
МПФ-1
(пленочный)
88-ПН
ПУ-2
ХВК-2а
Эпоксид ПР
(жид-


способность, ч
-
—
—
3,5...5,0
48...72
—
6...24
24
5
2,5
б...8
24
24
24
2...6
24
2,5...4
—
—
0,7...1,5
0,7...1,5
—
-
_
2
—
Открытая выдержка
1-й

Температура, °С
15...30
15...30
20...25
80
15...30
15...30
15...30
18...30
15...30
20...30
15...30
15...30
15...30
18...25
15...30
15. „30
15...30
15...30
15...30
15...30
15...30
50...60
20...30
18...30
—
слой
Время,
мин
30
30
5...10
60
60
30
30
10...20
5...50
30...60
15...30
15...30
5...40
15...30
5...15
60
60
3...5
20...30
30
15
3...8
10...20
—
2-й

Температура, "С
15...30
15...30
—
15...30
15...30
18...30
20...30
15...30
15...30
_
15...30
15...30
15...30
15...30
—
—
—
8.1. Агрегаты иесущей системы и РВ 469
,
слой
Время,
мин
30
30
—
—
—
30
15...20
10...20
—
5...15
15...20
15... 20
—
—
15...20
—
60
60
—
—
15
-
_
—
—
Режим отверждения

Температура. °С
12...35
160
150
20...30
160
255
170
165
20...30
15...30
—
280
165
150
65
180
15...30
180
205
18...25
18...20
155
155
18...30
120
12...35
200
Время, ч
7...9
1
1
10
1
2
1
2
8...30
24
—
2
2
3
4
2
3...12
1...2
2
12
96
1
1
48
4
8.„9
0,7
Давление,
МПа
0,8...2
0,8...2
0,1...0,3
0,02...0,2
0,8...1,5
0,8...2
0,5
0,1...0,5
0,01...0,2
—
0,6
0,5
0,05...0,1
0,01.„0,15
0,6
0,05...0,5
0,08...0,5
0,06...0,2
«,05...0,1
0,01...0,1
0,2...0,3
0,15...0,25
0,1...0,5
—
0,05...3
Рабочая
температура,
•с
±60
±60
±60
±60
-60. ,.4-100
4-1000
(кратковременно)
4-350
-60...4-350
±60
-60... 4-125
±60
-60...-
-60...-
-60. .s.-
-60...-
-350
-350
-350
-150
—60...-!-350
±60
-60... 4-350
—60...4-350
±60
±60
±60
±60
±60
±60
±60
-60...4-150

470 Часть 5. Войсковой ремонт
ремонтируют наклеиванием взамен поврежденного
участка клеем К-153 куска резины марки ВР-ЗВ. Не-
проклеи по металлической оковке, не выходящие за
края, устраняют подклейкой клеем К-153.
/Till t Mil Ж 11-1\
t«W> ) % II JU»IMWl '.I ,» Л.1.ИЧ.
mi)№L '?|Д»Р8Е!
Рис. 171. Зоны
зачистки
поврежденных
мест на
лонжероне несущего
винта
Наружную поверхность лонжерона при
возникновении забоин, рисок, царапин ремонтируют зачисткой их
шабером, бархатным напильником или шкуркой
зернистостью № 5 с последующим полированием пастой ГОИ
и покрытием этого места грунтом АК-069. Зачистка
разрешается до глубины (рис. 171): 0,05 мм в зоне I;
0,15 мм в зоне II и в зоне III лонжерона и
наконечника лопасти.
Межотсечные вкладыши, противообледенительную
систему, лакокрасочное покрытие ремонтируют в
соответствии с инструкцией по технической эксплуатации
вертолета.
Лопасти из композиционных материалов обычно
имеют характерные повреждения в виде царапин,
вмятин и пробоин, сопровождающихся расслоением
материала обшивки или отслоением обшивки лопасти.
Особенность ремонта лопастей из композиционных
материалов заключается в обязательной дефектации
поврежденных участков ультразвуковым или импеданс-
ным дефектоскопами на скрытые повреждения, распро*
страняющиеся на расстояние 10... 80 мм от
поврежденного участка. Механическая обработка повреждений
производится только специальным инструментом с
режимами резания, исключающими задиры,
растрескивания и дополнительную обработку материала (табл. 51).
Царапины на обшивке лопасти устраняют зачисткой
шлифовальной шкуркой № 12... 16 и постановкой
накладки из стеклоткани Т-10-80 на клей ВК-9. Ширина
накладки должна быть не менее 30 толщин обшивки.
8.1. Агрегаты несущей системы и РВ
471
/
ю
о
ч
с
ь*
я
X
к
3
к
о
tf
К
МПО
t
1
1
для
«
3
Я
>>
я
U
а.
f
jff
l
о.
V
х
X
ю
я
а
ч
ч:
Я I
►J
ф
о
ф
ех
а
|f
£
я
«
ф а
ъ
о
О
я"
а
я
о я
WK
"at
ю
о
я
я
я
ег
я
Ч
о
Е
вэАиоя
ojoHdogee
aHHradaa
Hdu коля
itojA
HHHttBg
itojA
HHHVadaij
я
ч
a
ф
н
я
я
о.
я
S:
•ndaHBBd
ф
а
><
о,
и
К
я
и
о
£
\э
О
tN
В
о
8
;
о
с»
■"*•
с*
Ю
Ч"
00
м
са
(О
•
И
На
ч£&
о,3 Р
о
со"
S
о
о
;
о
■"*•
CN
(О
1Л
00
о.
(D
*
м
Ь .
а 2.Я о
в ф и a
в л ,, « в д я
w « Я в я Я
an о ехю
ф
ч
ф
са
О *>
»
ю
<
00
ф
а
и
2 й §
&«ф
•Я Ч £
щ< Ч
о
ф
8
о
о*
8
о"
о
о
£
ю
00
CQ
(О
1
CN
м ш р- g 1- 2
ьаяёмЭ
&£§"Йяв
,?а ч
Ola,
«3
ли
12
*l2
М к О
8 w S

472
Часть 5. Войсковой ремонт
II
вэХиох
OJOHdOpEE
aHHmdea
кйи иол&
иолА.
BHHtfeg
itojA
HHHVadau
ии 'ndaKEEd
II
8 е!*!
м Hi Я
д С) Ч
og.g
«So
к &
v3 a
*l i
« g.
a*
Б.1. Агрегаты несущей системы и РВ
473
Отслоение обшивки лопасти устраняют зашприцов-
кой клея ВК-9 в зону повреждения. Для этого в зоне
отслоения обшивки делают не менее двух отверстий
диаметром 1... 2 мм. Расстояние между отверстиями
должно составлять 40 мм, а между отверстием и
краем отслоения 15... 20 мм. После этого создают
давление 0,03... 0,09 МПа, и отремонтированный участок
выдерживают в течение 24 ч.
Вмятины глубиной до 2,5 мм устраняют зашпри-
цовкой клея ВК-9 в зону повреждения, заполнением
поврежденного участка клеевой композицией ВКВ-9 и
приклеиванием накладки из стеклоткани Т-10-80. При
глубине вмятины более 2,5 мм или одностороннем
повреждении лопасти размером до 40 мм ремонт
производят установкой компенсирующей накладки без
разделки поврежденного участка. При этом необходимо
засверлить трещины и разрывы и изготовить
компенсирующую накладку. Компенсирующая накладка
должна быть идентична обшивке ремонтируемой
конструкции по толщине, материалу наполнителя и составу
связующего. Диаметр DH ее определяют по формуле
jDH=Ai + 60Ao6ub где Dn — диаметр зоны повреждения;
Аобщ — толщина ремонтируемой обшивки, мм. Зону
ремонта зачищают шлифовальной шкуркой. Диаметр
зоны зачистки должен на 20 мм превышать диаметр
накладки.
Пробоины заполняют клеевой композицией ВКВ-9,
на склеиваемые поверхности наносят клей ВК-9,
устанавливают накладку и создают давление 0,08 ... 0,2 МПа
(0,8 ...2 кгс/см2).
Односторонние пробоины размером 40... 100 мм и
сквозные пробоины размером до 40 мм устраняют
удалением поврежденных участков, заполнением отверстия
клеевой композицией ВКВ-9 и установкой на клею
ВК-9 компенсирующих накладок.
Лопасти рулевого винта ремонтируют способами,
описанными для одноименных повреждений несущего
винта. Забоины, поперечные риски и царапины на
лонжероне и наконечнике выводятся шлифовальной
шкуркой зернистостью № 5 (рис. 172): в зоне I — на
глубину до 0,05 мм; в зоне II —на глубину до 0,2 мм.

474
Часть 8. Войсковой ремонт
Пробоины стеклопластиковой обшивки в хвостовой
части лопасти размером 15... 30 мм и в количестве не
более трех, если они расположены не ближе 10 мм
к нервюре, кронштейну или лонжерону, заделывают
Рис. 172. Зоны зачистки поврежденных мест на
лонжероне и наконечнике лопасти рулевого винта
приклеиванием дуралюминовой заплаты толщиной
0,3 мм. При наличии пробоины на обтекателе он
подлежит замене. Вмятины на обтекателе глубиной не
более 0,8.мм устраняют его правкой резиновым
молотком.
В полевых условиях также производят ремонт
оковок и деталей их крепления, нагревательной накладки,
противообледенительной системы, приклеивание резины
к стеклоткани между оковкой и обтекателем,
восстановление лакокрасочных покрытий.
Если ремонт лопастей производят постановкой
накладок, то в этом случае определяется статический
момент лопасти относительно оси вращения. После
этого проверяют поперечную центровку, которая в
пределах комплекта может колебаться не более чем на 2 мм.
Если повреждения лопастей больше указанных выше,
то лопасти подлежат замене (комплектом вместе со
втулкой).
Ы. Агрегаты системы управлений, гидро« и йневмосистем475
5.1.2. Втулки несущего и рулевого винтов
Втулка НВ при эксплуатации может получить та-
кие повреждения, как забоины, царапины, трещины,
пробоины, износ, наклеп, бринелирование, коррозия,
Основные детали втулки несущего винта, имеющие
трещины и пробоины, заменяют. Механические
повреждения на нерабочих поверхностях втулки в виде
забоин и царапин до глубины не более 0,5 мм разрешается
не устранять. Забоины, царапины и коррозию до
глубины 0,2 мм на 20... 25% площади рабочей поверхности
деталей втулки зачищают наждачной бумагой с
дальнейшим восстановлением антикоррозионного покрытия.
В случае повреждения основных деталей втулки РВ
производится замена втулки в соответствии с
инструкцией по технической эксплуатации данного типа
вертолета.
5.2. АГРЕГАТЫ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ,
ГИДРО- И ПНЕВМОСИСТЕМ
5.2.1. Тросовое управление
Характерные повреждения тросового управления:
перебитие тросов; заершенность тросов из-за обрыва
отдельных проволок; заломы, вмятины на проволоках
прядей; коррозия, износ, вытяжка троса; ослабление
заделки троса в наконечники; выкрашивание, вмятины,
глубокий износ реборд и рабочих канавок роликов;
неисправности шарикоподшипников направляющих
роликов.
Обрыв не более одной проволоки в пряди или не
более трех проволок на одном метре длины троса
ремонтируют заделкой концов оборванных проволок
внутрь пряди без нарушения при этом плетения
троса. При износе троса, вмятинах, засечках на
нескольких проволоках в пряди, коррозии или наличии нитей
черного цвета, вытяжке или ослаблении заделки
концов троса в наконечниках, обрыве пряди или всего
троса его заменяют.

476
Часть 5. Войсковой ремонт
Новый трос пер^д установкой очищают от
консервирующей смазки и выдерживают в течение 4... 6 мин
под нагрузкой до 60% от разрушающей нагрузки.
Вытяжку производят при температуре 20°С с помощью
н
10,4
8,1
7,6
6,5
5.2
3,9
2,6
7,3
. О
~Z>
j*'
метр
Рис. 173. Схема нагру-
жения и зависимость
прикладываемого усилия
от диаметра троса при
его вытяжке
5D мм
лебедки или ворота (рис. 173). Перед заплетением
троса определяют длину отрезка троса с учетом двух
концов для заплетки и подбирают коуш по диаметру троса
(табл. 52). Трос, прошедший вытяжку, перевязывают
Таблица 52. Подбор коуша по. диаметру гроса
Диаметр троса,
мм
1
1,8...2
2,5...3
3,5...4
4,5...5
5...6
6,5.„7
7
№ коуша
1
2
3
4
5
6
7
8
Размер коуша,
Диаметр
петли
8
9
10
11
12
14
15
16
Ширина
канавки
2
2,5
3,5
4.5
5,5
6,5
7,5
8
мм
Высота
петли
14
15,5
17,5
19
21
24
26
28
Б.2. Агрегаты системы управления, гидро- и пневмосистем47.7

478 Часть 5. Войсковой ремонт
3... 4 витками проволоки в двух местах по
необходимой длине и отрубают зубилом. Коуш разгибают и
вставляют в наконечник тандера.
С помощью специальных приспособлений трос
подготавливают к заплетке, которую выполняют в пять
операций (рис. 174). После заплетки производят
отделку заплетенного троса. Для этого туго натягивают
концы проволок и отгибают их в сторону. Заплетку
обстукивают деревянным молотком и обрезают свободные
концы проволок. Затем обматывают заплетенный
конец троса хлопчатобумажным или льняным шнуром,
укладывая витки плотно друг к другу, пока все
обрезанные концы проволок троса не будут закрыты.
Конец шнура завязывают узлом. После этого трос в
течение 5... 10 мин пропитывают пластичной смазкой
ПВК. Далее производится повторная вытяжка троса
при той же нагрузке с выдержкой 5 мин.
Проводка нового троса по роликам при ремонте
тросового управления затруднительна. Поэтому новый
трос крепят к концу поврежденного, что позволяет
одновременно с выдергиванием старого троса протянуть
по роликам новый.
Забоины, риски, износ роликов тросового
управления устраняют проточкой на токарном станке или
зачисткой канавки шабером (напильником). Канавку
разрешается протачивать не более, чем до глубины,
равной 1/3 диаметра троса, а с боковой поверхности
ролика снимать не более 0,8 мм материала.
5.2.2. Тяги управления
Характерные повреждения тяг управления: риски,
царапины, местная коррозия, пробоины, трещины по
развальцовкам заклепок, ослабление заклепок, переби-
тие тяг и наконечников, осевой хруст подшипников.
Продольные риски, царапины глубиной до 0,1 мм
и местную коррозию зачищают бархатным напильником
(надфилем) или шлифовальной шкуркой № 6 ... 12 с
последующим восстановлением лакокрасочного покрытия.
Заклепки с трещинами по развальцовкам заменяют
новыми, увеличенными по диаметру на 1 мм. Ослабление
6.2. Агрегаты системы управления, гидро- и пневмосистем479
заклепок в местах соединения трубы с наконечником
устраняют подтягиванием заклепок обжимкой,
сделанной по внутреннему диаметру трубчатой заклепки с
конусностью 1 :40. Срыв резьбы на деталях тяг
устраняется надфилем с последующей калибровкой плашкой.
После восстановления резьбы ее промывают бензином
Б-70, высушивают и покрывают лаком ВЛ-725.
Подшипник при хрустящем звуке в работе, а также
при наличии осевого люфта более допустимого выпрес-
совывают и заменяют новым. Перед этим шабером
снимают завальцованную кромку на наконечнике тяги.
Подшипник удаляют с помощью гидравлического или
винтового пресса. Перед запрессовкой нового
подшипника его и наконечник тяги промывают в бензине Б-70,
просушивают сжатым воздухом и смазывают смазкой
ЦИАТИМ-203. Запрессовку производят с помощью
ручного пресса. Запрессованный подшипник кернят
в шестн местах по окружности.
Пробоины тяг ремонтируют постановкой наружного
или внутреннего бужа. Технология включает
следующие технологические операции. Поврежденный участок
тяги длиной не более 50 мм вырезают, торцы срезов
зачищают и скругляют кромки. Буж изготавливают из
того же материала, что и трубу тяги. Толщина стенки
бужа должна быть не менее толщины стенки трубы.
Посадка бужа на трубу тяги должна быть плотной с
зазором не более 0,1 мм. Буж устанавливают на
трубчатых заклепках 3610А-8 или 3560А-6 с длиной стержня
на 3,5 мм больше диаметра склепываемого пакета. На
одной тяге может быть установлено не более одного
бужа. Тяги в случае невозможности установки
наружного бужа по условиям обеспечения зазора (3 мм)
между конструкцией и тягой или в случае отсутствия
труб нужного наружного диаметра ремонтируют с
помощью сплошного внутреннего бужа, который должен
входить в трубу с зазором 0,1 ... 0,2 мм. Технологические
операции постановки и крепления внутреннего бужа
аналогичны операциям постановки и крепления
наружного.
Ремонт тяг управления способом замены
наконечников и стаканов осуществляют в такой
последовательности: снимают поврежденную тягу, предварительно

480 Часть 5. Войсковой ремонт
замерив длину тяги между центрами ушковых болтов.
Высверливают развальцованные головки трубчатых
заклепок. Заклепки удаляют пробойником. Поврежденный
наконечник заменяют новым, выдерживая требуемую
длину тяги. Разворот ушков или вилок тяги не
должен превышать ±1 мм. По отверстиям трубы тяги
сверлят и развертывают в наконечниках отверстия под
заклепки. Наконечник заклепками 3610А-8
приклепывают к тяге. Соединение трубы с наконечником и
стаканом разрешается выполнять болтами 3024А-8. В этом
случае под головку болта и под гайку подкладывают
шайбы 1274С50 из материала Д1 или Д16. Гайки
после затяжки раскернивают в трех точках.
5.2.3. Трубопроводы топливных, воздушных
и гидравлических систем
Наиболее распространенные повреждения
трубопроводов: риски, забоины, вмятины, гофры, овальность,
трещины, пробоины и разрушения. Войсковой ремонт
трубопроводов сводится в основном к устранению
повреждений, показанных в табл. 53.
Незначительные механические повреждения в виде
рисок, забоин, потертостей наружной поверхности
трубопровода устраняют зачисткой, обеспечив плавные
переходы в месте зачистки. Коррозионные повреждения
удаляют шабером или шлифовальной шкуркой.
Участки трубопроводов диаметром до 20 мм,
имеющих вмятины, ремонтируют протягиванием или
проталкиванием технологического шарика под давлением 5...
20 МПа (50... 200 кгс/см2). Шарик продавливается
через ремонтируемый участок постепенным повышением
давления в трубопроводе. Размер шарика выбирают на
0,15 мм меньше внутреннего диаметра трубы.
Вмятины на трубопроводах диаметром более 20 мм,
а также имеющих гофры или овальность, ремонтируют
правкой. Для этого трубопровод заполняют жидким
наполнителем, выбранным в соответствии с табл. 54,
или маслом АМГ-10. Давление создают винтовым
прессом (рис. 175), выбирая его в зависимости от
материала труб (табл. 55).

482
Часть Б. Войсковой ремонт
©
и
о
}S
Б
«
о.
с
при ги
а
ае
«
й
л
т
е
в
о
к
к
h
л
S
■
5
*■
S
з
и
■
Жидкие
Я
се
ВТ
ш
ч
»
«
И
CU
cd
3
О
в
.о
«
о
о
У
«
Ч
О
CQ
К
• U Т. К
sl^sf *§
к* яХJ ч*«
о о. К я ч
о « в« g и х ч
О CN «wll я
ч v ж : н с- is о
* м Я о
i'saSi
я о ч e( |S w
f-— * b о о ч
S« я £ и 4fc-=
Дож в~« 5 g
в ч я £ о н
р в ч 5 &2
»йи8в5
«в «в
№ В*.
as»
freS
sS
ЙяЭ ° кЯЯ
в к Е *5 « к к Ч
R 3 К 5 в ч f о
23хёч5*й
5 " м v °гу В
к
§
>.
я
из «
иэг*. г*.
: г '.
изюю
OCN »
t^CNi-<
Г1
оою
OOIO
00 00 00
1Л
CNO
г~
ИНО
оо
<мо
о-
|-><мго
ffiOcTj
fi
к «
Я Е{
ч я
US
•К-Г
£*
Ч-
is Я
14 л
я я
«я
* СО
в га
со
с о.
я
R *
U Ж
** Sf
&ч
Э «
я ай
0ч •»
.3
5.2. Агрегаты системы управления, гидро- и пневмосистем 483
Правку трубопровода производят на плите. Удары
резиновым молотком наносят с постепенным усилением
Рис. 175. Приспособление для правки трубопровода:
7—винтовой пресс; 2 — заливной штуцер; 3 — манометр; 4—
резиновый молоток; 5 —заглушка; 6 — трубопровод
сначала по краям выпуклости, а затем по ее середине.
После правки трубопровод промывают.
Таблица 55. Рекомендуемые давления жидкости при гибке
и правке трубопроводов, МПа
Внешний/
внутренний
диаметр трубы,
мм
372
4/3
6/4
8/6
10/8
12/1"
14/12
16/14
18/16
20/18
22/20
24/22
27/25
30/28
33/30
35/32
38/35
Материал трубопровода
Х18Н9Т
—
55
40
31
25
22
17
15
13,5
12
11
10
9
12
11
10
Сталь 20А
26
86
26
20
16
13
12
11
9
8,5
8
7
6
9
8,5
8
АМг-М
—
17
12
10
8
7
6
5 г
4,5
4
3,5
3
2,5
4
4
3,5
М2
18
13
20
13
11
9
8
7
6
5
—
—
—
—
—
—
1£*

484
Часть 5. Войсковой ремонт
Трубопроводы с трещинами или пробоинами
заменяют новыми из запасного комплекта либо вновь
изготовленными из полуфабрикатов труб. При отсутствии
запасных трубопроводов или недостатке времени для
J L
а Незакрепляемыи
/-дкладыш
^^ттт'жт)
.UU \\\
Рис. 176. Ремонт трубопровода пайкой:
а — установкой наружного бужа; б — установкой наружного
бужа и незакрепляемого вкладыша
изготовления новых устранение трещин, пробоин, пере-
бития производится при помощи наружных бужей
с применением пайки. Для этого поврежденный
трубопровод снимают с конструкции и с помощью
специального приспособления вырезают поврежденный
участок. Буж изготавливают из того же материала, что и
ремонтируемый трубопровод, с перекрытием
вырезанного участка па (15±1) мм на каждый конец.
Внутренний диаметр бужа должен обеспечить зазор между
трубопроводом и бужем (табл. 56).
Обезжиривание бужа и трубопровода производят
бензином Б-70 или ацетоном. Припой выбирают в
зависимости от соединяемых металлов, способа пайки,
требований по прочности и коррозионной стойкости
(табл. 57). Для удаления окисных пленок и
подготовки поверхности бужа и трубопровода к смачиванию
припоем применяют флюсы (табл. 58).
Обрезанные концы трубопровода соединяются
бужем одним из способом, показанных на рис. 176, со-
S.2. Агрегаты системы управления, гндро- и пневмосистем485
я
S
зор
и
ГО
Припой
« ч
о я
X Я
т о.
О 4>
х н
и га
оя
1
S
а
о
«
m
нпой
С
й о.
2 «
X Н
О ев
О»
S
О
о
6
X
о
X
ч
*3
и
01
•я
а
ч
S
IS
л 3
Чв
о
2
о
g
о
5
5
£
Я
Чд
о ч
о. я
0) Н
и
ю
о
о
о
о
•fi.
CJ
8Я
оо
i ;
1ЙЮ
°.^L
оо
«S
3«
£
8
о
№
о
о
л
к
>>
н
се
с в
ш
3
и
р<
о
а
к*
и
юю
оо
ЮМ
оо
оо
2
X
СЧ
а
«а
&|
О?
S
CI J)
5«
*£
w «*
X ее
QU3
оо
1ГЗЮ
оо
оо
о
3 а
а*
Ю
о
о
о
3
о
о га
О. О
ЯЬ2
оо
Оо
ОО
«я
a
Я
£&
4U
в U,
8
О
■л
о
о
о
я
о
р.
к
2
о
■
о
о
а
ев
8
о
о
■я
a
а
а
X
Я
2
3
Р
CU
к
•в
Я
Я
Я
о
о
8
о
и
* а
ев
3\о
га ф
С) о,
И©
K(J
я
1-
о
«>
IS
№ -я
(- М
о
о
о
о
а
я
Я
о
Я
№
^ 3
Лег
U х
Я
(*
! *

486 Часть 5. Ёойсковой ремонт
Таблица 57. Характеристики припоев
Припой
ВПр 1
ПЖ45 (81)
ПМ38МЛ
ВПр 2
ВПр 4
ПСр 25
ПСр 40
ПСр 45
ПСр 50 Кд
ПСр 70
ПСр 72
ПСр
М068-27-5
Л62
Л68
ЛК62-05
ЛОК62-06-04
ЛОК59-1-03
ЛКН56-03-6
Основа, %
Ni— 27... 30;
Си-66... 70
N1-32;
Си-60,5
N1-4...6;
Сц-51...58
N1-5...6;
Си—68... 73
N1-28...30;
Си—37...42
Ag-25±0,3
Ag-40±1
Ag— 45+0,5
Ag—50±0,5
Ag—70±0,5
Ag—72±0,5
Ag—68
Си—60,5...63,5
Cu-67.,.70
Cu-60,5...63,5
Си—60.. .63
Си—58... 60
Cu-55,5...57,5
Температура, °С
начала

плавления
-
—
—
—
—
745
595
665
—
730
779
770
• 900
909
—
—
полного

расплавления
1150
1200
930 (в
аргоне)
1000 (в
аргоне)
1050 (в
аргоне)
775
600
745
635
755
850
800
905
940
905
905
890
905
применения
Для
нержавеющих ста.
лей
То же
»
»
»
Для
трубопроводов из
меди, латуни.
нержавеющих
сталей
Для сталь-
пых деталей
в термообра-
ботанном
состоянии без
их отжига.
Термостойкое
соединение
{до 400°С)
То же
»
»
Для
титановых спла-
ров по
покрытию ПСр 72
Для меди,
бронзы,
углеродистых
сталей
Для меди
и медных
сплавов
То же
»
»
6.2. Агрегаты системы управления, гидро- и пневмосистем487
Окончание табл. 57
Припой
Медь МО,
Ml
34А
В65
35А
Силумин
П575А
АЛ2
Основа, %
Си-100
А1-65...67
А1-50.5...52.5
А1-72
А1-88.3
А1-79...81
А1-85...89
Температура, "С
начала

плавления
525
490...
500
525
577
550
477
полного

расплавления
„ 1083
530...550
505...510
53В
—
575
600
Область
применения
Для
углеродистых и
легированных
сталей,
никеля и его
сплавов
Для
алюминия и его
сплавов
То же
. »
»
»
»
храняя общую длину трубопровода. На соединение
наносят флюс и припой,. оно нагревается паяльной
лампой. После ремонта трубопровод продувают и
промывают бензином Б-70 или керосином.
Поврежденные участки трубопроводов можно
заменять новыми, присоединяя их к оставшимся частям при
помощи конической развальцовки, соединительных
штуцеров и накидных гаек (рис. 177). При этом способе
ремонта трубопроводов развальцовка является
наиболее ответственной операцией, определяющей надежность
ниппельного соединения. Развальцовка должна
выполняться на конус (рис. 178, табл. 59).
В качестве инструмента для развальцовки труб
применяют комбинированные раскатники и развальцовки,
при помощи которых производят развальцовку
алюминиевых трубопроводов диаметром свыше 14 мм
методами качения и скольжения. Для трубопроводов,
выполненных из сталей 20А и Х18Н10Т, рекомендуется
применять трехроликовую оправку с углом 74°_30». Для
труб из сплава АМГ с наружным диаметром до 14 мм

488
Часть б. Войсковое ремонт
ЛШ>ЛМгя
Рис. 177. Ремонт трубопроводов при помощи
соединительных штуцеров
66 ±7
В
Рис. 178. Раструб конца трубопровода с конической
поверхностью
5.2. Агрегаты системы управления, гидро- и пневмосистем489
it
i5j
Н 3 в
»!'§»
iiallt
g §£ба
§яр S
в в о в aw
ГА
! а а
es(-
« вз _ cs н 2
ч £ я q о ч
«illl!
А я в
* о 9
и в в
ч
4
££
+
ce«
й

Флюс
№ 200 (борная кис-
лота+бура+фторис-
тый кальций)
ИЬ 201 (борная
кислота
+бура+фтористый кальцнй+лига-
тура 4% Mg, 47% A1,
487о Си)
№ 209 (фторбор ат
калня + борный
ангидрид + фтористый
калий обезвоженный)
№ 284 (фторборат
калия+борный
ангидрид +фтористый
калий обезвоженный)
-Vs 188 (фтористый
калий обезвожен-
ный+борная кислота)

Содержание
компонентов,
%
70+21+9
80+14+
+5,5+0,5
23+35+42
40+25+35
40+60
Продолжение табл. 58

Температурный интервал
активности,
°С
850 ... 1150
850 ... 1150
600 ...850
500 ... 850
650 ...850
Назначение
Для пайки
конструкционных
нержавеющих сталей и
жаропрочных сплавов
латунью и
жаропрочными припоями
,Для пайкн
конструкционных
нержавеющих н жаропрочных
сплавов и сталей
припоями с
температурой плавления
850 ... ПОСС
Для пайки
конструкционных и
нержавеющих сталей,
медных н жаропрочных
сплавов серебряными
припоями
То же
Способ приготовления
Компоненты
смешивают н растирают до
состояния пудры
То же
Компоненты
смешивают н растирают до
состояния пудры
То же
Продолжение табл. 58
Флюс

Содержание
компонентов,
%

Температурный интервал
активности,
°С
Назначение
Способ приготовления
№ 34А (хлористый
калий+хлористый ли.
тий-(-фтористый нат-
рий+хлористый цинк)
50+32+10+
+8
420 ... 620
Для пайкн
алюминия и его сплавоз
Взвешенные
составляющие флюса (кроме
хлористого цинка)
смешивают и, поместив в
фарфоровый или корундовый
тигель, расплавляют в
электропечи прн
температуре 600 ... 650"С.
После расплавления
основной массы температуру
снижают до 400 ... 500°С
и прибавляют хлористый
циьк илн хлористый
кадмий. Расплавленный
флюс перемешивают
фарфоровой палочкой и
выливают на противень
из нержавеющей стали.
Застывший флюс
разбивают на куски и
растирают в фарфоровой
ступке или шаровой
мельнице до состояния
пудры

Продолжение табл. 58
со
Флюс

Содержание
компонентов,
%

Температурный интервал
активности,
"С
Назначение
Способ приготовления
Ф380А (хлористый
кялнй+хлористый
литий +фтористый нат-
рий+хлорнстый цинк)
Ф320А (хлористый
калий+хлористый ли-
47+38+5+
+10
28+42+6+
+34
560 ... 620
560 ... 620
Для пайки
алюминия и его сплавов
То же
Взвешеинне
составляющие флюса (кроме
хлористого цянка)
смешивают и, поместив в
фарфоровый или
корундовый тигель,
расплавляют в электропечи при
температуре 600 ... 650аС.
После расплавления
основной массы
температуру снижают до 400 ...
500вС и прибавляют
хлористый цинк или
хлористый кадмий.
Расплавленный флюс
перемешивают фарфоровой
палочкой и выливают на
противень нз нержавеющей
стали. Застывший флюс
разбивают на куски и
растирают в фарфоровой
ступке или шаровой
мельнице до состояния
пудры
То же
Флюс

Содержание
компонентов,
%

Температурный интервал
активности,
"С
Назначение
Окончание табл. 58
Способ приготовления
тий+фтористый нат-
рнй+хлористый цинк)
Ф370 (фтористый
калий+хлористый ка-
лий+фтористый
натри й+хлористый
кадмий)
47+38+5+
+10
420 ... 620
Для пайки
алюминия и его сплавов
Взвешенные
составляющие флюса смешивают
и нагревают в
фарфоровом тигле при темпера-
?уре 600...650вС. Флюс
перемешивают
фарфоровой палочкой и после
расплавления выливают
на противень нз
нержавеющей стали.
Застывший флюс разбивают на
куски к растирают до
состояния пудры
В

494
Часть 5. Войсковой ремонт
Таблица Б9. Геометрические размеры развальцованной част
трубопроводов, мм
Диаметр трубопровода
3
4
6
8
10
12
14
16
18
20
22
24
27
30
33
35
38
2
3
4
6
8
10
12
14
16
18
20
22
25
28
30
32
35
Я,
5,8
7,5
9.0
11,0
13,5
16,3
18.6
20,5
23,5
26,5
27,5
29,0
32,5
35,5
39,0
41,3
44,0
рекомендуется применять пятироликовую. оправку с
углом 73°;t{o'- Ручную развальцовку труб диаметром до
10 мм можно выполнять на винтовом приспособлении.
5.2.4. Гибкие шланги
Шланги с тканевой оплеткой могут иметь
механические повреждения в виде вмятин, забоин на
нерабочих поверхностях ниппелей, муфт, штуцеров
наконечников, которые устраняют зачисткой шабером или
надфилем с последующей обработкой шлифовальной
шкуркой зернистостью № 2... 6 с плавным переходом к
основному металлу. После устранения повреждений
наружные поверхности детали покрывают бесцветным
лаком ВЛ-725 с предварительным обезжириванием
поверхности бензином Б-70.
В.2. Агрегаты системы управления, гидро- и пневмосистем493
Рукава с хлопчатобумажными, лавсановыми
нитяными оплетками с местным сквозным повреждением
стенки рукава ремонтируют в полевых условиях. Если
размер повреждения рукава не превышает 30 мм по
длине и находится на расстоянии 100... 200 мм от
торца муфты наконечника, шланги ремонтируют вырезанием
Рис. 179. Переходник для ремонта шлангов
поврежденного участка рукава с последующей
установкой специального бужа (рис. 179). Для этого острым
ножом вырезают поврежденный участок на расстоянии
10... 15 мм от места повреждения с каждой стороны.
Поверхности торцов рукава в местах разрезов должны
быть перпендикулярны к продольной оси шланга,
ровными, гладкими, без выступания прядей и расслоения
нитяной оплетки.
По внутреннему диаметру ремонтируемого рукава
подбирают переходник с внутренним диаметром канала
и наружным диаметром, равным диаметру резьбы
(табл. 60). На торцах хвостовиков переходника
заусенцы, скосы, неровные края и острые кромки не
допускаются. Конусные поверхности переходника,
предварительно сказанные касторовым маслом или смазкой
ЦИАТИМ-201, ввертывают в канал рукава. Концы
рукава обжимают на переходнике стяжными хомутами.
Длина отремонтированного шланга должна
обеспечивать возможность монтажа его иа вертолете. После
ремонта наружная и внутренняя поверхности шланга
очищаются от загрязнений и остатков смазки
промывкой его бензином Б-70.
При отсутствии переходников, показанных иа
рис. 179, для ремонта шлангов в зависимости от фак-

496 Часть б. Войсковой ремонт
Таблица 60. Размеры переходника для соединения рукавов
в месте выреза поврежденного участка
в< -
ЧаЗ
4
в
8
18
20
й
V
7,0
17
19
tfi
4,5
$.6
8,0
19
21
М
7X1
ЮХ1
12X1
22X1,5
24X1,5
/
32
29
33
27
88
и
4
4
4
7
7
1
78
72
80
96
98
Z)
16,2
19,2
19,6
41,6
41,6
5
И
17
17
S6
S6
dt
7,5
10,5
12,5
23
25
тических давлений, при которых они работают, можно
применять другие переходники, имеющие различную
конфигурацию наружной поверхности: с волнистой
поверхностью до давлений 8 МПа (80 кгс/см8); типа ерш
до давлений 10 МПа (100 кгс/см2); с трапециевидной
поверхностью до давлений 6 МПа (60 кгс/см2); с зи-
говкой на конус до давлений 0,3 МПа (3 кгс/см2).
При местных сквозных повреждениях стенки рукава
вблизи заделки его в наконечник, при вырыве рукава
из заделки наконечника, а также при обнаружении
негерметичности заделки наконечника ремонт шланга
производится путем разборки наконечника, вырезки
поврежденного участка рукава и заделки конца рукава
в наконечник с повторным использованием деталей.
Отремонтированный шланг проверяют на отсутствие
закупорки или сужения, пропуская стальной шарик
через канал переходника и рукава под действием силы
тяжести. Диаметр шарика должен быть меньше
внутреннего диаметра переходника на 0,3 мм для шлангов
с внутренним диаметром рукава 3... 6 мм и на 0,2 мм
для шлангов с внутренним диаметром рукава 8 ... 54 мм.
Герметичность шланга испытывают в течение 10 мин
с выдержкой под давлением, превышающим на 25%
максимальное рабочее давление шланга.
При монтаже на вертолет трубопроводов или
шлангов особое внимание следует обращать на плотность
прилегания развальцовки труб к поверхностям штуце-
5.3 Фюзеляж 497 -
ров. Нельзя во избежание срыва развальцовки
натягивать трубы при их соединении. Нормальная затяжка
■ависит от материала н диаметра трубопроводов
(рис. 180).
Рис. 180. Зависимость
моментов затяжки
ниппельных
соединений от их диаметра
(сплошными
линиями — соединение по
внешнему конусу;
штриховой — по
внутреннему)
6 10 Ш 18 22 of, мм
6.3. ФЮЗЕЛЯЖ
5.3.1. Расчет заклепочного шва
Элементы каркаса фюзеляжа вертолета соединены
между собой преимущественно заклепками, поэтому,
прочность и жесткость этих соединений после ремонта
существенно зависят от качества выполнения
клепальных работ. Основными параметрами заклепочных
соединений являются диаметр d, шаг г, число рядов и
расположение заклепок в рядах, расстояние от центра
заклепки до края детали.
Размеры заклепок выбирают в зависимости от
толщины склепываемых деталей.
Шаг заклепок обычно определяют из условия рав-
нопрочности заклепок согласно табл. 61.
Расстояние оси заклепки от края листа a—2d+2 мм,
а расстояние между рядами *о=»(0,6... 0,8)*. Диаметры
отверстий под заклепки, диаметры заклепок и размеры

498 Часть 5. Войсковой ремонт
Таблица 61. Шаг ааклелок
Диаметр
заклепки, мм
2,0
2,6
3,0
3,5
4,0
5.0
6,0
7,0
8,0
Расстояние от
края листа
до центра
заклепки, мм
5
5
6
7
8
10
12
14
16
Минимальный
шаг между
рядами при
параллельном
расположении, мм
8
10
12
14
16
18
22
26
30
Минимальный
шаг между
рядами при
шахметном

расположении, мм
7
8
9
10
12
14
16
18
20
замыкающих головок выбирают в соответствии
с табл. 62, а сверла для сверления отверстий — в
соответствии с табл. 63.
Таблица 62. Размеры отверстий под заклепки и размеры
вамыкающей головки
Диаметр
стержня за.
клепки, мм
2,0
2,6
3,0
3,5
4,0
5.0
6,0
7,0
8,0
Диаметр
отверстия, мм
V+o.io
2,7+°'1Э
„WO
3,6+°'15
4>1+0,15
5,1+0'15
6,1+°'20
7 j+0.20
8>'2Э
Размеры замыкающей
головки, мм
Диаметр
3,0±0,20
3,9±0,25
4,5±0,30
5,2±0,30
6,0±0,40
7,5±0,50
8,7±0,50
10,2±0,80
11,6±1,00
Наименьшая
высота
0,8
1.1
1.2
1.4
i;e
2,0
2,4
2,8
3,2
5.3. Фюзеляж?
499
Таблица 63. Диаметр сверла при сверлении отверстий под
заклепки
Диаметр за- 9 „
клепки, мм г>ь 3,0
Диаметр сверла, „ „
мм 2,7 3,1
3,5 4,0
3,6
4,1
5,0
5,2
6,0
6,2
Для предотвращения появления местных зазоров,
вспучивания листов т клепку осуществляют от
середины шва к краям (рис. 181). Качество клепки зависит
Рис. 181.
Направления клепки в
заклепочном соединении
от массы молотка и поддержки. Тип молотка в
зависимости от материала и размеров заклепки
выбирают в соответствии с табл. 64, а материал заклепок —
в соответствии с табл. 65,

500
Часть В. Войсковой ремонт
Таблица 64. Выбор типа клепального пневмомолотка
Пневмомолоток
Масса, кг
ЁЯ
П
ча
Толщина
склепываемого пакета при
материале заклепок
я«Я
SAO
2 И (О
КМП-13
КМП-2Э
КМП-31
КМ-32-1
0,035
0,045
0,075
0,150
3
3,5
3,5
3,5d
3d
3d
3d
If
3d
3d
2,5d
2d
2,5d
2d
2,5d
2d
2,5d
2d
Таблица 65. Авиационные заклепки
Стальные высоконагруженные
элементы конструкции (из
стали ЗОХГСА, ЗОХГСНА и др.)
Детали из нержавеющей
стали, работающие при высокой
температуре
Слабонагруженные стальные
детали или соединения
дуралюминовых деталей со стальными
Высоконагруженные дуралю-
ыиновые детали силовых
элементов конструкции
Крепление обшивки и
несиловых дуралюминовых
конструкций
Слабонагруженные детали,
элементы из магниевых сплавов
Детали из сплава АМц
20Г2А
ЗОХГСА
Х18Н9Т (Х18Н8Т)
15 (10)
В65
Д18П
Д19П
АМГ5Н
(отожжевные)
АМц
(отожженные)
Б.З. Фюзеляж 501
5.3.2. Обшивка планера
Характерные повреждения обшивки: царапины,
трещины, пробоины, вмятины, гофры, хлопуны,
ослабление заклёпок.
Рис. 182. Типовой способ ремонта обшивки с трещиной':
1 — засверленные концы трещины; 2— накладка; S — заклепки
Царапины на обшивке планера в процессе
эксплуатации вертолетов допустимы без ремонта при глубине:
до 0,08 мм для обшивок толщиной 0,6... 1,0 мм; до
0,15 мм для обшивок толщиной 1,2... 1,5 мм; до 0,2 мм
для обшивок толщиной 2 мм. При этом края царапин
зачищают и восстанавливают антикоррозионное
покрытие.
Трещины длиной до 50 мм на обшивке
ремонтируют постановкой накладки на поврежденное место. Для
этого концы трещины засверливают сверлом диаметром
3... 5 мм (рис. 182). Накладку прямоугольной формы
с закруглениями по углам изготавливают из материала
той же марки и толщины, что и обшивка, и покрыва-

502
Часть 5. Войсковой ремонт
ют грунтом АК-069 (АК-070). Накладка должна
перекрывать длину трещины на 25... 30 мм. Заклепки
устанавливают с шагом 30 мм в шахматном порядке. Для
трещин длиной менее 30 мм допускается устанавливать
один ряд заклепок.
Трещины длиной более 50 мм на обшивке, а также
пробоины, имеющие размеры в поперечнике до 60 мм,
при отсутствии повреждений силового каркаса
ремонтируют после удаления поврежденного участка
обшивки по правильному контуру (прямоугольному с
закруглениями по углам, круглому или овальному).
Поврежденный участок при толщине обшивки до 2 мм после
высверливания заклепок удаляют с помощью ножниц,
ручного резака, циркульного резака — «перкд? (рис. 183)
или просечными штампами, при толщине обшивки более
2 мм — высверливанием отверстий диаметром 3,5 ...
4,0 мм по контуру выреза с дальнейшей обработкой
краев контура выреза (рис. 184). Для заклепочного
шва оставляют часть старой обшивки на расстоянии
не менее 25... 30 мм от деталей каркаса. Накладку
изготавливают с перекрытием места повреждения на 20 ...
30 мм. Приклепывание накладки производят
заклепками для ударной клепки. При отсутствии
двухстороннего подхода к месту клепки' используют заклепки для
безударной клепки или применяют винты с потайной
головкой и анкерные гайки.
Пробоины размером в поперечнике больше 60 мм
на обшивке ремонтируют в такой последовательности:
вырезают поврежденную обшивку между соседними
шпангоутами н стрингерами; вырезу придают
правильную форму, для чего по углам разметки сверлят
отверстия диаметром 15... 20 мм, с помощью пневматической
ножовки, электролобзика, пневматического зубила или
ножниц для криволинейной резки производят прорезку
прямолинейных участков и высверливание заклепок,
удерживающих поврежденную обшивку; изготавливают
и подгоняют с зазором по стыку с листами оставшейся
обшивки не более 0,5 мм дуралюминовую заплату;
придают заплате кривизну путем выколотки по
шаблону; углы заплаты скругляют по форме выреза, а по
всему контуру снаружи снимают фаску 1X45 ; заплату
покрывают грунтом АК-069 и приклепывают к полкам
Я1 Фюзеляж
503
Рис. 183. Удаление поврежденных участков обшивки:
а — резаком для круговой вырезки обшивки; б — ножницами
для криволинейной резки; / — опорная пластина; 2—центр; 3 —
резцодержатель

604
Часть 5. Войсковой ремонт
шпангоутов и стрингеров по старым отверстиям
заклепками, увеличенными по диаметру на 0,5 мм
(рис. 185); восстанавливают лакокрасочное покрытие.
Рис. 184. Удаление
поврежденной обшнвки
толщиной более 2 мм
последовательным
высверливанием
Волнистость (гофрообразование) обшивки обычно
возникает в пределах конструкционной клетки,
образованной стрингерами, шпангоутами и другими силовы-
•—*•!
:/*1
.^ , TV»?*
т1
Рис. 185. Ремонт обшивки при незначительных
повреждениях:
I — заполнитель; 2 — опорный элемент; 3 — заклепки; 4 —
обшивка
Б.З. Фюзеляж 605
ми элементами каркаса. Причиной этого дефекта
является потеря устойчивости листа обшивки из-за
деформаций конструкций вследствие грубых посадок. При
Рис. 186. Ремонт обшивки, потерявшей устойчивость:
1 — волиы гофра; 2 — подкрепляющий уголок
небольших гофрах (хлопунах) обшивку подкрепляют
уголками, приклепанными с внутренней стороны
(рис. 186). В случае потери устойчивости обшивки на
большом участке ее полностью заменяют в одной или
нескольких клетках.
Ослабление заклепочных швов устраняют
подтягиванием заклепок или их заменой. Ослабленные
заклепки подтягивают дополнительным их расклепыванием.
Допустимое уменьшение высоты замыкающей головки
при этом не должно превышать 0,2... 0,35 мм.
Запрещается подтягивать заклепки, имеющие углубленную
посадку в гнезде, а также при трещинах около
заклепочного отверстия. При замене заклепок диаметр новой
заклепки должен быть на 0,5 мм больше диаметра
ранее установленной заклепки.

606
Часть б. Войсковой ремонт
Вмятины на дуралюминовой обшивке глубиной не
более 10 мм и площадью до 1000 мм2 можно
заделывать пастами на основе эпоксидной смолы. Этот
способ целесообразно применять для заделки не более трех
вмятин на 1 м2. С дефектного участка, включая зону
на расстоянии 20 мм от вмятины, смывкой АФТ-1, СД
или смесью из 30% разжижителя Р-5 и 70% бензина
Б-70 удаляют старое лакокрасочное покрытие.
Поверхность вмятины зачищают, обезжиривают бензином
БР-1 («Калоша») или ацетоном и просушивают в
течение 10... 20 мин. Приготавливают пасту следующего
состава (в частях по массе): эпоксидная смола ЭД-6 —
100; дибутилфталат — 20; полиэтил енполиамин — 10;
железный порошок*—100. Пасту наносят на
поврежденный участок и заглаживают шпателем заподлицо
с обшивкой. Сушку производят в течение 25... 30 ч.
После затвердевания пасты ее поверхность зачищают
шлифовальной шкуркой зернистостью № 16... 12 и
окрашивают.
Если обшивка с вмятинами имеет хороший
двухсторонний доступ к поврежденному участку, то ее можно
ремонтировать правкой деревянным молотком с
помощью поддержек или мешка с сухим песком. Поддерж-
Рис. 187. Ремонт обшивки правкой:
/ — крючок; 2 — винт; 9 — гайкопцстои
S.3. Фюзеляэй S0?
ки подкладывают с внутренней стороны обшивки.
Удары молотком наносят с наружной стороны обшивки
равномерно, начиная с краев вмятины и кончая ее
центром. Правка может быть использована для устранения
небольших вмятин и при одностороннем подходе. При
этом в обшивке сверлится отверстие, в которое
вводится крючок, и производится правка (рис. 187).
После правки отверстие заглушают гайкопистоном и
винтом.
5.3.3. Шпангоуты
Характерные повреждения шпангоутов: трещины
полок и стенок; деформация и нарушение
внешних обводов; пробоины стенок; разрушение
нижней части шпангоутов при вынужденных посадках
или грубых посадках с разрушением передней стойки
шасси.
Трещины длиной 10... 15 мм,'расположенные в
стенке несилового шпангоута на расстоянии не более 20 мм
от полки или выреза, а также отдельные пробоины
диаметром до 10 мм, края которых не имеют трещин
и разрывов, расположенных на расстоянии не менее
25 мм от других отверстий или в одном сечении с
вырезом несилового шпангоута под стрингер, разрешается
не ремонтировать.
Трещины на полках засверливают по концам
сверлом диаметром 2... 3 мм. Устойчивость стенки
шпангоута восстанавливают установкой усиливающего
профиля по максимальной оси «хлопуна». Повреждение
полки шпангоута устраняют следующим образом:
высверливают заклепки крепления полки шпангоута с
обшивкой в зоне повреждения; для восстановления
прочности на профиль шпангоута устанавливают
усиливающую накладку, которую подгоняют по контуру, а
затем приклепывают к профилю шпангоута (при этом
необходимо обеспечить перекрытие накладкой места
повреждения на длине 80 мм). Ремонтные детали
усиления должны быть изготовлены из того же материала,
что и усиливаемые конструктивные элементы. Перед
сборкой шпангоута на всех ремонтных деталях нрпйхо-

508 Часть 5. Войсковой ремонт
димо зачистить риски, забоины и другие дефекты,
после чего эти детали покрывают грунтом АК-069 или
'АК-070.
В.3.4. Стрингеры
Трещины на стенке стрингера локализуют засверли»
ванием концов, если ослабление стрингера за счет
трещины не достигло 10... 12%, а на поврежденное место
Рис. 188. Ремонт стрингера:
/ — усиливающая накладка; 2— обшивка; 3 —стрингер; 4 —
вставка из нового профиля
устанавливают усиливающую накладку из
прессованного профиля. Разрушение одной из стенок стрингера
устраняют в такой последовательности: дефектный
участок вырезают; изготавливают вставку (вкладыш);
приклепывают усиливающую накладку (рис. 188).
Разрушение стрингера по всему поперечному
сечению устраняют установкой вкладыша вместо
удаленного дефектного участка. Для соединения обрезанных
концов стрингера с вкладышем приклепывают с обеих
сторон накладки из прессованного профиля того же
типа. При ремонте нескольких стрингеров стыки
должны быть разнесены так, чтобы в одном сечении не ле-
6.3. Фюзеляж 509
жали два стыка подряд. Не допускается более пяти
стыков стрингеров в зоне между двумя соседними
шпангоутами.
5.3.5. Нервюры
При эксплуатационном или боевом повреждении
нервюр крыла возможны забоины, царапины, трещины
и пробоины полок и стенок, деформация носка или
Рис. 189. Ремонт полки (компенсатора) нервюры:
/ — профиль компенсатора; 2 — нервюра; 3 — заклепка
хвостовика. Пробоины нервюр диаметром не более
20 мм можно не ремонтировать, но число пробоин не
должно превышать на стенке четырех, а на носке —
трех.
Повреждение полки нервюры устраняют следующим
образом (рис. 189). Поврежденный участок стенки
удаляют цилиндрической фрезой, закрепленной в патроне
пневматической дрели. Усиливающую накладку
устанавливают таким образом, чтобы она перекрывала
вырез на ширину однорядного шва, подгоняют вставку
и производят клепку. Разрыв нервюры или пробоину
размером в поперечнике более 150 мм устраняют
постановкой накладки на всю высоту нервюры с
перекрытием по ширине 40 мм на каждую сторону. Клепку

510 Часть 5. ЁоЙсковоЙ ремонт
производят двухрядным швом. Нервюры, у которых
полки изготовлены из прессованных профилей,
ремонтируют так же, как стрингеры.
5.3.6. Гермокабины
Наиболее характерные неисправности гермокабин:
риски, забоины, царапины, пробоины, износ или
разрушение резинового профиля герметизации люков и
дверей, износ или разрушение гермовыводов.
Технологический процесс ремонта гермокабин
определяется физическими свойствами .герметиков
(табл. 66). При использовании _герметиков У-ЗОМЭС-5
и У-ЗОМЭС-10 вертолеты допускают к эксплуатации
через 24 ч после ремонта. Герметики можно наносить
на поверхность с помощью кисти или шпателя, поэтому
метод приготовления герметика зависит от способа
нанесения его на ремонтируемый участок. Приготовление
герметиков производится непосредственно перед
применением при температуре 15... 35°С и относительной
влажности 35... 80% в помещениях с
приточно-вытяжной вентиляцией или на открытом воздухе.
При восстановлении исправности вертолетов
наиболее часто используются герметики У-ЗОМЭС-5,
ВИКСИНТ У-1-18 (У-2-28) и ВИТЕФ-1, состав
которых для двух вариантов нанесения приведен в табл.67.
Царапины и риски глубиной до 0,1 мм на обшивке-
гермокабин можно не ремонтировать. Риски глубиной
0,1 ... 0,4 мм и длиной не более 500 мм зачищают
наждачной шкуркой и обезжиривают салфетками,
смоченными бензином Б-70. После этого изготавливают
накладку толщиной на 20% тоньше, чем толщина
обшивки. На кромках накладки спиливают фаски. С
помощью кисти наносят на зачищенную и обезжиренную
поверхность обшивки герметик слоем толщиной 0,5 ...
0,8 мм. Наружную накладку устанавливают на место
ремонта. В процессе клепки отверстия под заклепки и
сами заклепки смазывают тиоколовой пастой.
Риски и забоины, превышающие по глубине
допустимые, а также пробоины ремонтируют вырезанием
дефектного участка. После подгонки ремонтных деталей
6.3. Фюзеляж
511
К X
£ О
S X
с. "Я
^ о
к
P.KS
Н о
а
h 'чхэоироэ
-оиээнеиж
я о i U
О. и яо
а) <т> н .
Б it»
я2£*
и
* с
Sm£
и С-
\о
£8 о.о
О!
4Sn
5 мн
иШ
+
те
се
о
■S
О
к
*>
3
в
ей
о
я
я
Время
полнме
зации,
Эо
'винэМэяхо
BdXxBdauwai
ы
к
S
оо© о о о р
+++ ++ + +
ооз
I i I
I I
I I
ЙЗЙ ЙЯ 8 58
IOW Ю W
mm
п5п51
ЯР,
>4
в е-
>,>,$» ^(8 В) Я

512
Часть 5. Войскоеой ремонт
о ^
ь 'чхэондоэ
-оиээнеиж
SS о , О
:|
;gssg
la El
С у
язя
И о v
is
SB R« e
§£lb & e R
w -* я* о
° Iе is-1*«
SM о « о >> я «'
fc, Ц К О »- (ч
™ t? ас м
baas
XS.
8 8
I I
S
(O '
+
К о.
+
'винэМэяхо
вйХхвйэииэх
к
S
и
К-г
м-
cQ«N pa
>>
5.3. Фюзеляж 513
^—1; , "л. i.i
Таблица 67. Состав герметиков, применяемых при ремонт*
вертолетов (частей по массе)
Состав герметика
У-ЗОМЭС-б:
паста У-ЗОМЭС-5
паста № 9
дифенилгуаниднн
этилацетат
ВИКСИНТ У-1-18:
паста У-1
катализатор № 18
бензии «Калоша»
ВИКСИНТ У-2-28:
паста У-2
катализатор № 28
жидкость 2КЖ-94
бензии «Келоша»
ВИТЕФ-1:
паста ТФ-1
ласта № !
днфенилгуапидин
Метзд нанесения
. !
шпательный
100
7...9
0,6...1,4
—
100
0,25...0,33
—
100
1,2...2,0
0,7..,2,0
100
12
0,8
кистевой
100
7.. Л
0,5...1.0
20...80
100
0,25...0,33
20...30
100
1.2...2,0
0.7...2,0
20...80
—
—
их обезжиривают бензином сКалоша» или Б-70. После
высыхания бензина, но не позже чем через 10 мин на
ремонтируемые детали накладывают герметизирующую
ленту, которую прикатывают с помощью
полированного стального ролика. Ширина уплотнительной ленты
должна быть на 3... 5 мм больше накладываемой
заплаты. Отверстия в герметизирующей ленте прокалывают
полированными шилами. Клепку производят в такой
последовательности, чтобы было обеспечено натяжение
листа.
Герметичность гермокабин вертолетов
обеспечивается с помощью полых резиновых профилей,
закладываемых между поверхностями двери (люка) и проема. При
износе или повреждении резинового профиля
производят его замену. Для этого удаляют поврежденный
профиль, металлическую поверхность под профилем
зачищают наждачной шкуркой и обезжиривают бензином
Б-70. Новый профиль приклеивают на место старого.
17 Зак. 786

514 Часть 5. Войсковой ремонт
При этом клей Mi 88 наносят сначала на металл, а
через 4... 8 мин — на металл и резиновый профиль.
Спустя 8... 10 мин профиль накладывают на металл и
прикатывают роликом, а при его отсутствии прижимают
рукой. Далее при температуре 17... 20 С и давлении
0,2 МПа (2 кгс/см2) производят выдержку
приклеенного профиля в течение 24 ч.
Технологический процесс ремонта герметичных
выводов состоит из разборки вывода, замены
герметизирующих прокладок, шайб, втулок и профилей. Все
внутренние детали и резиновые кольца перед сборкой
герметичного вывода смазывают смазкой ЦИАТИМ-201.
5.3.7. Детали остекления из органического стекла
и полотняной обшивки стабилизаторов
Царапины, забоины, сколы с поверхностей стекол
устраняют последовательным шлифованием и
полированием. Шлифование выполняют вручную с помощью
тампонов из мягкой хлопчатобумажной ткани. При
глубине повреждения выше 0,2 мм для сокращения
времени рекомендуется шлифовать участок, непосредственно
прилегающий к дефекту, вначале шлифовальной
шкуркой № 3, а затем более тонкими шкурками, например
водостойкой шлифовальной шкуркой М28. Во
избежание оптических искажений радиус шлифуемой
поверхности должен превышать глубину дефекта не менее чем
в 500 раз. При этом глубина шлифования должна
постепенно уменьшаться от центра дефекта к краям
шлифуемой поверхности.
Стекля шлифуют с помощью шлифовальных
порошков зернистостью № 4... 10, последовательно переходя
от более крупного порошка к более мелкому. В
процессе всей работы в зону шлифования добавляют воду
для охлаждения поверхностного слоя стекла. После
шлифования стекло промывают чистой водой до
полного удаления с поверхности абразивных частиц.
Полирование осуществляют пастой ВИАМ-2,
наносимой тонким слоем на обрабатываемый участок. Для
этого хлопчатобумажной салфеткой, смоченной в
мыльном 3... 5% растворе бесщелочного мыла, протирают
Б.З. Фюзеляж 515
'-■gt '--I''- -, "km , ~.i
отшлифованный участок стекла. После «того стекло
промывают чистой водой и досуха протирают
мягкой байкой. На полируемую поверхность стекла
наносят небольшое количество полировальной пасты,
которую перед использованием тщательно
взбалтывают.
Пасту растирают на поверхности стекла
медленными кругообразными движениями с легкими нажимами.
Для предотвращения агрессивного влияния
полировальной пасты на органическое стекло и для снятия
жировой матовой пленки необходимо после окончания
полирования тщательно протереть стекло байковой
салфеткой, удалив остатки пасты. После этого стекло
протирают салфеткой, смоченной сначала в мыльной,
а затем в чистой воде.
Сквозные трещины в стекле засверлнвают по концам
с последующим приклеиванием с внутренней стороны
стекла накладка из органического стекла (рис. 190).
Для этих целей используют циакрин, клей ВК-14 или
2% раствор органического стекла в дихлорэтане
(табл. 68), которые создают прозрачный клеевой шов.
Накладку вырезают из листового органического стекла
толщиной 2... 3 мм. Ширина накладки должна быть
15... 20 мм, а ее длина должна на 20... 30 мм
превышать длину трещины. Форма накладки должна
соответствовать рисунку трещины. Торцевые поверхности
накладки сводят «на ус» (угол 30'). Поверхности
накладки и стекла обезжириваются бензином «Калоша»
или Б-70. Клей наносят тонким слоем на накладку,
которую затем прижимают к участку стекла с трещиной.
В месте склейки с помощью мешочков с песком,
надувных мешков и других приспособлений создают
удельное давление 0,2... 0,5 МПа (2... 5 кгс/см2), и
клеевое соединение выдерживается в течение
нескольких часов.
Сквозные пробоины диаметром до 60 мм на
остеклении ремонтируют постановкой заглушек из
оргстекла. При этом фрезой или сверлом, вставленными
в дрель, поврежденную поверхность обрабатывают для
устранения концентраторов напряжений. Заглушки
вырезают из оргстекла той же толщины, что и основное
стекло. Они могут быть коническими или цилиндриче-
17*

61 в
Часть 5 Войскоеой ремонт
скими. Дальнейший процесс подготовки поверхностей
к склеиванию аналогичен изложенному выше.
Видиздюнаря
на внутреннее
стекло
2x45°
НатЪку плотно]
пригнать к кар-
■ косу фонаря,.
/
а
2x45'
Рис. 190. Ремонт остекления, имеющего трещины:
а —единичные трещины; б—несколько трещин; / — трещина;
2 — усиливающая накладка
Пробоины на остеклении диаметром 60... 150 мм
ремонтируют приклеиванием накладок с обеих сторон
стекла. Разветвленные трещины засверливают по
концам.
В процессе эксплуатации вертолетов часто
повреждается полотняная обшивка стабилизаторов. Наиболее
характерны трещины полотна и его порывы. Ремонт
полотна в этих случаях производят зашиванием
поврежденного участка или заменой ткани.
6.3. Фюзеляж
517
«9
S
«>
гст
а
е
я
ч
<
се
V
ч
м
X
X
*-
ж
а
м
а)
С
<е
X
8
«о
ч
н
ч
&5
&8
P-g
8&
■»
&
Ю
ш
я
&
5
t
«
а
я
С
1
1
¥
h
OS
I
X
S
Ё
?
Хо
Я
V5
а
Ч
о
■
§2
а
и
£
а
5 О
W 1Л
«и
*У3
п :
■ «9
о •>
•к2
■ ft»
s
5
I
я
~ч
1
№
fc Я
* Я
Я
X X
IS1
liSf
§ss
SS
°5s
- щ 8
ж * £
5«- 2
л» ч
e i
•a
4
R ж Я
щщц.

518
Часть 5. Войсковой ремонт
Порывы полотна устраняют в следующем порядке:
на разорванном участке полотна удаляют
лакокрасочное покрытие на расстоянии 50... 60 мм от краев
порыва; после просушки порванный участок сшивают
хлопчатобумажными нитками № 10 швом селочка»
с частотой стежков два-три на 10 мм шва (нитки
должны захватывать полотно на расстоянии 7... 10 мм
от краев порыва); на ремонтируемый участок
наклеивают ленту шириной 30 мм с зубчиками; участок
покрывают двумя слоями аэролака, просушивают в
течение 1 ч, после чего окрашивают.
Замену полотна производят по всему
стабилизатору. Для этого полностью удаляют старую ткань.
Металлическую поверхность стабилизатора, с которой
удалена обшивка, очищают растворителем Р-Б. Из
полотна АСТ-100 вырезают латку. На металлическую
поверхность стабилизатора наносят один слой клея
АК-20. Полотно наклеивают на стабилизатор, тщательно
натягивают и разравнивают. На нее наносят два слоя
грунта АК-069 с последующей просушкой. После этого
в места зазоров и стыков наносят шпатлевку. После
сушки шпатлевку зачищают шкуркой. На
стабилизатор наносят три слоя аэролака А1-Н, а затем
окрашивают его эмалью ХВ-16.
Б.4. ШАССИ
5.4.1. Стальные подкосы стоек
Характерные повреждения стальных подкосов стоек
шасси и хвостовых опор: вмятины, пробоины и
разрушения трубчатых элементов; трещины в сварных швах.
Вмятины с плавными переходами глубиной не более
0,025 и длиной до 0,5 от диаметра подкоса можно не
ремонтировать. Вмятину глубиной до 0,25 от диаметра
ремонтируют постановкой накладки (рис. 191). Для
этого в зоне дефекта удаляют лакокрасочное
покрытие. Металлической щеткой, шкуркой или
шлифовальным кругом обрабатывают поверхность повреждения и
окружающей зоны. Из материала, аналогичного
материалу подкоса, изготавливают накладку. Подварку
В.4. Шасси 519
Рис. 191. Ремонт
вмятины
постановкой накладки:
/ — вмятина; 2 —
накладка; 8 — сварной
шов
накладки выполняют аргоно-дуговой сваркой с
помощью переносных устройств УСПГ-2 или УСПГ-3
(табл. 69).
Таблица 69. Характеристики устройств для аргоно-дуговой
сварки
Параметр
УСПГ-2
УСПГ-3
Род тока
Напряжение
питающей сети, * В
Пределы
регулирования силы
сварочного тока, А
Габаритные
размеры, мм:
устройства газового
блока
Масса, кг
Продолжительность
работы, ч
Постоянный
прямой
полярности (+ иа
детали)
«27
540Х410Х150
540X410X150
28
1.5 ... 2
Постоянный прямой
полярности или пере*
менный
-115 (400 Гц), -27
5 ... Б5
560X450X170
20
Определяется
вместимостью
используемого баллона с
аргоном
• —постоянный ток; — переменный тэк.
Силу тока выбирают в зависимости от диаметра
рольфрамового электрода (табл. 70). Диаметр приса-

520
Часть В. Войсковой ремонт
дочной проволоки для ручной аргоно-дуговой сварки
неплавящимся электродом выбирают в зависимости от
толщины свариваемого материала (табл. 71).
Таблица 70. Сила тока при сварке
Диаметр
вольфрамового
электрода, мм
I...2
3
4
5
6
Сила тока, А
переменного
20...100
100...160
140...220
200...280
250...300
постоянного
65...150
140...280
250...340
300...400
350...400
После подварки накладки шов выводят на
предварительно зачищенную поверхность на длину 9... 10 мм
и зачищают, после чего восстанавливают
лакокрасочное покрытие.
Рис. 192. Ремонт
пробоин (вмятин)
постановкой бужа
косым срезом:
пробоина; 2 —
буж; 8 — сварочный
Вмятины глубиной более 0,25 диаметра либо
пробоины стальных подкосов ремонтируют постановкой
наружных бужей. Целесообразно при ремонте
использовать бужи с косым срезом (рис. 192), т. к. при этом
ослабление подкоса теплом при сварке не
распространяется на все поперечное сечение, как в соединениях
с прямым срезом. Сварку выполняют по той же
технологии, что и при постановке накладки. После
ремонта подкоса его внутреннюю полость смазывают оли-
8.4. Шасси
£21
Таблица 71. Диаметр присадочной проволоки
при сварке, им
Толщина
свариваемого
материала,
мм
Диаметр
проволоки
0,4...0,6
1.0
0.6...0.8
1,0
0,8...1,0
1.0...1.2
1,0...1,в
1,2.. .1,6
1.5...2.0
1.5...2.0
2,0
2...2,5
фой, которую заливают через просверленные перед
ремонтом в подкосе с обоих концов дренажные
отверстия, которые затем заваривают.
Трещины, появившиеся в сварных швах,
подвергают механической обработке для получения V-образной
канавки. Концы трещины засверливают. Подварку
трещин производят с помощью электродуговой сварки во
избежание роста внутренних напряжений.
6.4.2. Амортизационные стойки и колеса
Как правило, повреждения амортизационных
стоек— это износ или деформация деталей цилиндро-
поршневой группы, люфты, негерметичность в местах
уплотнений, пробоины и царапины — в полевых
условиях не устраняют.
Отдельные очаги коррозии на наружной
поверхности цилиндров устраняют зачисткой шлифовальной
шкуркой, смоченной в керосине. После выведения
коррозии поверхности полируют фетровым кругом,
покрытым пастой ГОИ.
Забоины, царапины, риски и коррозию на
нерабочих поверхностях деталей амортизационной стойки
устраняют шабером, напильником или наждачной
шкуркой. Антикоррозионное покрытие, имеющее
повреждение, восстанавливают.
На колесах встречаются повреждения барабана
колеса, тормозов, покрышек и камер. Забоины, надиры
глубиной не более $ мм на наружной поверхности ба-

522
Часть 5. Войсковой ремонт
рабана устраняют шабером или личным напильником
с последующей зачисткой шлифовальной шкуркой. Для
защиты от корроз,ии места повреждения его
обрабатывают раствором следующего состава: вода
дистиллированная — 1 л; селенистая кислота —100 г;
хромистый натрий — 2 г. Далее поверхность покрывают
одним слоем лака АЛГ-1 и окрашивают.
Трещины силуминовых барабанов устраняют арго-
но-дуговой сваркой с последующей механической
обработкой шабером или напильником, селенистой
кислотой и восстановлением лакокрасочного покрытия.
Слабая посадка внешнего кольца роликоподшипника,
повреждения и трещины на нем не допускаются. В этом
случае кольцо из ступицы выпрессовывают и заменяют
новым. Для этого очищают барабан от смазки и
грязи и подогревают его до температуры 190°С. Кольцо
извлекают с помощью съемника. Новое кольцо
подшипника устанавливают в ступицу колеса с тем же
натягом.
5.5. АГРЕГАТЫ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ ■
И ТРАНСМИССИИ
5.5.1. Газотурбинные двигатели
В большинстве случаев поврежденные или
неисправные двигатели подлежат замене исправными. Однако
при необходимости возможен их полевой ремонт.
Компоновочные схемы вертолетных двигателей позволяют
выполнять ремонтные работы как непосредственно на
вертолете, так и в демонтированном состоянии.
Основными видами повреждений двигателей, устранение
которых возможно в полевых условиях, являются
пробоины, трещины, вырывы, деформации корпусных
узлов. Выбор метода устранения повреждений
определяется конструктивно-технологическими особенностями
двигателя, его температурными условиями и видом на-
гружения деталей.
Пробоины в корпусных узлах двигателя устраняют
по следующей типовой схеме: снимают с двигателя
поврежденный узел и разбирают его до обеспечения
подхода к ремонтируемому месту; размечают повреж-
г
5.5. Агрегаты силовой установки и трансмиссии 523
денный участок; удаляют поврежденный слой
материала вокруг пробоины; изготавливают ремонтные детали;
приваривают ремонтные детали, ввертывают пробки,
устанавливают накладки на винтах или заваривают
мелкие пробоины; проверяют качество ремонта;
собирают узел и устанавливают его на двигатель.
Для удаления материала с остаточными
напряжениями, находящегося вокруг пробоины, разметку
поврежденного участка производят с учетом
рекомендаций, приведенных в табл. 72.
Таблица 72. Размеры зоны остаточных напряжений, мм, в
зависимости от максимального размера пробоины d
Материал
Стали
Титановые
сплавы
Магниевые и
алюминиевые
сплавы
Прямой удар
d<10 мм
2...4
4...8
6...12
d>10 мм
4...6
6...14
8...18
Косой удар
d<10 мм
2,5.„6
5...12
7...17
d>10 мм
Б...9
7...20
8...22
Удаление поврежденного участка производят
абразивными кругами. При этом используют
высокооборотные пневмодрели, пневмотурбины (ПШ-0,5; ШР-б;
СП-62500 и др.) или электрические шлифовальные
машины (ИЭ2004АУ2) и круги толщиной 1,5... 2,5 мм,
диаметром 100... 150 мм. Резку ведут с небольшими
усилиями, периодически отводя круг от
обрабатываемой поверхности.
Вставки вырезают из бракованной детали по
форме и размерам разделанных окон и подгоняют по
вырезанным окнам, обеспечивая зазор в стыке не более
0,8 мм. Кромки вставок и окон разделываются под
V-образный шов. Общий угол разделки 70°,
притупление кромки 0... 2 мм, накладка вырезается с
нахлестом по контуру удаляемого участка не менее 10 мм.
Присадочный материал при сварке выбирается

524 Часть 5. Войсковой ремонт
обычно тот же, что и материал свариваемых деталей.
Режимы сварки определяются в соответствии с табл. 73.
Прихватка производится от середины будущего
сварного шва. Установку накладки на винтах производят
при ремонте стальных деталей толщиной не менее Змм
при пробоинах площадью до 30 мм2. Расстояние
между винтами выполняют обычно 30... 40 мм. При
установке накладки поверхность стыковки предварительно
смазывают герметикой ТГ-18. Винты контрят контро-
вочной проволокой КО-0,8.
Пробоины диаметром до 25 мм на корпусных
деталях из алюминиевых и магниевых сплавов
устраняют установкой пробок (вкладышей). Пробоину
разделывают сверлом. В полученном отверстии нарезают
резьбу. Из материала Д16Т или материала корпусной
детали изготавливают пробку, на которой также
нарезают резьбу. Перед заворачиванием пробки резьбу
смазывают клеем следующего состава (в частях по
массе): смола ЭД-16—100; дибутилфталат—15; полиэти-
ленполиамин марки Б4 — 20. После заворачивания
выступающие части пробки срезают заподлицо с деталью
и закернивают снаружи по окружности в трех местах
под углом 120°.
Мелкие групповые пробоины устраняют, вырезав
материал на участке повреждения, с последующей
установкой вставки. Мелкие пробоины и вырывы
материала на корпусах и оболочках из различных сталей
и сплавов с площадью поврежденного участка не
более 20 мм2 устраняют наплавкой металла на пробоину
(рис. 193). Для этого пробоину разделывают,
поврежденное место зачищают. В процессе сварки с обратной
стороны пробоины подкладывают медную пластину
толщиной 6... 10 мм или наносят флюс ВИ13-6
(НЖ-8).
Трещины, появившиеся в корпусных оболочках, за-
сверливают сверлом 2... 3 мм, зачищают и заваривают
с перекрытием каждого конца на 3...6 мм. При длине
трещины более 20 мм производят прихватку с шагом
15... 25 мм.
Вмятины, коробление деталей устраняют ручной
правкой. Ее выполняют металлическими (стальными,
медными, свинцовыми, алюминиевыми) и неметалли-
S.B. Агрегаты силовой установки и трансмиссии 525
W
_ М _ М_ Р»М
50Ci-J .00»-Ji-< «г-и-ч ■ • йгчОнми 10 00 0)00 0
31Л 0014«O 00 05 г*<0 OS <-• »H (COIieeiOiei "» ЧГ Г» Ю 00
1П1Л 0014 to 00
II
<
s ч
0,0
Г
I;
4
to to мооэ^о^ ooosoo ЯЛ0»0»0»
i-Ti-Tio to i-Te^cTer; г* м"еч ео m'mVTm'm'm «««wn
MM OMtOOOtDOM
ИН1ННПИ 1-4 1-4 M »Ч СЧ
gl<:
s^§§wsl§s ill
• ■■.•.. .Ov-i • ■
....... .00 • • •
4<<6i»S .4 моем ■= C5J5
t-i ■S«h .
MUM
JOMMM
8£S!S~£
M 11 »
OOIOO WW
W OrtnMrtfj
i-lrHMci • • ' ■ ■ -ЧТО
ю'о'о'ркэ
о.-Гсч' о"м*
2SKvi 3SS-S
00 О 00 О" О S
о"мо"мм"ю
00 О О М '
о'.м'м'.-Г
2 м
п
III 11
SSn<< -
е3 -и
as ва ■_*»»<
Ч свы<<

626
Часть в. Войсковой ремонт
ческими (деревянными, пластмассовыми, резиновыми)
молотками, гладильниками. Перед холодной правкой
на поверхность ремонтируемого участка наносят
смазку (табл, 74). Смазку № 4 используют при правке
наиболее ответственных деталей. Для ее приготовления
компоненты нагреваются до температуры 90... 100°С.
Правку производят кистевыми, не очень сильными,
ударами молотка. Первые удары наносят под углом
15° вокруг вмятины (коробления). Повторные удары
Рис. 193. Ремонт корпусного узла ГТД наплавкой
металла на пробоину:
1 — контур разделки пробоины; 2— контур наплавки; 3—
присадочная проволока; 4 — медная пластина толщиной 6 ... 10 мм;
6—вольфрамовый электрод; б —сопло горелки
5.S. Агрегаты силовой установки и трансмиссия 527
Таблица 74. Состав смазок, используемых ври холодной
правке деталей
к
о
а
S
о
Компоненты в частях по массе ^
Машинное
масло
Масло
МС-20
Пчелиный
воск
.«
й-»
«I
i
ь
я
■&
■«
о.
U

Касторовое масло
1 Скипидар
Керосин
Детали из алюминиевых сплавов
80
_
—
—
_
60
20
—
—
_
30
20
20
20
20
—
—
30
_
—
30
—
—
20
—
—
_
—
—
—
Детали из сталей
60
—
—
_
40
20
—
_
10
33,3
20
20
33,3
—
—
33,4
1 "~
—
30
1 —
—
30
—
—
20
30
20
—
постепенно приближают к вершине хлопуна. После
правки недопустимы трещины и глубокие риски.
Проверку качества ремонта двигателя выполняют
наиболее простыми и доступными в полевых условиях
методами.
Повреждения агрегатов и систем двигателей
устраняют заменой их исправными. Разрешается ремонт
только коллекторов электрических проводов и
термопар.
5.5.2. Воздушно-масляные и воздухо-воздушные
радиаторы
При дефектации воздушно-масляных и воздухо-воз-
душных радиаторов чаще всего выявляют разрушения,
свищи, трещины, распайку сот; пробоины,
деформацию, забоины, царапины, коррозию на обечайках,
трещины по швам, отложения углеродистых частиц на
сотах и др.

528
Часть 5. Войсковой ремонт
До начала ремонта воздушно-масляные радиаторы
промывают от углеродистых осадков и других
загрязнений. Прежде всего из радиатора сливают все масло
и промывают его керосином. Удаление осадков произ-
Рис. 194. Двусторонняя запайка дефектных сот:
/ — деревянные пробки; 2 — припой ПОС-40 (ПОС-50)
водят с помощью чистого креолина с температурой не
«иже 20... 30°С, который заливают в маслорадиатор
на 10... 15 ч, а затем с помощью насоса подачей 150...
180 л/мин прокачивают через радиатор при частом
изменении направления прокачки (от 6 с до 1,5 мин
в одном направлении). Температура креолина при этом
должна быть 70... 75°С. После промывки креолином
радиатор промывают вначале горячей (температура
75... 80°С), а затем холодной (температура 10... 20°С)
проточной водой. В заключительной операции
радиатор продувают сжатым воздухом.
При ремонте допускается запайка до 3% общего
количества сот. Для этого внутреннюю поверхность
поврежденной соты флюсуют 25% раствором
хлористого цинка, в торцы трубок с обеих сторон
закладывают деревянные пробки. При этом расстояние от края
соты до пробки должно быть не менее 6 мм (рис. 194).
5.5. Агрегаты силовой установки и трансмиссии 529
После этого паяльником производится пайка соты оло-
вянисто-свинцовым припоем ПОС-40. При количестве
поврежденных сот более 3% их заменяют, для чего
нагревают два паяльника и поочередно вставляют
Рис. 195. Ремонт пробоин сот до 10 мм постановкой
накладки:
1 — маслостойкая резина; 2 — металлическая накладка
с обоих концов каждой соты. Через 1 ... 2 мин нагрева
соты вынимают. Новую соту, предварительно облужен-
ную с концов, припаивают припоем ПОС-40 или
ПОС-50.
Пробоины диаметром до 10 мм и трещины
ремонтируют установкой накладок (рис. 195) или
запаивают. Концы трещины предварительно засверливают, а
края пробоины запиливают. Места установки заплаты
и пропайки зачищают, обезжиривают, смачивают
хлористым цинком и запаивают припоем ПОС-40 или
ПСР-45.
18 зек. 78в

530
Часть 5. Войсковой ремонт
Мелкие вмятины глубиной до 3 мм, забоины, риски
на обечайках устраняют зачисткой шабером или
наждачной шкуркой с дальнейшей подпайкой припоем
Рис. 196. Правка вмятин глубиной 2... 6 мм на корпусе
радиатора:
I — медная полоса; 2 — стальной стержень; 3 — пайка
ПОС-40 (ПОС-50) или заполнением пастой К-400.
Вмятины глубиной 2... 6 мм на корпусе радиатора
выправляют припайкой медной петли (рис. 196)
толщиной 1... 1,5 мм и шириной 8... 10 мм в месте
деформации и вытягиванием стенки или ударами молотка по
стержню, вставленному в эту петлю. Удары молотка
направляют от корпуса к стержню.
'Негерметичность воздухо-воздушных радиаторов
устраняют заклеиванием ячеек (рис. 197). Для этого
дефектное место обрабатывают шлифовальной
шкуркой № 4, 5, обезжиривают ацетоном и наносят первый
слой клея БФ-2. При температуре 15... 30°С слой
просушивают в течение 1 ч. Второй слой выдерживают
в течение 15 мин при температуре 55... 60°С.
Изготовленную из дерева (алюминия) заглушку устанавлива-
Б.5. Агрегаты силовой установки и трансмиссии 531
ют на поврежденное место и выдерживают в течение
1 ч при температуре 140 ... 150°С.
Рис. 197. Устранение
негерметичности
воздухо-воздушных радиаторов:
1 — гофрированная пластина;
2 — свищ; 3 — плоская трубка;
4 — заглушка; 5 — слой клея
После ремонта радиаторы промывают, продувают
и проверяют на герметичность. Падение^ давления
воздуха от 0,14 до 0,1 МПа (от 1,4 до 1 кгс/см2) должно
быть за время не менее 8 мин.
18*

532
Часть 5. Войсковой ремонт
5.5.3. Металлические топливные баки
Характерные неисправности металлических
топливных баков: разрушения и пробоины перегородок;
коррозия внутренней поверхности днища, обечаек и
каркаса бака; трещины; вмятины и раздутие и др.
Перед ремонтом топливных баков с целью
предотвращения их взрыва из-за наличия остатков топлива
или его паров производят пропарку баков в течение
2... 3 ч до полного исчезновения запаха топлива или
заполняют баки азотом, углекислотой или аргоном из
баллона, снабженного редуктором. При отсутствии
горячей воды или одного из указанных газов бак
продувают отработанными газами двигателя автомашины
в течение 15... 20 мин. Температура входящих в бак
выхлопных газов должна быть не выше 250СС.
Температуру можно регулировать изменением длины
трубопровода, идущего от двигателя автомашины к баку.
Для ремонта дефектных перегородок и подхода
к ним в баке вырезают отверстие, предварительно
высверливая головки заклепок крепления вырезаемого
участка к полкам перегородок. Усиливающую
накладку вырезают по форме разрушенного участка с
перекрытием его на 40... 50 мм с каждой стороны и
крепят к перегородке двухрядным заклепочным швом.
Поврежденный участок перегородки не удаляют, а
приклепывают его по контуру к накладке. Затем после
ремонта перегородки заделывают вырезанный участок
обечайки.
Пробоины топливных баков площадью до 25 мм2
и трещины длиной до 15 мм устраняют с помощью
сварки без постановки вставок или накладок. Концы
трещины засверливают сверлом диаметром 2... 2,5 мм.
При диаметре пробоин менее 100 мм поврежденный
участок вырезают в виде окружности, после чего отборто-
вывают края стенки бака вокруг отверстия. Высота
отбортовки должна быть 2... 2,5 мм. По размеру
отбортованного отверстия изготавливают вставку с от-
бортовкой. Зазор в стыке отбортовок не должен
превышать 0,5... 1 мм Далее вставку заваривают ацети-
ленокислородной сваркой. Номер горелки выбирают
в соответствии с табл. 75. Угол наклона горелки от»
£.5. Агрегаты силовой установки и трансмиссии 5§3
Ч
О
И!
О
Й
О,
о
Я
к
О
ч
дав
о
боч
я
о.
SE
^
s*i.
н Я
о Ч
а
га
а
Ч
о в*
05-
£ к
5*
§
<и _
к в
С —
2*Й«
и 5
01 «-X
етил
енее
(кгс
ста
ев
га
С
й
слоро
(кгс
я
« 1 ■ Е
щин
ивае
о ме
а, м
ч at- ч
О я О Ч
г- я S га
и н
£•■ 3
йох
§£5
**£ .
я
■_ к
1= Ч
_К щ
t- о.
о
ю
<м
о
ic
ic
СО
1С
ic
о
о
о
о
о
ч*
о
■Ч1
о"
.
о
1С
ic
о
,ч
со
и
t_
о
о)
о
ем
о
СО
э
о
о
о
о
о
^
ic
о
1
ic
о
ic
cn"
т
СМ
S
■ч-
О
м
О*
О
ч<
■Ч1
о
8
о
о
о
о
■ч-
О*
■ч-
сГ
ем
о"
о
тг
LO
оГ
СО
8
t--
о
о
■ч-
о
1С
г~-
о
со
Tf
о
о
о
о
о
■Ч1
СЧ
■ч-
сГ
*n
о"
с^
t-T
о
■ч^
ч-
8
о
<£>
СО
о
о
см
о
■Ч1
t-
о
о
о
о
о
ч-
SN
Tf
о"
с»
о"
о
о
|>г
ю
S
1*-.
о
8
S
ст>
о
ю
о
о
о
о
о
■Ч1
СЧ
■Ч1
о"
<м
о"
оо
о
СО
8
щ.
8
t-
8
со
о
о
а>
о
о
о
о
о
■Ч1
•
CN
Tf
о"
CN
э*
о
со
оо
(■«
8
1С
■Ч"
о
о
со
CN
8
о
№
о
о
СО
to
со
о
1С
со
о
о
■ч
CN
ТР
о
см
о"
о
1С
о"
со
оо
■Ч1
и
f-i
г~
о
о
8
о
в
W
LO
со
о
1С
8
о
■Ч1
•
CN
■Ч1
о"
ем
о
о
о
о
1С
СЛ
\

534 Часть 5. Войсковой ремонт
носительно поверхности свариваемого металла
выбирают в соответствии с табл. 76. В качестве флюса
выбирают флюс АФ-4А. Присадочная проволока берется
из сплава АМц или АК диаметром 4... 5 мм.
Таблица 76. Данные для выбора угла наклона сварочной
горелки
Толщина
свариваемого металла,
мм
Угол наклона
сварочной
горелки, °
<1
20
1...S
30
3...6
40
Б...7
50
7...10
60
Ю...15>15
70
80
При ремонте пробоин диаметром более 100 мм для
придания поврежденному участку бака большей
жесткости и предохранения его от коробления при сварке
выполняют зиговку бака и вставки. После сварки
остатки флюса удаляют с помощью волосяных щеток и
горячей воды температурой 60... 80°С.
Отремонтированный участок пассируют раствором хромового
ангидрида. Окончательную промывку производят горячей
водой.
5.5.4. Мягкие топливные баки
Мягкие топливные баки, имеющие сквозные
пробоины, проколы, порезы, разрывы, демонтируют с
вертолета. После этого внешний слой стенки и протектор на
расстоянии 30... 35 мм от места повреждения срезают.
Поврежденный участок с внешней и внутренней сторон
по периметру аачищают шлифовальной шкуркой
зернистостью № 3 или 4.
Заготовки заплат вырезают из резины внутреннего
слоя забракованного бака с таким расчетом, чтобы они
перекрывали на 25... 30 мм места повреждений.
Склеиваемые поверхности заготовок зачищают шкуркой № 3
или 4 и обезжиривают бензином «Калоша». На
заготовки и ремонтируемые участки наносят клей ВКР-17.
5.6. Оборудование
535
После пятиминутной выдержки наносят второй слой
клея ВКР-17, накладывают заготовки на
ремонтируемые участки с внутренней стороны, прикатывают их
валиком и выдерживают при температуре 18... 35°С не
менее 40 мин. Отставание краев и отслоение заготовок
недопустимы.
В случае повреждения протектированного участка
бака дальнейшие операции ремонта заключаются в
аналогичной подготовке и последовательном приклеивании
с помощью клея 4НБ заготовок из применяемых в
конкретном баке протектирующих слоев (резины марки
Р-16 или губки марки Р-29). При этом края заготовок
должны быть сведены «на ус», а их размеры —
соответствовать вырезу резины на баке. Заготовку из
резины внешнего слоя забракованного бака вырезают
с таким расчетом, чтобы она перекрывала участок сре-
8анного внешнего слоя на 25... 30 мм. Подготовку и
приклеивание заготовки с внешней стороны бака
производят аналогично приклеиванию заготовки с
внутренней стороны. Места приклейки заготовок на
внутреннем и внешнем слоях протирают салфеткой,
смоченной в бензине «Калоша», и просушивают на
воздухе в течение 5... 10 мин. На заклеенные поверхности,
перекрывая заплаты на 10... 15 мм, наносят герметик
У-30МЭС-5 шпательной консистенции слоем толщиной
2... 3 мм. Ремонтируемый участок бака выдерживают
на воздухе при температуре 18... 35°С не менее 24 ч.
Неровности и наплывы герметика удаляют
шлифовальной шкуркой № 60. При необходимости
нанесением клея ВКР-8 при температуре 20°С с выдержкой
10... 30 мин на подложку из клея ВКР-7
восстанавливают озоностойкое покрытие.
5.6. ОБОРУДОВАНИЕ
5.6.1. Электронные блоки оборудования и вооружения
Замену навесных элементов электро- и радиосхем
проводят в следующем порядке: отпаивают выводы
дефектного элемента от контактных стоек или
лепестков; снимают элемент с платы (если он приклеен, для

536
Часть Б. Войскоеой ремонт
растворения мастики применяют дихлорэтан, ее
остатки снимают с платы марлевым тампоном, смоченным
в дихлорэтане); формируют выводы устанавливаемого
элемента с изгибом не менее 3 мм от корпуса,
внутренний радиус изгиба — не менее удвоенного диаметра
вывода; на поверхность платы при необходимости
наносят слой мастики ЛН и устанавливают элемент;
высушивают плату при температуре 20°С в течение 48 ч;
на выводы устанавливаемого элемента надевают
хлорвиниловые трубки длиной на 4 ... 5 мм меньше
расстояния от корпуса до места пайки.
Пайку механически закрепленных выводов
выполняют электропаяльником на 36 В, 50 Вт, припоем
ПОС 61 и флюсом ФКСп, применяя теплоотвод,
который снимают не ранее 10... 15 с после окончания
пайки. При необходимости используют антистатический
браслет. Время пайки не должно превышать 5 с.
Отжатым марлевым тампоном, смоченным смесью
этилового спирта марки А и бензина Б-70 в соотношении
I : 1, промывают место пайки и покрывают его лаком.
Замена изделий микроэлектроники со штырьковыми
и пленарными выводами имеет свои особенности. Для
их демонтажа с помощью ксилола размягчают
влагозащитное покрытие. Удаление лака с паяных
соединений демонтируемой микросхемы (микромодуля)
производят скальпелем с одновременной защитой соседних
элементов микроэлектроники от попадания отходов
лакового покрытия и частиц припоя маской из поли-
винилхлоридной ленты. После удаления ленты
защищавшиеся места промывают спирто-бензиновой смесью.
Выводы микросхемы выпаивают паяльниками,
выбранными по табл. 77, с длинным жалом, заточенным
под углом 25 ... 30°С. Температура жала паяльника не
должна превышать 265°С, а время выпайки одного
вывода — 2 с. Одновременно с касанием жала
паяльника иглой осторожно отделяют вывод микросхемы от
контактной площадки платы и поднимают его на 0,5 ...
1 мм. Выпайку выводов микромодулей из монтажных
отверстий платы производят паяльниками с
вакуумными клапанами отсоса припоя. Рекомендуемые режимы
выпайки показаны в табл. 78. При необходимости
допускается демонтаж микросхемы со штырьковыми вы-
8.6. Оборудование
537
Таблица 77. Характеристики паяльников, применяемых при
ремонте оборудования
Паяльник
Назначение
Микропаяльник
ПЭ1
Паяльник
маломощный ПЭ2
Паяльник
средней мощности
ПЭЗ
Паяльник
повышенной мощности
ПЭ4
<Ю
<30
<100
>100
6; 12
12; 24;
36
36
<2
2,5...4
5...10
36
t>Vi
Лужение
миниатюрных монтажных
элементов и пайка
микромодулей,
микросхем,
толстопленочных матриц,
выполняемых с
применением оптики
Лужение н монтаж
элементов и пайка
соединений всех
электрорадиоизделий,
Еключая микромоду-
ли, микросхемы и
т. д., выполняемые
без применения
оптики
Лужение монтаж,
ных элементов и
пайка соединений
внутри узлового,
блочного,
межблочного, объемного и
печатного монтажа,
гибких печатных и
объемных кабелей
Лужение монтаж*
ных элементов и
пайка соединений, несу*
щих не только
электрические, но и
повышенные механические
и тепловые нагрузки
водами перерезанием выводов кусачками, после чего
выпаивают остаток каждого вывода.
Для удаления микросхемы с платы необходимо
размягчить клей. С этой целью по периметру корпуса
микросхемы под выводами прокладывают тонкий жгут
из бязи, который периодически смачивают хлористым

638 Часть 5. Войсковой ремонт
метиленом. Время размягчения 15... 20 мин. Остатки
клея снимают. Микросхему удаляют с помощью
пинцета.
Таблица 78. Режимы выпайки выводов микромодулей
Параметр
Марка флюса
Марка припоя
Температура паяльника, °С
Время выпайки, с
Интервал времени между вы-
пайкой наиболее удаленных
друг от друга выводов, с
Интервал времени между вы-
пайкой соседних выводов или
предыдущей и повторной вылай-
кой данного вывода, мин
Плоские
микромодули
ФКСп
ПОС 61
270+10
3
120
5
Этажерочные
микромодули
ФПЭт
ПОС 61
270±10
4
20
Б
Выводы устанавливаемой микросхемы формуют
с радиусом изгиба: для штырьковых выводов — не
менее двух диаметров вывода; для пленарных выводов —
не менее двух толщин выводов. Расстояние от корпуса
до центра окружности изгиба должно быть не менее
1 мм. При необходимости лужение выводов
микросхемы производят с обеспечением режимов, указанных
в табл. 79.
При установке микросхемы обеспечивают зазор
между микросхемой и печатной платой, равный 0,7 мм
при приклейке микросхемы клеями и мастиками и
0,3 мм — без предварительной приклейки с
последующим обволакиванием. Микросхему с планарными
выводами устанавливают таким образом, чтобы ее
выводы не выходили за пределы контактных площадок.
Микросхему приклеивают клеем Д9 или мастикой ЛН,
нанесенными на всю плоскость основания корпуса.
Допускается растекание клея или мастики по плате на
расстояние 1 мм за габариты корпуса микросхемы.
Усилие прижатия микросхемы при установке на плату
не должно превышать 0,08 Н/мм2 (8 гс/мм2).
6.6. Оборудование
539
Таблица 79. Допустимые режимы лужения выводов изделий
микроэлектроники
Параметр
Температура
припоя, СС
Время лужения
вывода, с
Допустимое
количество лужений
одного и того же
вывода, раз
Интервал
между двумя
лужениями одного и
того же вывода,
мин
Используемые
флюсы

Интегральные
микросхемы
250_ю
(ПОС 61)
(ПОСК 50)
2
2
5
ФКСп, ФКТ,
Плоские
микромсдули
260...280
2
1
ФПЭт, ФКЭт
Этажерочные
микромодули
235±5
(ПОС 61)
215±10
(ПОСК 50)
1...2
1
ФПЭт
Плоский микромодуль устанавливают на плату с
зазором 1 ... 2 мм. Каждый вывод микромодуля
вставляют в отдельное монтажное отверстие. Изгибы выводов
при монтаже недопустимы. Микромодуль зтажерочной
конструкции устанавливают на печатную плату с
использованием подставки или с зазором 0,8... 1,0 мм.
Выводы обязательно загибают на контактные
площадки платы с противоположной стороны установки
микромодуля.
После проверки правильности расположения
выводов относительно контактных площадок платы на
места пайки наносят флюс. Пайку выводов производят
в шахматном порядке одноразовой или двухразовой
установкой жала паяльника на паяемые поверхности.
Режимы выбирают в соответствии с табл. 80. Флюс
после пайки удаляют вдоль выводов микросхемы
(микромодуля) кистью № 4... 8 или тампоном из бязи,
смоченными в спиртобензиновой (1:1) или спиртофреоно-
вой (1 :19) смеси.

540
Часть 5. Войсковой ремонт
Таблица 80. Режимы лайки изделий микроэлектроники
Параметр
Температура
схержня
паяльника, °С
Время пайки
каждого вывода,
Интервал
между пайками
соседних выводов, с
Флюсы
Микросхемы
с
пленарными вы-
подами
265±10
3
3
ФКСп, ФК1
со
штырьковыми
выводами
280+10
3
3
Микромодули
плоские
260...
28О±10
3
120
\ ФКСп, ФПЭт, ФКЭт
этажероч-
ные
280±10
2
20
ФПЭт
Для восстановления влагозащитного покрытия
кнелью № 4 или бязевым тампоном, смоченными спирто-
бензиновой смесью, места. нанесения покрытия
обезжиривают. Послео выдержки в течение 1 ч при
температуре (25±10)°С на защищаемое место наносят
несколько слоев лака УР-231 с промежуточной сушкой
между слоями в течение 3 ... 4 ч при температуре (60±
:Ь5)°С. Лак УР-231 приготавливают непосредственно
перед применением смешением 100 частей по массе
полуфабриката УР-231 и 18 частей продукта ДГУ.
Приготовленный лак разбавляют до соответствующей
вязкости смесью бутилацетата и ксилола в соотношении
1:4 в зависимости от способа нанесения (табл. 81).
Тае1«-Йца 81- Вязьо«ь лака УР-231 для защитных покрытий
Способ нанесения
Пульверизатором
Кистью
Для
электроизоляционного
покрытия, Ст
14...15
15...17
Для

зионно-стойкого
покрытия, Ст
11...14
11...13
5.6. Оборудование
541
Печатные платы с отслоением или повреждением
печатных проводников ремонтируют заменой печатных
проводников объемным числом не более двух
объемных проводников на плате, имеющей до 100
монтажных отверстий, не более трех — на плате с 100...
300 отверстиями, не более пяти — на плате, имеющей
свыше 300 отверстий.
Объемные проводники прокладывают вдоль
печатного проводника или кратчайшим путем с любой
стороны платы В качестве объемных проводников
используют провод марки МГТФ сечением не более
0,14 мм2 при ширине заменяемого проводника до 2 мм
и сечением 0,35 мм2 при большей, ширине. Если
проводник длиной более 60 мм, его приклеивают клеем
Д9 к плате через 30... 40 мм. При невозможности
закрепления жилы объемного проводника в монтажном
отверстии вместе с выводом навесного
электрорадиоэлемента проводник крепят и паяют на выводе этого
элемента на расстоянии 1 ... 1,5 мм от поверхности
платы. Температура жала паяльника 250... 270°С, время
пайки 1,5... 2 с. На платах с полупроводниковыми
элементами и микросхемами применяют теплоотводы.
При ремонте монтажных отверстий с поврежденной
металлизацией или при повреждении контактной
площадки и нарушении ее связи с печатными
проводниками на двухсторонних печатных платах устанавливают
колонки или пустотелые заклепки в относительном
количестве не более 2% от числа паяных отверстий.
Ремонт корпусов и крышек блоков, переходных и
клеммных колодок, авиационного, радиоэлектронного
оборудования и вооружения, имеющих пробоины,
вмятины, сколы, выкрашивания и т. п., производят сле-
сарно-механическими способами, а также с помощью
клеев, эпоксидных смол и заполнительных паст.
Технология выполнения указанных работ изложена в под-
разд. 5.3.
5.6.2. Электромашинные устройства
Снижение сопротивления изоляции обмоток
электромашинных преобразователей устраняют ах продувкой

542
Часть 5. Войсковой ремонт
от щеточной пыли струей сухого сжатого воздуха
давлением не более 0,15 МПа (1,5 кгс/смг).
Если продувка не помогает, определяют узел,
имеющий низкое сопротивление изоляции. С этой целью
вынимают щетки из гнезд щеткодержателей и
изолируют их от корпуса, отсоединяют все концы, входящие
в коробку управления от машинного агрегата, и
силовые провода. После этого проверяют сопротивление
изоляции корпуса, якоря и щитков.
При низком сопротивлении изоляции якоря
снимают щиты преобразователя, вынимают якорь,
продувают его сжатым воздухом, протирают бязью, смоченной
в бензине Б-70. Если изоляция отсырела, якорь
просушивают в термопечи или с помощью двух
электронагревателей ЭН-1 при температуре 100... 120°С без
подшипников в течение 4... 5 ч. При пробое изоляции
на корпус якорь заменяют новым.
При малом сопротивлении изоляции
щеткодержателей их снимают, удаляют пыль, протирают бязью,
смоченной в бензине Б-70, и просушивают. Щит
промывают и просушивают. После этого щеткодержатели
собирают в щите, производят лакировку всей его
поверхности слоем клея БФ-2 и просушивают щит в
течение 5... 6 ч при температуре 80... 100°С.
Трещины, вмятины, забоины, следы коррозии на
подшипниках устраняют заменой поврежденного
подшипника. Перед установкой новых подшипников их
проверяют и заполняют смазкой ОКБ-122-7. Резиновые
уплотнители подшипников, имеющие потертости,
надрывы, проколы и складки, заменяют.
Подгорание коллекторных пластин и контактных
колец устраняют проточкой их на токарном станке
с частотой вращения шпинделя 450 об/мин и
продольной подачей не более 0,1 мм на один оборот. После
проточки поверхности пластин и коллектора зачищают
наждачной шкуркой № 200 ...220, удаляют заусенцы
и прорезают дорожки коллектора. Глубина дорожки
должна составлять 1 мм. В случае нарушения
соединений на коллекторе места дефектов тщательно
зачищают и пропаивают чистым оловом с канифолью, не
допуская перегрева.
5.6. Оборудование
543
5.6.3. Бортовая электрическая сеть
Вырывы и разрушения изоляционных покрытий
проводов устраняют вставкой тератеновой (термоусажи-
ваемой) трубки, накладкой ленты ЛЭТСАР, резино-
стеклоткани РЭТСАР или накладкой изоляционного
покрытия на основе эмали ЛСП и герметика ВГО-1.
В отдельных случаях используют бандаж,
выполненный нитками № 00 для проводов сечением до 3 мм8 и
нитками «Макей» для сечения свыше 3 мм2.
Использование тератеновых трубок, характеристики
которых приведены в табл. 82, для ремонта изоляции
позволяет не только герметизировать защищаемый
участок провода, но и увеличить его прочность на
разрыв.
Таблица 82. Основные характеристики
термоусажнваемых трубок
Параметр
Диапазон
рабочих температур,
°С
Минимальная
температура
усадки. °С
Поперечная
усадка, не менее, %
ТТЭ-1
—60...+150
170
40
ТТЭ-Н
-60...+150
135
50
РМ-ТУТ-1
-60...+Ю5
1Б0
50
РМ-ТУТ-2
-60...+135
150
50
Диаметр термоусаживаемой трубки выбирают по
наружному диаметру провода с учетом 40... 50%
усадки, длину —с учетом 20% усадки. Трубку отрезают
с одного раза без заусенцев и надевают на провод.
После сдвига трубки на защищаемый участок (при
этом обеспечивают перекрытие участка на 15... 20 мм)
с помощью теплоэлектровентиляторов ТУМС-901
(ТУМ-902) или электронагревателей ЭН-1 или ВЭНТ
(табл. 83) в течение 3...в с производят ее усадку.
Температура воздуха при этом должна находиться
в пределах 150... 200°С. Тератеновые трубки нельзя
устанавливать на острых кромках деталей.

«44 Часть 8 Войсковой ремонт
Ремонт изоляции с помощью накладки ленты
ЛЭТСАР марки «Б» или «А» или резиностеклоткани
РЭТСАР, механические и электрические свойства
которых приведены в табл. 84, позволяет обеспечить
высокие диэлектрические свойства защищаемого участка
провода и его герметизацию. Слой самослипающейся
ленты (ткани) обладает эластичностью и хорошо
удерживается на проводе в диапазоне температур —60...
+290еС.
Таблица 83. Основные данные электронагревателей для
усаДки тератеновых трубок
Параметр
Напряжение питания *, В
Потребляемый ток, А
Температура выходящего
воздуха, "С
Сечение выходного сопла, мм2
Давление воздуха на выходе
яз электронагревателя, МПа
ЭН-1
=24
2...5
150...200.
25
0,1...0,3*»
ВЭНТ
-36
1...4
150...180
12...50
0,1...0,35***
* —постоянный ток; ~ переменный ток.
** Обеспечивается встроенным вентилятором.
*** От постороннего источника сжатого воздуха (от
баллона).
Таблица 84. Свойства ленты марки ЛЭТСАР и
резиностеклоткани марки РЭТСАР
Параметр
Диапазон рабочих
температур, X,
Сопротивление разрыву, МПа
(кгс/см*)
Относительное удлинение, %
Электрическая прочность,
кВ/мм
Удельное объемное
сопротивление, Ом/см
ЛЭТСАР
-60...+200
5(50)
350
20
10»*
РЭТСАР
—60...+250
40(400)
40
20
4-101»
Б.6. Оборудование
645
Защищаемый участок обматывают лентой (тканью)
с перекрытием на половину ширины. В процессе
наложения ленты ее растягивают в продольном
направлении в пределах пластической деформации на 20... 40%
для самовулканизации ее слоев. Время самослипания
в монолитный слой при температуре 20... 25еС равно
20 ...30 мин для ЛЭТСАР и 48 ч для РЭТСАР.
При ремонте изоляции термостойких проводов ленту
ЛЭТСАР применяют совместно с фторопластовой
лентой. Сначала накладывают 2... 3 слоя ленты ЛЭТСАР,
поверх нее 2 слоя фторопластовой ленты, которую
укрепляют в двух местах бандажами из стеклонитей
НС 75/8 шириной до 15 мм, покрываемых клеем
ВС-ЮТ или лаком К-55. Бандажи располагают на
расстоянии 2... 5 мм от края обмотки. Диапазон рабочих
температур отремонтированной изоляции —50 ... +200°С.
Изоляцию оголенной жилы провода,
расположенного в труднодоступном месте, восстанавливают
накладкой изоляционного покрытия на основе эмали ЛСП
или герметика ВГО-1. Эмаль ЛСП наносят на
защищаемый участок кистью или распылителем и
просушивают 10... 30 мин. Диапазон рабочих температур для
изоляционных покрытий ЛСП составляет —90°...
+ 80°С.
Герметик ВГО-1 наносят на предварительно
обезжиренный бензином Б-70 защищаемый участок,
выдавливая его из специальной тубы. Вулканизация
герметика происходит при температуре 18... 20°С через 20...
50 мин после его нанесения за счет влаги,
содержащейся в окружающем воздухе. Образующаяся при этом
кремнийорганическая резина обладает высокими
диэлектрическими свойствами в диапазоне температур
-60...+250°С.
В некоторых случаях провода с частично
оголенной токоведущей жилой ремонтируют накладкой
ниточного бандажа. На предварительно очищенное
оголенное место наматывают 2... 3 слоя изоляционной
ленты ПХЛ-0,2, поверх нее накладывают ниточный
бандаж с обеспечением перекрытия ленты ПХЛ на 3 ...
5 мм в обе стороны по длине провода. Бандаж
покрывают лаком К-55 или клеем БФ-4. Диапазон рабочих

546
Часть 5. Войсковой ремонт
температур отремонтированного провода составляет
-40... +70°С
Повреждения экранирующей оплетки устраняют
вставками из экранирующей оплетки большего
диаметра, закрепляемой проволочным бандажом с
последующей опайкой. При этом на участке длиной 1 м
допускается устанавливать не более двух стыков или
одной вставки экранирующей оплетки.
Элементы защиты проводов ремонтируют
проволочными бандажами, заполнением мест пробоин пастами
и клеями на основе эпоксидных смол.
Ремонт жил проводов является наиболее
ответственной операцией, которую рекомендуется выполнять
способами, указанными в табл. 85.
Таблица 85. Способы стыковки жил и изоляции стыка
Способ
стыковки
Глухой стык
Индивидуальный
разъем
Штепсельный
разъем
«Штырь — гнездо»
Скрутка жил
Сечение провода,
мм2
0,35...2,5
t
+
t
1Л
"С
та
t
+
+
6...13,0
+ 1 1 1 1
16...95
1 1 1 1 +
Способ изоляции

Полихлорвиниловая
трубка
1 1 1 ++
Тератено-
вая
трубка
++ 1 ++
Лента
ЛЭТСАР
1 1 1 ++
Для заделки проводов в глухой стык зачищают
концы стыкуемых проводов. На один из концов
сращиваемого провода надевают защитную трубку из
полихлорвинила длиной 60 мм с внутренним диаметром
на 1... 2 мм большим, чем диаметр провода.
Устанавливают медную втулку глухого стыка 5370А или
5372А и по контрольному отверстию проверяют
правильность положения жилы провода, которая должна
Б.6. Оборудование 547
доходить до середины втулки. Втулку обжимают
специальными клещами, защищают трубкой из
полихлорвинила, которую закрепляют в двух местах по концам
бандажами из ниток № 00 шириной 6 мм,
покрываемыми клеем БФ-4.
Заделку жил проводов в элементы соединительной
арматуры (хвостовики штырей индивидуального
разъема, штепсельного разъема и т. д.) производят
холодным обжатием специальными клещами. Тип
индивидуального разъема выбирают в соответствии с табл. 86.
Таблица 80. Индивидуальные разъемы
Разъем
ИР-1
ИР-2
ИР-3
Сечеиие проводов,
соединяемых
разъемом данного
типа, мм2
0,35 ... 0,88
1,25 ... 1,93
3,00 ... 5,15
Длина

хлорвиниловой или тера-
теновой
трубки для
изоляции разъема,
мм
60
60
80
Усилие
проверки
индивидуального
разъема, Н
(кгс)
15(1,5)
20(2,0)
25(2,5)
Применение пайки токоведущих жил проводов на
борту вертолета ограничено невозможностью доступа
к проводам. В некоторых случаях возникает
потребность в замене наконечников алюминиевых
токоведущих жил силовых фидеров. С этой целью новый
наконечник 5839А, 5840А очищают от грязи, жиров,
окислов травлением в соляной кислоте и облуживают
припоем.
Стыковку проводов с помощью скрутки жил с
опайкой места их соединения разрешается использовать
для проводов сечением не свыше 1,5 мм2. Для
ремонта проводов методом скрутки токоведущих жил
необходимо: снять изоляцию с концов стыкуемых
проводов на участке 20... 30 мм; надеть на провод терате-
новую трубку длиной 60... 80 мм; оголенные участки

548
Часть 5. Войсковой ремонт
жил стыкуемых проводов обезжирить бензином Б-70;
разделить концы жил проводов на две равные по
сечению части и поочередно скрутить между собой пряди
стыкуемых концов жил в противоположных
направлениях; смазать скрутки спирто-канифолевой смесью и
пропаять провода припоем ПСр 2,5 или ПСр ЗКд;
сдвинуть тератеновую трубку на место стыка жил,
обеспечив перекрытие защищаемого участка на 15...
20 мм; произвести термоусадку трубки на проводе.
Эксплуатация такого соединения жил проводов не
должна превышать 25 летных часов эксплуатации
вертолета. Как исключение, допускается перелет вертолета
с места вынужденной посадки на базовый аэродром
без опайки мест стыков. При этом в качестве изоляции
стыка следует обязательно использовать тератеновую
трубку, при термоусадке которой за счет плотного
обжатия проводов в местах стыка в несколько раз
увеличивается усилие разрыва стыка жил.
Места стыка проводов, идущих в одном жгуте,
должны располагаться со смещением друг
относительно друга, чтобы исключить увеличение объема жгута
в одном сечении. Стыки должны располагаться на
прямом участке провода (жгута) между хомутами
крепления с таким расчетом, чтобы при эксплуатации
вертолета этот участок провода (жгута) не прогибался.
В проводах сечением до 8,8 мм2 на всей длине
допускается устанавливать не более пяти стыков или двух
вставок, в силовых проводах сечением свыше 8,8 мм2 —
не более трех стыков или одной вставки изоляции. При
восстановлении изоляции проводов на участке длиной
1 м допускается устанавливать не более четырех
накладок или одной вставки изоляции.
Монтаж отремонтированных проводов или жгутов
бортовой электрической сети необходимо выполнять
на расстоянии не менее: 5 мм от трубопроводов
кислородных систем; 20 мм от трубопроводов масляной,
топливной и гидросистем; 30 мм от труб горячего
воздуха; 10 мм от тяг и тросов систем управления; 10 мм
от подвижных деталей конструкции; 5 мм от блоков
оборудования, установленных на амортизаторах; 8 мм
от агрегатов, имеющих жесткое крепление.
Минимально допустимый внутренний радиус изгиба
5.6. Оборудование
549
одиночного провода должен быть не менее двух
его наружных диаметров. Радиусы изгиба жгутов
проводов должны быть не менее приведенных в
табл. 87.
После монтажа жгутов или проводов с помощью
мегаомметра проверяют сопротивление изоляции,
которое должно быть не менее 1 МОм.
Таблица 87. Минимально допустимые радиусы изгиба жгутов
До
10.
20.
30.
Диаметр
Ш
.20
.30
.40
Свыше 40
жгута, мм
Радиус изгиба жгута, мм
неэкраииро-
ванных
проводов
30
42
62
77
80

экранированных проходов
40
55
85
ПО
120

ПРИЛОЖЕНИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ ВЕРТОЛЕТОВ
СП
Сл
О
Показатель
Взлетная масса, кг:
нормальная
максимальная
Масса перевозимого груза,
кг:
в грузовой кабине,
нормальная
на внешней подвеске,
максимальная
Число:
членов экипажа
пассажиров
Скорость полета при
нормальной взлетной массе,
км/ч:
максимальная
крейсерская
Потолок полета, м:
статический
практический
Ми-2
3 550
3 700
700
800
1
8
210
190
0
4 000
Ми-6
40 500
42 500
6000
8 000
5
60
300
250
0
4 500
Ми-8
ПООО
12 000
2 000
4 000
3
28
250
220
0
4 500
Ми-17
И 000
13 000
2 000
4 000
3
28
250
230
1760
5 000
Ми-24
П 200
11500
1 500
2 400
3
8
315
275
1 750
4 50U
Ми-26
49 500
56 000
15 000
20 000
5
82
295
255
1800
4 600
Ми-34
1200
1250
325
-
1
3
220
185
1600
5000
Ка-26
3 000
3 250
900
900
1
7
160
140
830
4 000
Ка-32
11000
12 600
_
5 000
2
250
230
2 300
5 000
Показатель
Практическая дальность
полета на высоте 500 м при
крейсерской скорости е
нормальной полезной нагрузкой
в грузовой кабине, км
Диаметр несущего винта,
м
Диаметр рулевого винта, м
Длина вертолета с
вращающимися винтами, м
Высота вертолета с
вращающимся рулевым винтом,
и
Ми-2
270
14,5
2,7
17,4
4,5
Ми-6
600
35
6,3
41,8
9,2
Ми-8
475
21,3
3,9
25,2
5,6
Ми-17
495
21,3
3,9
25,3
5,6
Ми-24
450
17,3
3,9
21,3
5,5
Ми-26
500
32
7,6
40
Н
Ми-34
495
10
1,5
11,3
2,75
Ка-26
500
13
—
7,75
4,1
Ка-32
800
15,8
—
15,8
5,4

552
ПРЕДМЕТНЫЙ
Авиагоризонт 377—379, 381.
382
Автомат перекоса 81, 82, 88,
105, IS9, 218—220
Автопилот 104—J 08, 179,
449—456
Амплитуда:
динамических напряжений
185—187
колебаний 32, 38
переменных усилий 229
Балансировка:
боковая 83, 86, 136
на наклонной площадке
136
поперечная 85, 86, 137
продольная 81, 158, 159
путевая 85, 86, 88, 89
Балка хвостовая 214, 247,
248, 250
Бароспидограф 406, 407
Батарея аккумуляторная
337—344
Биение валов 280
Буж 479, 484, 520
Вал:
главного редуктора 202,
272
карданный 308
свободной турбины 272
хвостовой 276. 277. 280
Вариометр 371, 372, 376
Вентиляторная установка
307, 308
Вертлюг 289, 290
Ветер 79, 142, 148, 163, 199
Взлет
по-вертолетному 145, 146—
149
по-самолетному 145, 149,
150
Влагоотделитель 284
Вибрации 197, 215. 251, 252
Винт:
несущий 25, 39, 42, 47, 51,
БЗ, 57, 182
УКАЗАТЕЛЬ
рулевой 55—57, 177. 209—
216
Вираж
правильный 117—120
предельный 118
Вкладыш 185
Вмятина 198
Вода в топливе 318—320
Втулка виита:
несущего 202—209
рулевого 211—215
Высота полета:
абсолютная 374
барометрическая 375
истинная 374
относительная 374
Высотомер 371, 374, 375
Гармоники переменных сил
43, 251
Гаситель пульсаций 236
Генератор:
переменного тока 333, 334
постоянного тока 333, 335
синхронный 336
Герметичность:
гидросистемы 240
кабины 248. 513
пневмосистемы 246
Гидроусилитель 229, 231, 236
Глиссада планирования 153,
154, 174
Горка 122, 123
Гофр 198. 505
Гребень аэродинамический
66
Груз балансировочный 210
Дальность полета:
практическая 77, Б51
техническая 77
Данные летные 71—77
Двигатели вертолета 130—
133, 292
Демпфер:
вертикального шарнира
206-209
путевого управления 238
Предметный указатель
553
Демпфирование 98
Деформации упругие 189
Дистанция взлетная 151,
152
Длина:
пробега 156, 157
разбега 149, 150
Дросселирование двигателей
131, 302—304
Заделка троса 475
Закон управления 298
Закрылок 185, 200
Замок грузовой 289. 290
Запас топлива:
аварийный 80
аэронавигационный 79
гарантийный 77. 79
первоначальный 79
Запасы управления 86—89
Заплата 467. 502, 528, 534,
535
Заправка топливом 309, 310,
313, 314, 315
Запуск двигателей 293—296,
336, 337
Затяжеление винта 115, 132,
133. 148
Зона:
влияния воздушной
подушки 50—52, 72, 146, 147
волнового кризиса 28
застойная 66
обратного обтекания 28
опасная 170, 173
срыва потока 28
Извещатель речевой 446
Источник электрической
энергии:
аварийный 337
аэродромный 337, 340
вспомогательный 336, 337,
348
рторичный 345
основной 335, 336
первичный 333
Кабина:
пассажирская 249
грузовая 249
экипажа 248
Кардан 212, 277
Картер редуктора 220, 222
Качалка 218, 220, 221, 222,
224, 225. 226, 227, 234
Киль 64, 67, 250
Колесо шасси 257, 260—262,
521, 522
Кольцо:
автомата перекоса 219,
220
вихревое 47, 56, 94, 96, 154
Компенсатор взмаха 36—38,
203
Компоновка
аэродинамическая 63
Компрессор 298, 299
Кондиционирование 283—287
Конус лопастей несущего
винта 33, 34
Концентрат пылевой 322
Концентратор напряжений
200
Коробка приводов 277
Коррозия 209, 213, 232, 253—
255
Коэффициент:
безопасности 187
вязкости 13
использования мощности
68, 69
использоваьия ометаемой
площади несущего винта
41
компенсатора взмаха 37.
203
компенсационного датчика
107 "
крутящего момента 42
лобового сопротивления
17, 21, 22, 23, 65—67
махового движения 37
подъемной силы 17, 19,
20, 21, 22. 23, 65—67
полезного действия 41
поперечной силы 46
продольной силы 46
протекания потока через
винт 27, 28
сближения лопастей 60
тяги 42
трения 137
Кризис волновой 24, 25
Критерии устойчивости 91—
f.4
Крутка лопасти 26
Крыло 63, 67
Лампа-фара 368
Лебедка 29Q

554
Предметный указатель
«Ложка» балансировочной
характеристики 81, 94, 95
Лонжерон лопасти:
несущего винта 183, 184,
186, 187, 196, 470
рулевого винта 210, 211,
474
Маневренность 109
Масса:
вертолета 71—76, 111, 550
лопасти 31
Металлизация 225
Механизм:
загрузочный 226
изменения шага рулевого
винта 209
Момент:
гироскопический 54
демпфирующий 38, 54, 99
изгибающий 185
инерции 32, 130
крутящий 46, 268
количества движения 38
поперечный 46
продольный 46
реактивный 56, 62
статический 32, 38
управляющий 53
шарнирный 29, 30, 31, 227
Мощность:
взлетная 69
двигателей 68, 111, 296,
300-304
движения 67
индуктивная 67
потребная 41, 67, 68, 71
профильная 67, 68
располагаемая 41, 68, 71
управления 102
эффективная 68
Муфта:
свободного хода 272—276
шлицевая 277—279, 281
Накладка 473, 501, 508, 509,
515, 518, 528, 532
Наконечник 210, 475, 479,
480
Напор скоростной 16
Напряжения динамические
185-188
Насос:
гидравлический 235, 243
масляный 305
топливный 309, 313
Нервюра 183, 185, 188, 210,
211. 509, 510
Обледенение:
двигателей 323—326
лопастей 183, 184, 211, 364
Обогрев 283, 285, 286
Оборудование:
десантно-транспортное 287,
288
кислородное 430—432
пилотажно-навигационное
371—389
радионавигационное 434—
446
радиосвязное 432—434
санитарное 291
светотехническое 365—371
специальное 446—449
швартовочное 288
Обтекание:
косое 42
нестационарное 20
обратное 28
осевое 40
плоскопараллельное 14
пространственное 14
Обшивка 183, 184, 185, 188,
463, 470, 473, 474. 501—507,
518
Ограничитель свеса 205
Оковка лопасти 184
Оплетка 494, 495, 546
Опора шасси 257, 258, 262—
267
Опрокидывание 260
Ось:
аэродинамическая 33
вращения 25, 31, 33, 45
Отбойник 288
Ответчик самолетный 449
Отсек лопасти 183, 184, 197,
198
Отстой топлива 321
Пайка 484—487, 489—493,
528—530, 536—540. 547
Педали путевого
управления 217
Перегрузка:
боковая 110
нормальная скоростная
ПО, 112
располагаемая 110
тангенциальная 109, 112,
ИЗ, 1И
Предметный указатель
555
Перенастройка частоты
вращения НВ 298
Пикирование 123—126
Планирование 174
Пластина балансировочная
183
Плоскость вращения НВ 25,
32, 37, 40
Плотность:
воздуха II, 70
топлива 316, 317
электролита 340, 344
Площадка посадочная 155,
156, 157
Пневматик 260—262
Подача топлива 299, 302, 314
Подвеска внешняя 157—162,
288—291
«Подрыв» НВ 169, 170,
173-176
Подушка воздушная 146,
147, 155. 156
Поляра профиля 22
Помпаж двигателя 323
Посадка:
на режиме самовращеиия
НВ 173—177
по-вертолетному 155, 156
по-самолетиому 156, 157
Поток воздушный 13
Потолок полета:
динамический 72
практический 72, 550
статический 72, 550
Правка 480, 483, 506, 507,
524, 525, 530
Предохранители 354
Преобразователи 345—348
Приемистость 130, 298, 300
Приемник:
полного давления 371, 373
статического давления 371,
373
температуры 397—401
Провода авиационные 348,
349, 350
Проводка управления 221,
222, 224, 225
Прогиб лопасти 189
Прокрутка холодная 295
Профиль:
лопасти 19—25, 29
полета 80
Радиовысотомер 444—446
Радиокомпас 434—438
Радиостанция:
аварийная 430—431
командная 430—432
связная 430—432
Радиус:
виража 117
винта 26
разворота 117, 129
Разбалансировка 82
Разбег 145, 149, 150
Разворот:
боевой 127, 128
на висении 143, 144
на горке 128, 129
иа рулении 141
форсированный 119, 120
Разгон 150
Рама главного редуктора
268, 272
Раскачка груза 161, 162
Разнос шарниров 46
Раскрутка:
несущего винта 187
свободной турбины 304
Регулировка соконусности
201
Редуктор:
главный 268—272
промежуточный' 268—276
хвостовой 268, 276-
Режим:
взлетный 296, 297
висения 142—145, 169
вихревого кольца 47, 154
комбинированного
управления 105
крейсерский 296
малого газа 296
номинальный 296
работы двигателей 71. 296
самовращеиия 75
самопроизвольного
вращения 144
снижения 152, 153
согласования 108
стабилизации 105
управления 107
Резонанс земной 138
Рычаг управления 216
Самовращение НВ 48
Сближение лопастей 60,
190—193
Свойства НВ:
демпфирующие 54
динамические 53
Сепаратор 321

556 предметный указатель
Сжимаемость воздуха 14,
23—25
Сила:
аэродинамическая 16, 44
инерционная 31
кориолисова 54
лобового сопротивления 17,
120, 157
подъемная 17
поперечная 45, 120
продольная 45
равнодействующая 45, 135
стабилизирующая 135
тяжести 157
управляющая 53
цетробежная 38
центростремительная 120
Синхронизатор мощности
304
Система:
автоматического
управления 298
ближней навигации 438—*
440
внешней подвески 288
гидравлическая 235
. запуска 293
защиты свободной
турбины 304
защиты силовой установки
321—332
кондиционирования 283—
287
нейтрального газа 331,
332
осей координат 109
охлаждения 307—309
пневматическая 243—246
противообледенительная
323—326
противопожарная 326, 327
регистрации параметров
полета 406—427
смазки 304—307
топливная 309—316
управления вертолетов
216—218
управления двигателями
297—304
Скачок уплотнения 14
Скольжение 66
Скороподъемность 73
Скорость:
вертикальная 47, 73
ветра 79
воздушная 372, 442
вращения винта 26
звука 14
индуктивная 27, 40
крейсерская 77
критическая 16
максимальная 71
минимальная 71
наивыгоднейшая 73
обтекания 13
окружная 26
отрыва 149
планирования 76, 174
потока 13, 43
приземления 156, 170
результирующая 43
руления 141
снижения 75, 153
угловая 26
экономическая 77^
Снижение вертолета 152
Соконусность лопастей 201
Соосность валов 280
Соскальзывание 137
Спираль 126
Срыв потока 126
Стабилизатор 64, 250
Стабилизация
автоматическая:
высоты 106
груза на внешней
подвеске 162
крена 106
курса 106
тангажа 105
Створки 249
Стрингер 247, 250
Суфлирование 306
Технологичность зксплуата-
циоиная 313
Топливо 316—321
Топливомер 401—406
Торможение 116
Тормоз:
колес 226, 257
трансмиссии 224
Торсион 204
Траектория полета 109
Трансмиссия 267
Трос:
внешней подвески 289
управления 222
гавартовочиый 199
Турбоагрегат 283, 294
Турбохолодильник 283, 284
Тяга винта 40, 42—44
Предметный указатель 557
Угол:
азимутального положения
лопасти 26
атаки 18, 27
взмаха 27
качания 27, 38
конусности 33
крена 81
наклона траектории 75
отставания 26, 39
планирования 75
скольжения 85
стояночный 258
тангажа 81
установки 26, 37
фазового сдвига 37
Удар лопасти по
конструкции 189
Удлинение лопасти 26
Упор шарнира 205
Управление:
автоматическое 104—108
двигателями 297—304
несущим винтом 53, 216
путевое 217
Управляемость вертолета
101
Упругость лопасти 189
Усилия в системе
управления 228
Устойчивость:
динамическая 99—101
статическая 90—98
с грузом на внешней
подвеске 160
Устройство пылезащитное
321—323
Флаттер лопасти 194. 195
Фюзеляж 246—257
Характеристики:
аэродивамические 42, 63—
67
балансировочные 81—89
эксплуатационные
двигателя 69—71
Хорда профиля 17
Центр:
втулки 25, 31
давления 29
жесткости 29
масс 29
Цилиндр гидравлический 237
Частота вращения: .
несущего винта 26, 297
рулевого винта 55
турбокомпрессора
двигателя 298—301
Число:
Маха 13
передаточное 106
Рейнольдса 13
Чувствительность
управления 102
Шарнир-
вертикальный 25, 203—206
горизонтальный 25, 203,
204
осевой 25, 203—205
Шасси 257—267
Швартовка лопастей 199
Шпангоут 247
Энергия:
кинетическая 111, 172
потенциальная 122
Эффект б^плаиный 59
Эффективность управления
101
Юз колеса 142

ДЛЯ ЗАМЕТОК
Володко А. М. и др.
В 68 Вертолеты: Справочник по
аэродинамике, динамике полета, конструкции,
оборудованию и технической
эксплуатации/А. М. Володко, М. П. Верхозин,
В. А. Горшков; Под ред. А. М.
Володко. — М.: Воениздат, 1992.-^-557 с: ил.
ISBN 5—203—00804—3
Рассмотрены вертолеты одновинтовой и соос-
ной схем. Параметры на иллюстрациях
соответствуют вертолетам типа Ми-8 или Ка-32.
Предназначен для инженерно-технического и
летного состава, преподавателей и учащихся
авиационных учебных заведений.
1305040000—048 й- qi
068{02)-92 ББК 39.54