1
2
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
АРМЕЙСКАЯ АВИАЦИЯ
РУКОВОДСТВО
ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВЕРТОЛЕТА
Ми-26
Введено в действие заместителем главнокомандующего ВВС
по боевой подготовке
МОСКВА
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
2001
3
Рис. 1. Вид вертолета спереди
Рис. 2. Вид вертолета под ракурсом 3/4
4
Рис. 3. Вид вертолета сбоку
5
ВВЕДЕНИЕ
Руководство полетной эксплуатации (РЛЭ) вертолета Ми-26 является основным документом,
содержащим сведения: указания и рекомендации: необходимые для полного использования возможностей вертолета и безопасного выполнения полета в пределах установленных ограничений.
В РЛЭ включены следующие разделы:
Раздел 1. Эксплуатационные ограничения.
Раздел 2. Проверка готовности вертолета к полету.
Раздел 3. Выполнение полета.
Раздел 4. Применение вертолета.
Раздел 5. Особые случаи в полете.
Раздел 6. Основные данные вертолета.
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету.
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования.
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета.
В процессе эксплуатации вертолетов возможно внесение в РЛЭ изменений и дополнений. Изменения производятся заменой листов. Номера подлежащих замене листов в РЛЭ отмечаются в
Листе регистрации изменений. В нижнем внутреннем углу замененного листа указывается номер
изменения (И1, И2 и т.д.). Титульные листы изменений в порядке их нумерации помещаются за
титульным листом РЛЭ.
Настоящее РЛЭ содержит изменения с первого по двадцать третье, а также дополнения, вносившиеся в РЛЭ за период эксплуатации вертолета Ми-26 на декабрь 2000 г.
6
РАЗДЕЛ 1 ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
ОГРАНИЧЕНИЯ
СОДЕРЖАНИЕ
1.1.
1.2.
1.3.
1.4.
1.5.
1.6.
1.7.
1.8.
Масса, центровка .........................................................................................................7
Скорость, высота .........................................................................................................8
Маневренность .............................................................................................................9
Силовая установка, вспомогательная силовая установка .................................... 10
Трансмиссия ............................................................................................................... 11
Запуск и останов двигателей, висение, взлет и посадка ....................................... 12
Прочие ограничения .................................................................................................. 13
Временные ограничения ........................................................................................... 14
7
Раздел I. Эксплуатационные ограничения
1.1. МАССА, ЦЕНТРОВКА
1.1.1. Максимальная взлетная масса ................................................. 56 000 кг.
1.1.2. Максимальная взлетная масса при полетах
с грузом на внешней подвеске
(включая массу груза на подвеске) ......................................... 54 000 кг.
1.1.3. Максимальная масса груза, перевозимого
внутри фюзеляжа ...................................................................... 20 000 кг.
1.1.4. Максимальная масса перевозимого груза;
для внешней подвески......................................................... 20 000 кг;
для одинарного центрального каната длиной 10 м
или 20 м ............................................................................ 15 000 кг;
для двойного центрального каната длиной 1 0 м ................ 20 000 кг.
1.1.5. Предельно допустимые центровки (рис. 7.9):
а) передняя (впереди оси несущего винта):
для полетной массы 45 000 кг и менее ..............................+360 мм;
при взлетной массе 56 000 кг ............................................... +240 мм;
б) задняя (позади оси несущего винта):
для полетной массы 36 000 кг и менее ............................... —325 мм;
при взлетной массе 56 000 кг .............................................. —180 мм.
При промежуточных значениях полетных масс от 36 000 до 56
000 кг допустимые центровки изменяются в соответствии с графиком
(рис. 7.9.).
8
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
1.2. СКОРОСТЬ, ВЫСОТА
1.2.1. Допустимые скорости полета при максимальной взлетной массе 56 000 кг:
максимальная скорость на высотах до 500 м .......................................... 245 км/ч;
минимальная скорость на высотах до 1000 м ...................................... 60 км/ч.
1.2.2. Допустимые скорости полета при нормальной взлетной массе 49 650 кг и менее:
максимальная скорость на высотах до 500 м ........................................ 295 км/ч;
минимальная скорость на высотах до 3000 м ........................................ 60 км/ч.
Примечание. На высотах 50— 1000 м разрешается кратковременно (до 10с) увеличение скорости полета до 310 км/ч.
1.2.3. Минимальная скорость полета на высоте менее 50 м над пересеченным рельефом местности
(лес, овраги) ............................................................................................... 60 км/ч.
1.2.4. Практический (динамический) потолок вертолета:
при максимальной взлетной массе 56 000 кг ....................................... 3600 м;
при перегрузочной взлетной массе 52 800 кг ....................................... 4100 м;
при нормальной взлетной массе 49 650 кг ........................................... 4600 м;
при взлетной массе 44 500 кг ............................................................... 5300 м;
при взлетной массе 35 000 кг ...................................................................6500 м.
Примечание. По тексту РЛЭ в таблицах и на рисунках указаны барометрические высоты в стандартных условиях.
1.2.5. Путевая скорость отрыва и приземления при взлете и посадке no-самолетному независимо
от полетной массы не должна превышать:
при выполнении полетов в горах ........................................................... 80 км/ч;
в остальных случаях ................................................................................. 60 км/ч.
1.2.6. Вертикальная скорость снижения с работающими двигателями
на скоростях менее 60 км/ч .......................................................................не более 3 м/с.
9
Раздел 1. Эксплуатационные ограничения
1.3. МАНЕВРЕННОСТЬ
1.3.1. Максимальная угловая скорость при выполнении разворотов
на висении .................................................................................................. не более 10°/с.
1.3.2. Максимально допустимые углы разворота на висении относительно направления ветра:
при скорости ветра не более 10 м/с ......................................................360°;
при скорости ветра не более 15 м/с ......................................................45°.
ЗАПРЕЩАЮТСЯ развороты на висении при скорости ветра более 15 м/с.
1.3.3. Максимально допустимые углы крена при выполнении разворотов и виражей:
во всем диапазоне допустимых скоростей и полетных масс
вертолета на высотах до 30 м над рельефом местности ........................ 10°;
на скоростях полета до 250 км/ч при нормальной полетной массе
и менее в диапазоне высот от 30 до 1000 м ............................................ 30°;
во всех остальных случаях....................................................................... 20°;
при полетах ночью ....................................................................................15°.
1.3.4. Максимальный темп изменения угла тангажа на переходных режимах полета:
на скорости более 200 км/ч .................................................................. не более 3°/с;
на скорости 200 км/ч и менее ............................................................... не более 5°/с.
10
11
Раздел 1. Эксплуатационные ограничения
1.5. ТРАНСМИССИЯ
1.5.1. Главный редуктор Р-26.
Давление масла в главном редукторе:
на режиме малого газа..........................................................................не ниже 2 кгс/см2;
в полете ................................................................................................. не ниже 2,5 кгс/см2;
при запуске двигателя (в условиях отрицательных температур
наружного воздуха) заброс ...................................................................не более 8 кгс/см2.
1.5.2. Температура масла на входе в главный редуктор:
минимальная, при которой допускается запуск двигателя
без подогрева редуктора ...................................................................... —40 °С;
минимальная для выхода на повышенный режим работы
двигателей при их опробовании ......................................................... —15 °С;
минимальная в полете ..........................................................................+10 °С;
максимально допустимая..................................................................... +90 °С.
1.5.3. Совместная работа двигателей с превышением величин крутящих
моментов 77,5 % за ресурс по условиям прочности главного
редуктора ........................................................................................................ не более 12 мин.
Непрерывная работа двигателей с превышением величин
крутящих моментов 77,5 % ...................................................................... не более 3 мин.
1.5.4. Промежуточный и хвостовой редукторы.
Давление масла:
на малом газе........................................................................................ не менее 2 кгс/см2;
в полете ................................................................................................. 5 + 1 кгс/см2;
при запуске двигателя в условиях отрицательных температур
наружного воздуха допустимый заброс ..............................................не более 8 кгс/см2.
Температура масла:
минимальная (без подогрева при запуске) ..........................................- 40 °С;
максимальная………………………………………………………... +90 °С.
12
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
1.6. ЗАПУСК И ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЕЙ, ВИСЕНИЕ, ВЗЛЕТ И ПОСАДКА
1.6.1. Запуск и останов двигателей, висение, взлет и посадку разрешается производить при скоростях и направлениях ветра, указанных в табл. 1.2.
Таблица 1.2
Допустимая скорость ветра, м/с
Запуск и останов двигателей
Висение, взлет и посадка
Спереди
25
25
Сбоку
Сзади
15
10
10
10
Направление ветра
Развороты на 45° на висении относительно направления метрологического ветра разре шается при скорости ветра не более 15 м/с.
1.6.2. Скорость руления не должна превышать:
на вертолете с нормальной массой и менее ........................................... 20 км/ч;
на вертолете с массой более нормальной .............................................. 10 км/ч.
1.6.3. Руление разрешается при скорости ветра ................................................... не более 15 м/с.
1.6.4. Прогрев, опробование двигателей, руление, висение, взлет и посадку выполнять с включен
ным ПЗУ.
Примечание. В отдельных случаях для увеличения взлетной (посадочной) массы вертолета разрешается производить взлет (посадку) с отключенным эжектором ПЗУ.
13
Раздел 1. Эксплуатационные ограничения
1.7. ПРОЧИЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
1.7.1. Максимально допустимая частота вращения несущего винта в полете на режиме само
вращения при отказе двух двигателей ....................................................... 98 %.
1.7.2. Максимально допустимая частота вращения несущего винта в полете с работающими
двигателями на переходных режимах (не более 15 с)
для всех скоростей, высот и полетных масс (табл. 7.2) ........................... 91—96 %.
1.7.3. Минимально допустимая частота вращения несущего винта в полете с работающими
двигателями на переходных режимах (не более 15 с)
для всех скоростей, высот и полетных масс (табл. 7.2) .......................... 88—81 %,
Примечание. При выполнении длительных полетов по маршруту о условиях нулевых и отрицательных температур
наружного воздуха с использованием планшета ДБ-26 разрешается использование частот вращения НВ в диапазоне
85—88 % без ограничения по времени.
1.7.4. Частота вращения несущего винта при полете с одним отказавшим двигателем
на высотах менее 2000 м, снижении и посадке с полетными массами
менее 40 000 кг ........................................................................................... 86 %.
1.7.5. Минимально допустимая частота вращения несущего винта (провал частоты вращения)
в полете на переходных режимах допускается на время
не более 5с ................................................................................................. 75 %.
1.7.6. Прочность грунта для руления, взлета и посадки по-вертолетному, а также по-самолетному:
для нормальной взлетной массы ........................................................... 5 кг/см2;
для взлетной массы больше нормальной ................................................ 6 кг/см2.
1.7.7. Режим стабилизации барометрической высоты разрешается включать на высотах от 50 м
и выше.
1.7.8. Режим стабилизации скорости разрешается включать на высотах от 100 м и выше на
скоростях полета в диапазоне от 150 км/ч до скоростей на 15 км/ч меньше максимально
допустимых (табл. 7.2.).
1.7.9. Полет с освобожденным управлением при стабилизации угловых положений вертолета,
скорости и барометрической высоты разрешается выполнять на высотах не менее 100 м
над рельефом местности.
1.7.10. Преднамеренные полеты в условиях обледенения разрешаются при температуре наруж
ного воздуха не ниже минус 20 °С.
1.7.11. Минимальная высота покидания вертолета при немедленном введении парашюта в дей
ствие:
с режима висения до скорости полета 120 км/ч ................................... 140 м;
в полете на скорости более 120 км/ч ................................................. 70 м.
14
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
1.8. ВРЕМЕННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
1.8.1. До окончания летных испытаний полеты в условиях обледенения разрешается выполнять до
температуры наружного воздуха —12 °С.
1.8.2. Допустимая максимальная скорость полета на вертолетах до номера 3 4001 212 308 установ
лена:
при нормальной взлетной массе и менее ........................................... 240 км/ч;
при полетной массе более нормальной ................................................ 220 км/ч.
На вертолетах с номером 3 4001 212 308 допустимая максимальная скорость полета
установлена:
при нормальной полетной массе и менее ........................................... 270 км/ч;
при полетной массе более нормальной ................................................ 245 км/ч.
1.8.3. В полете со скоростью 230 км/ч и более не допускать правого скольжения с отклонением
шарика указателя скольжения более 0,5 диаметра.
1.8.4. До проведения конструктивных доработок по устранению неустойчивой работы радиовысо
томера и указателей скорости полеты ночью с транспортированием груза на внешней подве
ске не производить.
1.8.5. До выполнения конструктивных доработок СКВ регулировку температуры воздуха в кабине
экипажа и грузовой кабины производить в ручном режиме.
1.8.6. До проведения конструктивных доработок при транспортировании грузов на внешней под
веске с использованием одинарного центрального каната масса груза не должна превышать
12 000 кг, а величина предельных нагрузок по прибору летчиков — 24 000 кг.
1.8.7. До окончания исследований при температурах наружного воздуха ниже —20 °С допустимую
максимальную скорость полета, указанную в табл. 7.2, уменьшать на значение, численно
равное фактическому значению температуры наружного воздуха по указателю (подразд. 7.3).
15
РАЗДЕЛ 2 ПРОВЕРКА
ГОТОВНОСТИ ВЕРТОЛЕТА К ПОЛЕТУ
СОДЕРЖАНИЕ
2.1.
2.2.
2.3.
2.4.
2.5.
2.6.
2.7.
Общие положения ..................................................................................................... 16
Предполетный осмотр вертолета ............................................................................ 17
Осмотр и предполетная подготовка кабины экипажа........................................... 20
Подготовка к запуску двигателей ............................................................................. 22
Запуск двигателей ...................................................................................................... 23
Прогрев силовой установки ...................................................................................... 25
Опробование двигателей .......................................................................................... 26
16
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
2.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
2.1.1. За полноту и качество подготовки вертолета к полету отвечает бортовой техник.
2.1.2. Проверка готовности вертолета к полету бортовым техником производится в соответствии с
Руководством по технической эксплуатации, Регламентом технического обслуживания и на
стоящим Руководством по летной эксплуатации (РЛЭ).
2.1.3. Бортовой механик непосредственно подчиняется бортовому технику и при подготовке вер
толета к полету выполняет все его указания.
17
Раздел 2. Проверка готовности вертолета к полету
2.2. ПРЕДПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР ВЕРТОЛЕТА
2.2.1. Предполетный осмотр проводится для определения готовности вертолета к полету. Экипаж
производит осмотр вертолета по маршруту, указанному на рис. 2.1.
2.2.2. В процессе предполетного осмотра бортовому технику необходимо:
убедиться, что установлены колодки под колеса главных стоек шасси;
проверить наличие противопожарных средств около вертолета;
осмотреть стояночную площадку, которая должна быть очищена от посторонних
предметов, при наличии пыли — полить площадку водой;
перед началом осмотра снять все чехлы и заглушки, открыть входную дверь, необходимые люки, трапы, крышки капотов двигателей и главного редуктора;
осмотреть снизу лопасти несущего винта и убедиться в отсутствии видимых повреждений, льда и примерзшего снега, в целостности стекол контурных огней;
осмотреть фюзеляж: не повреждены ли обшивка, остекление кабин, стеклоочистители; убедиться в плотности закрытия дверей, грузовых люков, крышек аварийных выходов
в створках грузовых люков; проверить крепление ПВД и чистоту их отверстий (на вертолетах с ППД, кроме того, чистоту отверстий приемников статического давления), а также
крепление антенн; убедиться в целостности стекол АНО, проблесковых маяков и строевых огней;
перед полетом в зону с повышенным содержанием пыли убедиться, что патрубок на
блоке агрегата СКВ подсоединен к фильтру незаглушенным каналом;
проверить шасси: нет ли подтекания масла по штоку амортизационных стоек, правильность зарядки амортизационных стоек и зарядку пневматиков колес по их обжатию, а также отсутствие проворачивания покрышек относительно обода колес по меткам;
убрать трос заземления и уложить его в гнездо;
осмотреть ВСУ, убедиться в чистоте решетки воздухозаборника, отсутствии подтекания масла и топлива на крышке люка, проверить по рискам масломерной линейки количество масла в ВСУ;
осмотреть хвостовую и килевую балки, хвостовую опору, стабилизатор, лопасти рулевого винта и убедиться в отсутствии механических повреждений, льда и примерзшего
снега, следов подтекания смазки;
стравить давление из гидроаккумуляторов вспомогательной гидросистемы и проверить зарядку их азотом;
осмотреть грузовую кабину и убедиться в отсутствии повреждений и деформации
пола, обшивки, дверей, створок, люков; убедиться в наличии и исправности ручных огнетушителей, исправности контровки ручек аварийного сброса дверей и крышек аварийного выхода на створках грузового люка; расстопорить ручки аварийного сброса дверей и
расфиксировать ручки сброса крышек аварийного выхода на створках грузового люка,
снять со стопора ручку замка створок грузового люка;
маршрут осмотра экипажем дополнительный
маршрут осмотра вертолета бортовым
механиком
Рис. 2.1. Схема маршрута предполетного осмотра вертолета экипажем
18
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
при перевозке грузов проверить соответствие загрузки вертолета полетному заданию;
убедиться, что груз размещен в соответствии с центровочной разметкой на борту грузовой кабины и проверить надежность швартовки груза, убедиться, что взлетная масса вертолета с учетом груза, дополнительного оборудования и заправленного в баки топлива не
превышает предельную взлетную массу;
при перевозке груза на внешней подвеске проверить ее исправность и убедиться в отсутствии заеданий скоб или крюков при различных их положениях в захватных узлах на
грузе;
при перевозке людей проверить наличие и крепление десантного или санитарного
оборудования;
проверить количество спирта в баке системы опрыскивания;
перед высотным полетом проверить заправку кислородом;
в перегоночном варианте проверить крепление дополнительных топливных баков, заправку их топливом, убедиться в отсутствии подтекания топлива;
проверить количество масла в маслосистемах промежуточного и хвостового редукторов по рискам на масломерных стеклах;
убедиться в отсутствии течи из трубопроводов гидросистемы, идущих к КАУ рулевого
винта, и из шарниров втулки рулевого винта;
убедиться в чистоте входных устройств ПЗУ и вентилятора. Осмотреть двигатели и
главный редуктор, убедиться в отсутствии течи масла и топлива из агрегатов и трубопроводов, расположенных на них. Проверить количество масла в главном редукторе.
Примечание. При контроле уровня масла в главном редукторе по мерным стеклам отсчет производить по усредненным показаниям уровня масла в обоих горловинах;
убедиться в отсутствии течи масла из агрегатов и трубопроводов гидросистемы, проверить уровень жидкости в ее баках;
убедиться по показаниям манометров в нормальной заправке стационарных баллонов
пожарной защиты;
осмотреть втулку несущего винта и убедиться в отсутствии видимых повреждений,
течи смазки из ее шарниров; проверить уровень масла в подпиточных бачках гидродемпферов;
убедиться в исправности лонжеронов лопастей по отсутствию красных поясков сигнализаторов их повреждения.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае появления в поле зрения красного пояска сигнализатора
полеты ЗАПРЕЩАЮТСЯ;
осмотреть сверху лопасти несущего винта. Для предотвращения повреждения лопасти
при проверке управления вертолетом перед запуском двигателей убедиться, что задний
отсек лопасти не находится над центральным аэродинамическим гребнем концевого отсека капота;
установить дату и номер полета на лицевой стороне блока 6Т1 (при автономном базировании);
закрыть люки и капоты;
закрыть двери грузовой кабины (ручки каждой двери не должны открываться без нажатия на кнопку);
осмотреть кабины экипажа и сопровождающих и убедиться в отсутствии в них посторонних предметов, внешних повреждений приборов, рычагов, ручек, выключателей, переключателей и табло; убедиться, что выключатели находятся в выключенном
положении, переключатели — в исходном, краны закрыты; проверить зарядку воздухом
пневматической системы;
проверить ЭДС аккумуляторов, включить и проверить их исправность;
включить необходимые АЗС, дать команду на подключение аэродромного источника
переменного тока и проверить исправность сигнальных табло, приборов контроля силовой установки, топливомера, подкачивающих и перекачивающих насосов, системы пожаротушения и системы регистрации полета; проконтролировать количество масла в
баках двигателей и топлива в баках и группах.
Примечание. При отсутствии аэродромного источника переменного тока исправность подкачивающих и перекачивающих насосов проверить после запуска ВСУ и включения ее генератора;
снять противоугонное устройство.
Доложить командиру экипажа о готовности вертолета к полету, заправке его систем топливом, маслом, специальными жидкостями и газами.
2.2.3. Командир экипажа перед выполнением предполетного осмотра обязан принять доклад от
бортового техника о готовности вертолета к полету, заправке его систем топливом, маслом,
специальными жидкостями и газами; убедиться в наличии на стоянке противопожарных
средств и отсутствии посторонних предметов, которые MOGJT быть задеты лопастями винтов
или попасть в двигатели.
19
Раздел 2. Проверка готовности вертолета к полету
При внешнем осмотре проверить:
несущий винт — состояние лопастей (нет ли на них видимых повреждений, льда или
примерзшего снега). Убедиться, что задний отсек лопастей не находится над центральным аэродинамическим гребнем концевого отсека капота;
фюзеляж, хвостовую и концевую балки — состояние обшивки и остекления кабин, закрыты ли лючки, капоты двигателей и главного редуктора;
сняты ли чехлы с ПВД (заглушки с ППД) и заглушки с входных устройств двигателей
(ПЗУ), вентилятора, выхлопных труб двигателей и ВСУ, установки ЭКСР-46 и приемников статического давления;
нет ли течи топлива, масла и других жидкостей;
целостность стекол на АНО, световом маяке;
убрано ли заземление вертолета;
стабилизатор — состояние обшивки (нет ли на ее поверхности льда и снега);
рулевой винт — состояние лопастей (нет ли механических повреждений, льда или примерзшего снега), нет ли течи смазки, а также льда или снега на втулке;
шасси — состояние амортизационных стоек (не загрязнены ли штоки, нет ли подтекания рабочей жидкости); правильность зарядки амортизационных стоек, состояние и обжатие пневматиков колес;
грузовую кабину — убедиться в правильности загрузки вертолета; проинструктировать
перевозимых людей о поведении во время полета, сигналах и порядке вынужденного покидания вертолета на земле и аварийного сброса дверей и крышек аварийных выходов;
при необходимости определить старшего группы. Эти обязанности по указанию
командира экипажа может выполнять правый летчик.
2.2.4. Правому летчику в процессе предполетного осмотра проверить:
соответствие загрузки вертолета полетному заданию и ОТКРЫТОМУ ЛИСТУ на перевозимый груз;
правильность размещения груза с учетом допустимых центровок и нагрузок на пол
грузовой кабины;
правильность размещения людей и знание ими команд и сигналов, подаваемых в по лете, а также порядка пользования средствами спасения в аварийной обстановке (по указанию командира экипажа);
правильность размещения раненых;
наличие планшета-блокнота с перечнем сигналов.
2.2.5. Штурману в процессе предполетного осмотра проверить:
сняты ли чехлы с ПВД (заглушки с ППД) и нет ли на их приемниках механических повреждений;
целостность и крепление антенн.
20
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
2.3. ОСМОТР И ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА КАБИНЫ ЭКИПАЖА
2.3.1. Членам экипажа при осмотре и подготовке кабины необходимо:
проверить, нет ли в кабине посторонних предметов;
проверить внешнее состояние приборов;
проверить исправность и положение всех органов управления (все выключатели должны быть в выключенном положении, переключатели — исходном, краны закрыты,
кнопки и выключатели, имеющие предохранительные колпаки, закрыты ими);
снять со стопора механизм аварийного сброса блистера (люка).
Примечание. Аварийный сброс блистеров, люков, крышек и дверей обеспечивается только при расстопоренных рычагах (ручках) аварийного сбрасывания;
проверить исправность привязных ремней, уложить парашют в чашку кресла, занять
свое рабочее место, надеть подвесную систему и закрыть замок парашюта; подогнать и
застегнуть привязные ремни; подсоединить фал парашютного прибора к удлинителю;
подсоединить карабин фала НАЗ к полукольцу на летном обмундировании;
подключить шлемофон к кабелю СПУ;
перед высотным полетом проверить кислородное оборудование;
доложить командиру экипажа о результатах осмотра.
2.3.2. Командиру экипажа необходимо:
перед полетами в закрытой кабине проверить надежность закрытия и открытия шторки;
получить доклады от членов экипажа о результатах осмотра и дать команду экипажу
занять свои рабочие места;
проверить надежность открывания и закрывания сдвижного блистера;
убедиться в плавности перемещения (без заеданий) кранов останова двигателей;
подать команду бортовому технику на включение бортовых аккумуляторов и подключение аэродромного источника электропитания. При отсутствии аэродромного источника переменного тока дать команду на запуск ВСУ и включение ее генератора;
подогнать по росту кресло и педали.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ. Командиру экипажа и правому летчику:
1. При отсутствии давления в гидросистеме и при включенном электро
питании во избежании непроизвольного переключения основной гид
росистемы на дублирующую не прилагать больших усилий на педали.
2. В целях исключения выхода из строя электромеханизма переме
щения кресла нажимной переключатель при подгонке кресла по ро
сту переводить из положения ВНИЗ в положение ВВЕРХ и обратно с
задержкой по времени в нейтральном положении не менее 4 с;
проверить исправность сигнальных табло и установить переключатель ДЕНЬ — НОЧЬ
в необходимое положение;
убедиться в том, что не горит табло СТОПОР СБРОСА БЛИСТЕРА;
дать команду правому летчику на включение СПУ и командной радиостанции;
дать команду борттехнику на включение насосной станции и создание давления в гидросистемах;
проверить плавность хода (без заеданий) ручки управления, педалей, рычага общего
шага и исправность гидродемпфера в путевом управлении;
отрегулировать затяжку фрикциона стопорения рычага общего шага для его перемещения с приемлемыми усилиями без нажатия кнопки стопора, при этом должно исключаться самопроизвольное перемещение рычага общего шага.
Примечание. При проверке плавности хода общий шаг несущего винта не увеличивать более 3° по УШВ;
убедиться в плавности (без заеданий) перемещения рычагов раздельного управления
двигателями и исправности сигнализации их положения по загоранию табло МАЛЫЙ
ГАЗ и ВЗЛЕТ ЗАПРЕЩЕН;
убедиться в работоспособности системы торможения колес;
убедиться по табло на левом щитке приборной доски летчиков в том, что хвостовая
опора в выпущенном положении;
включить и проверить работу речевого информатора, магнитофона и УВИД. Установку
стрелки УВИД на ноль производить через 5 мин (не ранее) после его включения.
Разница в показаниях счетчика давления с фактическим давлением не должна превышать
значений, указанных в разделе 9;
21
Раздел 2, Проверка готовности вертолета к полету
2.3.3.
2.3.4.
2.3.5.
2.3.6.
*
при подготовке к полетам ночью включить и проверить исправность освещения кабины красно-белым светом, подсвет приборов — красным светом, аэронавигационные,
контурные и строевые огни, проблесковые маяки, проверить работоспособность фары;
после окончания проверки дать команду на выключение насосной станции.
Правому летчику необходимо:
проверить надежность открывания и закрывания сдвижного блистера; после
подключения электропитания подогнать по росту кресло и педали;
включить и проверить по команде командира экипажа СПУ и командную радиостанцию;
проверить исправность суммарного индикатора топливомера;
убедиться в том, что не горит СТОПОР СБРОСА БЛИСТЕРА;
включить подсвет приборов и проверить работоспособность фары (при подготовке к
полетам ночью).
Штурману необходимо:
проверить наличие графиков поправок к приборам;
проверить, заведены ли часы и установить точное время на бортовых часах членов
экипажа;
проверить соответствие на высотомерах барометрического давления фактическому
давлению на уровне аэродрома. Разница в показаниях шкалы барометрического давления
высотомера с фактическим давлением на уровне аэродрома не должна превышать значений, указанных в разделе 9;
включить все АЗС;
после подключения электропитания включить подсвет приборов (перед ночным полетом).
Бортовому технику необходимо:
убедиться в легкости хода и надежности закрытия сдвижного блистера на своем рабочем месте;
проверить зарядку пневмосистемы;
включить все автоматы защиты (АЗС) на верхнем пульте;
включить бортовые аккумуляторы и дать команду на подключение аэродромного источника электропитания;
включить регистратор «Тестер-УЗ" в положение РУЧНОЕ;
включить КТП и по загоранию индикаторов ~115 и = 27 убедиться в наличии питания
КТП переменным и постоянным токами;
убедиться, что не горят табло сигнализации открытого положения дверей, люков, грузовых створок, а также табло стопорения дверей, грузовых створок и люков бортового
техника и штурмана;
открыть краны герметизации и системы опрыскивания;
по команде командира экипажа включить насосную станцию и создать давление в
дублирующей, вспомогательной гидросистемах и в системе торможения колес не менее
160 кгс/см2*, после чего станцию выключить;
проверить исправность работы указателей топливомера и количество заправляемого
топлива по группам;
проверить по топливоизмерительному устройству количество заправляемого топлива в
дополнительных баках;
проверить исправность противопожарной системы;
проверить положение вертолета по клиренсу;
проверить исправность сигнального табло МИГАЛКА;
установить переключатель ДЕНЬ—НОЧЬ в необходимое положение.
Бортовому механику необходимо:
проверить исправность погрузочно-разгрузочного оборудования;
проверить исправность оборудования внешней подвески;
проверить крепление груза, размещение в соответствии с допустимой центровкой,
массы и зазоры груза от бортов.
1 кгс/см2 = 0,! МПа
22
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
2.4. ПОДГОТОВКА К ЗАПУСКУ ДВИГАТЕЛЕЙ
2.4.1. Командиру экипажа установить радиосвязь с командным пунктом аэродрома и запросить
разрешение на запуск двигателей.
2.4.2. При подготовке к запуску двигателей командиру экипажа необходимо:дать команду бортовому технику растормозить несущий винт и запустить ВСУ (если
она не была запущена ранее), а наземному персоналу — убрать колодки из-под колес;
убедиться, что рычаги раздельного управления находятся в положении МАЛЫЙ ГАЗ,
горят зеленое табло МАЛЫЙ ГАЗ и красное ВЗЛЕТ ЗАПРЕЩЕН, рычаг общего шага — в
крайнем нижнем положении, ручка управления — в нижнем положении, близком к нейтральному, краны останова двигателей — в положении ОСТАНОВ;
проверить исправность системы контроля перегрева внутренних полостей двигателей,
системы контроля крутящего момента и включить тахометрическую аппаратуру;
установить переключатель рода работ в положение ЗАПУСК, а переключатель ДВИГАТЕЛИ ЛЕВ., ПРАВ. — на запускаемый двигатель; включить БПР и убедиться в погасании табло РУЧНОЕ ОГРАНИЧ.;
дать команду бортовому технику на установку переключателей и выключателей на
щитке СЗТВ в рабочее положение;
убедиться, что выключатель ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ включен и закрыт колпачком;
получить доклад от бортового техника о готовности к запуску; убедиться, что горят
табло ГОТОВ К ЗАПУСКУ.
2.4.3. При подготовке к запуску двигателей бортовому технику необходимо;
растормозить несущий винт;
открыть перекрьшные краны баков № 9 и 10;
запустить ВСУ (если она не была запущена ранее) и включить ее генератор;
на вертолетах, доработанных по ручному переключению электропитания ПОС НВ и
РВ с левого генератора на правый, убедиться, что переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР
ЛЕВ., ПРАВ, на щитке ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК установлен в положение ЛЕВ. и закрыт
предохранительным колпачком;
дать команду на отсоединение аэродромного источника электропитания; убедиться в
закрытии заслонок отбора воздуха от двигателей на ПЗУ и СКВ;
убедиться во включении противопожарной системы;
убедиться, что переключатель КОНДИЦИОНИР. — ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ находится в положении ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ и не горит табло ЗАСЛОНКИ ОТКРЫТЫ;
включить отбор воздуха от ВСУ и проверить его давление в магистрали запуск а;
проверить исправность виброаппаратуры.
Примечание. В полете галетный переключатель на ИВ-300 должен находиться в положении СТ, наИВ-79 — в положении АВТОМАТ;
проверить работу механизма открывания и закрывания поворотных лопаток вентиляторной установки и установить их в необходимое положение; включить
тахометрическую аппаратуру;
убедиться, что переключатель РАСХОД — ЗАПРАВКА находится в положении РАСХОД;
открыть пожарный кран двигателя;
ч
включить подкачивающие и перекачивающие насосы; доложить
командиру экипажа о готовности к запуску двигателя.
Примечание. При необходимости аэродромный источник переменного тока разрешается не отключать до включе ния в работу генераторов.
23
Раздел 2. Проверка готовности вертолета к полету
2.5. ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ
2.5.1. Запуск, прогрев, опробование и останов двигателей разрешается производить только летчи
ку, при этом экипаж должен находиться на своих рабочих местах.
2.5.2. Перед запуском двигателя установленным сигналом дать команду бортовому механику (чле
ну наземного экипажа) «От винтов» и, получив ответ «Есть от винтов», на 1—2 с нажать
кнопку ЗАПУСК, включить секундомер и открыть КРАН ОСТАНОВА ДВИГАТЕЛЯ. Дви
гатель автоматически должен выйти на режим малого газа. Время запуска (к моменту дости
жения Пвд = 60 %) не должно превышать 60 с.
2.5.3. В процессе запуска летчику проконтролировать:
вступление в работу автоматической панели запуска (АПД) по загоранию табло АВТОМАТ РАБОТАЕТ;
открытие электромагнитного клапана подачи воздуха к стартеру по загоранию табло
СТАРТЕР ЛЕВ. (ПРАВ.) и начало раскрутки КВД по прибору. Если через 5 с после начала запуска клапан не откроется, то цикл запуска автоматически прекратится по команде
от АПД;
воспламенение рабочего топлива по показаниям температуры газов за турбиной КНД
через 21—25 с после начала запуска;
появление частоты вращения СТ при частоте вращения КВД 30 %\
температуру газов, которая при частоте вращения КВД менее 35 % должна быть ниже
350 °С;
отключение воздушного стартера по погасанию табло СТАРТЕР ЛЕВ. (ПРАВ.) при
достижении частоты вращения КВД 41—45 % или через 45 с после начала запуска;
отключение автоматики запуска по погасанию табло АВТОМАТ РАБОТАЕТ через
1—3 с после отключения воздушного стартера;
включение муфты свободного хода (МСХ) по совмещению стрелок 1 и 2 измерителя
частоты вращения НВ и СТ запускаемого двигателя.
2.5.4. В процессе запуска бортовому технику проконтролировать:
давление воздуха в магистрали запуска (не менее 2 кгс/см2); появление частоты
вращения КНД при частоте вращения КВД 30 %; наличие давления масла и погасание
табло Р МАСЛА, левого (правого) двигателя перед выходом на малый газ;
нарастание давления в основной и дублирующей гидросистемах; появление давления
масла в главном, промежуточном и хвостовом редукторах. При обнаружении
ненормальных показаний приборов, контролирующих силовую установку, немедленно
доложить командиру экипажа о необходимости прекращения запуска или останова
двигателя.
2.5.5. После выхода запускаемого двигателя на режим малого газа и его стабилизации летчику не
обходимо:
проверить исправность тахометр и ческой аппаратуры;
убедиться, что не горят табло, сигнализирующие о неисправности силовой установки;
получить доклад от бортового техника о готовности к запуску другого двигателя.
2.5.6. После выхода запускаемого двигателя на режим малого газа бортовому технику необходимо:
убедиться, что давление масла в редукторах (главном, промежуточном и хвостовом) не
менее 2,0 кгс/см2;
проверить тахометрическую аппаратуру;
убедиться, что не горят табло, сигнализирующие о неисправности силовой установки;
доложить летчику о готовности к запуску другого двигателя.
2.5.7. Запуск двигателя прекратить закрытием стоп-крана и кратковременным нажатием на кноп
ку ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА, если:
через 8 с после начала запуска отсутствуют показания частоты вращения КВД;
через 28 с после начала запуска отсутствует рост температуры газов;
произошло зависание частоты вращения КВД с одновременным ростом температуры
газов;
температура газов при частоте вращения КВД менее 35 % превышает 350 °С;
произойдет отказ БПР;
температура газов превышает максимально допустимую (600 °С);
поступит доклад бортового техника об отсутствии показания давления масла к моменту окончания запуска двигателя;
стрелка № 1 ИТА запускаемого двигателя не совместилась со стрелкой № 2;
стрелки № 1 и 2 ИТА незапущенного двигателя совместились и показывают частоту
вращения несущего винта;
24
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
поступит доклад бортового механика (члена наземного экипажа) о необходимости
прекращения запуска.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Запускать двигатель с неисправными приборами контроля его работы ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
2. Повторные запуски разрешается производить после выявления и
устранения причин ненормального запуска, при этом перед последу
ющим запуском необходимо сделать холодную прокрутку двигателя.
3. При наличии льда на воздухозаборниках двигателей, лопостях не
сущего и рулевого винтов запускать двигатели ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
4. Если через 45 с после начала запуска не произойдет автоматиче
ского отключения воздушного стартера, необходимо нажать на
кнопку ЭКСТРЕННОЕ ЗАКРЫТИЕ ЗАСЛОНОК СТАРТЕРА ЛЕВ.
(ПРАВ.) и убедиться в погасании табло СТАРТЕР ЛЕВ. (ПРАВ.)
5. При температуре наружного воздуха +5 °С и ниже обогрев двигате
лей и их воздухозаборников включить сразу после запуска двигателей.
2.5.8. Произвести запуск второго двигателя и проверить параметры его работы в аналогичном порядке. После запуска обоих двигателей частота вращения несущего винта должна быть —
46-52 % (Н= О, V= 0, ср = 1°, л квд - 60 - 83,5 %). Дать команду бортовому технику на
включение ПЗУ.
25
Раздел 2. Проверка готовности вертолета к полету
2.6. ПРОГРЕВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
2.6.1. Прогрев силовой установки вести на режиме малого газа: рычаг общего шага на нижнем упо„ре, рычаги раздельного управления в положении малый газ, горят зеленые табло МАЛЫЙ
ГАЗ.
2.6.2. Прогрев двигателей на режиме малого газа производить не менее 2 мин. При отрицательной
температуре наружного воздуха прогрев производить до температуры масла в двигателе не
ниже —5 °С и в главном редукторе не ниже —15 °С.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При отрицательной температуре наружного воздуха в условиях обледенения с целью исключения образования льда на входных устройствах и
последующего его сброса в тракт двигателей непрерывная работа на режиме малого газа разрешается не более 3 мин. При необходимости
длительной работы через каждые 3 мин устанавливать на 1 мин рычаги
раздельного управления в режим автоматического регулирования.
2.6.3. В процессе прогрева силовой установки командиру экипажа необходимо:
следить за показаниями приборов и сигнальными табло, контролирующих работу силовой установки;
проверить работу основной и дублирующей гидросистем. При температуре наружного
воздуха ниже —30 °С прогреть AM Г-10 в основной, а затем в дублирующей гидросистемах
плавным перемещением ручки управления на 5—10 мм в течение 5—7 мин;
включить и проверить исправность радиовысотомера, левой гировертикали, ПКП, резервного авиагоризонта, изделия 6201, автопилота, СПУУ, вентилятора, БТУ (если предполагается ее использование в полете), стеклоочистителя и системы опрыскивания;
при температуре наружного воздуха 5 °С и ниже, а также перед полетами в сложных
метеорологических условиях проверить исправность обогрева ПВД (ППД).
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При проверке автопилота на земле не допускать отклонения стрелок индикаторов от нейтрального положения более, чем на две их ширины. Ручку управления при этом отклонять не более 50—60 мм, педали — 30 мм.
2.6.4. Правому летчику необходимо:
включить и проверить исправность правой гировертикали, ПКП, командной и связ ной радиостанции Р-828, стеклоочистителя, системы опрыскивания. По указанию
командира экипажа проверить исправность обогрева стекла. При необходимости вклю
чить обогрев часов, аппаратуру СО-69 и вентилятор.
2.6.5. Штурману необходимо включить и проверить исправность антенной системы, курсовой сис
темы, ДИСС, радиокомпаса СВ, радиокомпаса УКВ-ДЦВ, системы ближней навигации,
ПНП, РМИ. Включить выключатель БЛОК.ИР. АРК-УД и при необходимости включить
обогрев часов и вентилятор.
2.6.6. Бортовому технику необходимо:
следить за показаниями приборов и сигнальными табло, контролирующими работу
силовой установки;
проверить давление в основной и дублирующей гидросистемах;
включить и проверить систему кондиционирования воздуха, при необходимости оставить ее включенной. Переключатель ОБОГРЕВ для ручного отключения обогрева грузовой кабины должен быть в положении вверх по стрелке;
при необходимости включить обогрев часов и вентилятор.
После прогрева двигателя и главного редуктора доложить командиру экипажа о возможности вывода двигателей на режим автоматического регулирования.
2.6.7. Получив доклад бортового техника о прогреве двигателей, главного редуктора и убедившись,
что прошло не менее 2 мин с момента запуска второго двигателя, командиру экипажа необ
ходимо:
вывести двигатель на режим полетного малого газа (режим автоматического регулирования). Вывод двигателей на указанный режим производить плавным (за время не менее
15 с) перемещением рычагов раздельного управления во взлетное положение;
установить необходимую частоту вращения несущего винта;
дать команду бортовому технику на включение генераторов и отключение ВСУ.
На этом режиме прогрев силовой установки производить не менее 2 мин.
2.6.8. После вывода двигателей на режим полетного малого газа бортовому технику необходимо:
включить генераторы, проверить их напряжение и выключить ВСУ, включить ПЗУ;
при температуре наружного воздуха +5 °С и ниже, а также перед полетами в сложных
метеорологических условиях, проверить исправность ПОС ПЗУ, двигателей, НВ и РВ, а
также исправность обогрева ППД СРД;
в начале летного дня (ночи) совместно с летчиками проверить работоспособность
БПР и СПО в соответствии с требованиями подразд. 8.29 РЛЭ.
26
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
2.7. ОПРОБОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
2.7.1. Убедившись, что двигатели и главный редуктор прогреты, а все системы и агрегаты работают
нормально, приступить к совместному опробованию двигателей.
Опробование двигателей производить в соответствии с графиком на рис. 2.2.
2.7.2. Для опробования двигателей необходимо:
плавным увеличением общего шага с темпом не более 1 °/с вывести двигатели на режим, при котором исключается отрыв вертолета от земли;
убедиться, что при увеличении режима работы двигателей сохраняется установленная
частота вращения несущего винта;
проконтролировать синхронность выхода двигателей на этот режим;
после стабилизации режима проверить устойчивость сохранения частоты вращения
турбокомпрессоров и разнорежимность работы двигателей. Разница в показаниях И КМ
на режимах при Мкр > 56 % не должна превышать 6 %.
На установившихся режимах, когда Мкр менее 56 %, разница в показаниях ИКМ не регламентируется.
2.7.3. После опробования двигателей уменьшить общий шаг до минимального и проверить диапа
зон перенастройки частоты вращения несущего винта, который должен обеспечивать часто
ту вращения НВ в диапазоне нижнего предела 82,5—85 % и верхнего — 90,5—93 %. После
проверки установить заданную частоту вращения несущего винта.
Примечания: 1. Переключатель ПЕРЕНАСТ. ОБОРОТ, на центральном пульте летчиков устанавливается в положение
ЛЕВ. при управлении перенастройкой левым летчиком и в положение ПРАВ. — при управлении перенастройкой правым
летчиком.
2. В случае выхода частоты вращения НВ за указанные пределы не более чем па 1,5 % при совместном опробовании
двигателей проверить диапазон перенастройки при поочередном опробовании каждого двигателя. Если и после этого частота вращения НВ по нижнему или верхнему пределу будет иметь отклонение от установленного диапазона, двигатель выключить и произвести регулировку перенастройки частоты вращения НВ.
2.7.4. Аварийный останов двигателя при опробовании (останов с любого режима без предварите
льного охлаждения) закрытием стоп-крана производится:
при возникновении пожара на вертолете;
падении давления масла менее 2 кгс/см2 с загоранием табло Р МАСЛА; резком
повышении температуры газов за ТНД или увеличении частоты вращения роторов
двигателей;
резком падении крутящего момента;
появлении тряски двигателя с загоранием табло ПОВЫШ. ВИБРАЦИЯ (ВИБРАЦ.);
появлении течи топлива или масла, опасных в пожарном отношении;
Режим
АР
Режим
мг
Рис. 2.2. График совместного опробования двигателей
27
Раздел 2. Проверка готовности вертолета к полету
выбросе пламени или искрении из выхлопной трубы;
случаях, требующих аварийного останова двигателя по причинам, не зависящим от
двигателя;
появлении непривычного шума в районе вентиляторной установки и одновременном
повышении температуры масла двигателей и главного редуктора.
После аварийного останова по причине неисправности двигателя последующий его запуск производить после выявления и устранения неисправности.
В случае останова двигателя по другим причинам необходимо не позднее чем через 5 мин
произвести его запуск и охлаждение на режиме малого газа в течение 5 мин.
Если запустить двигатель не представляется возможным, то необходимо выполнить последовательно три холодные прокрутки: первую не позднее чем через 5 мин после останова
и последующие с промежутком 10—15 мин после предыдущей.
2.7.5. Для останова двигателей необходимо:
убедиться, что рычаг общего шага находится внизу на упоре;
установить ручку управления в нейтральное положение;
выключить все потребители электроэнергии, за исключением пожарных кранов, противопожарной системы, приборов контроля силовой установки, ПЗУ (на пыльных площадках) «Тестера-УЗ», преобразователя ПО-750, переключатель которого должен
находиться в положении АВТОМАТ;
выключить генераторы или генераторы и выпрямительные устройства (на вертолетах с
установленным ШРАП-500К);
перевести рычаги раздельного управления двигателями в положение малого газа;
увеличением общего шага до 4—5° по УШВ установить на 5—10 с частоту вращения
НВ 42—44 %, после чего рычаг общего шага вновь опустить вниз до упора.
Примечание. Снижение частоты вращения НВ до 42—44 % обеспечивает гарантированное срабатывание центробежных ограничителей свеса лопастей НВ;
охладить двигатели в течение 5 мин;
выключить ПЗУ, закрыть краны останова и включить секундомер;
проконтролировать время выбега роторов двигателей с момента закрытия кранов останова до частоты вращения 5 % по указателю, которое должно быть для ротора ВД не менее 50 с, а для ротора НД — не менее 20 с. В процессе останова роторов убедиться в
отсутствии посторонних шумов в двигателях и трансмиссии.
2.7.6. После полного останова двигателей закрыть пожарные краны, выключить все оставшиеся
потребители электроэнергии, преобразователь ПО-750, а затем и аккумуляторы.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: I. Закрытие пожарных кранов до полного прекращения вращения
роторов ВД ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
2. Выключать аккумуляторы разрешается только после выключения
всех потребителей электроэнергии.
2.7.7. Тормозить несущий винт с целью его останова разрешается только в случае необходимости.
После уменьшения частоты его вращения до 20 % необходимо периодически плавно вклю
чать и выключать тормоз до полного останова несущего винта, не допуская рывков вертоле
та по курсу.
28
РАЗДЕЛ 3
ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА
СОДЕРЖАНИЕ
3.1.
3.2.
3.3.
3.4.
3.5.
3.6.
3.7.
3.8.
3.9.
3.10.
3.11.
3.12.
3.13.
3.14.
3.15.
3.16.
3.17.
3.18.
Подготовка к рулению ............................................................................................ 29
Руление ..................................................................................................................... 30
Висение и перемещения у земли ........................................................................... 32
Взлет .......................................................................................................................... 33
Набор высоты ........................................................................................................... 35
Горизонтальный полет............................................................................................ 36
Переходные режимы полета .................................................................................. 37
Снижение ................................................................................................................. 38
Полет при одном задросселированном двигателе ............................................... 39
Посадка ..................................................................................................................... 40
Окончание полета и останов двигателей ............................................................. 43
Полеты ночью в простых метеорологических условиях ..................................... 44
Полеты в сложных метеорологических условиях днем
и ночью ..................................................................................................................... 45
Полеты в условиях обледенения ........................................................................... 50
Полеты в горах ......................................................................................................... 51
Обязанности правого летчика, штурмана, бортового техника
и бортового механика в полете ............................................................................. 52
Проверка максимального взлетного режима работы
двигателя Д-136 в полете ........................................................................................ 54
Выполнение взлета, полета и посадки вертолета с одним
работающим двигателем ......................................................................................... 55
29
Раздел 3. Выполнение полета
3.1. ПОДГОТОВКА К РУЛЕНИЮ
3.1.1. Перед началом руления летчик обязан:
убедиться, что двигатели выведены на режим автоматического регулирования, и убедиться, что двигатели выведены на режим автоматического регулирования и показания
всех приборов нормальные;
убедиться, что включены каналы автопилота КРЕН, ТАНГАЖ и НАПРАВЛЕНИЕ. В
учебных целях разрешаются полеты с выключенным автопилотом;
дать команду штурману зачитать контрольную карту обязательных проверок перед выруливанием (табл. 3.1);
убедиться в исправности тормозов;
получить доклады от всех членов экипажа о готовности к рулению;
связаться по радио с руководителем полетов и получить разрешение на руление;
убедиться в отсутствии препятствий и приступить к рулению.
3.1.2. Перед началом руления бортовой техник обязан:
проверить правильность установки переключателей и выключателей на щитке СЗТВ;
проверить, включен ли обогрев ППД СРД при температуре наружного воздуха +5 °С и
ниже;
убедиться в закрытии всех дверей грузовой кабины и доложить командиру экипажа.
3.1.3. Перед выруливанием, взлетом и перед заходом на посадку штурман по команде командира
экипажа зачитывает соответствующий раздел контрольной карты обязательных проверок по
СПУ. Члены экипажа выполняют проверку согласно карте и докладывают командиру эки
пажа о результатах проверки.
Командир экипажа контролирует доклады членов экипажа и для самоконтроля сообщает
по СПУ результаты личной проверки.
Примечание. Карта не отменяет объема работ, подлежащих выполнению членами экипажа согласно Руководству по
летной эксплуатации.
Содержание контрольной карты обязательных проверок перед выруливанием приведено
в табл. 3.1, перед взлетом — в табл. 3.2, перед заходом на посадку — в табл. 3.3.
В тех случаях, когда взлет выполняется без выруливания, последовательно зачитываются
контрольные карты по табл. 3.1 и 3.2.
3.1.4. Содержание контрольной карты обязательных проверок перед выруливание.
Таблица 3.1
Доклад об исполнении
Обязательная проверка
Блокировка БПР
Снята
ПКП
Включен
Резервный авиагоризонт
Автопилот
Радиовысотомер
Курсовая система
Выключатели СЗТВ
ПЗУ
Силовая установка
Парашюты, фалы
Включен
Включен
Включен
х
Включена
Закрыты колпачками, законтрены
Включены
Параметры в норме
Надеты, пристегнуты
При Тнв 5 °С и в СМУ:
Обогрев ПВД (ППД)
ПОС ПЗУ, двигателей, винтов, обогрев
ППД СРД
При полетах ночью:
АНО, контурные, строевые огни, маяки
Фара
Кто докладывает
Командир экипажа
Правый летчик, командир экипажа
Командир экипажа
Командир экипажа
Командир экипажа
Штурман
Бортовой техник
Бортовой техник
Бортовой техник
Бортовой механик, бортовой техник,
штурман, правый летчик, командир экипажа
Включен
Включены
Командир экипажа
Бортовой техник
Включены
Включена
Командир экипажа
Правый летчик
30
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
3.2. РУЛЕНИЕ
3.2.1. Руление выполнять по ровному и твердому фунту. Если состояние грунта не обеспечивает
возможность руления или скорость ветра превышает допустимую, необходимо вместо руления
производить подлеты, удерживая вертолет носом против ветра, или буксировку вертолета.
При температуре наружного воздуха +5 °С и ниже, а также перед полетом в СМУ проверить, включены ли ПОС ПЗУ и двигателей, обогрев ПВД (ПОД).
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При температуре наружного воздуха —5 °С и ниже руление в условиях снегопада, а также по заснеженной поверхности выполнять с отключенной ПОС ПЗУ и двигателей. Включение ПОС ПЗУ и
двигателей в этом случае производить перед взлетом.
3.2.2. Растормозить колеса и плавным отклонением ручки управления от себя, при необходимости
с одновременным увеличением общего шага несущего винта, перевести вертолет на руление.
С началом движения вертолета плавным нажатием на рычаг тормоза колес проверить работоспособность тормозной системы.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Руление с неисправной системой тормоза колес ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
3.2.3. Скорость руления выдерживать отклонением ручки управления, рычага общего шага и
торможением колес, ориентируясь по земле.
3.2.4. Отклонения ручки управления от себя должны быть такими, чтобы не допускать ударов
рукавов втулки несущего винта об ограничители свеса лопастей и возникающих при
этом вибраций вертолета. В случае возникновения вибраций необходимо уменьшить от
клонение ручки управления от себя.
3.2.5. При рулении с боковым ветром вертолет имеет тенденцию к развороту против ветра и
кренению по ветру, которые необходимо парировать соответствующими отклонениями
педалей и ручки управления.
3.2.6. При ухудшении видимости из-за пыли или снежного вихря, поднимаемого струей несу
щего винта, необходимо остановить вертолет. После улучшения видимости в направле
нии движения продолжить руление.
3.2.7. Развороты на руление необходимо выполнять плавным отклонением педалей, не допус
кая разворотов с малыми радиусами на повышенной скорости, что может привести к
юзу колес с последующим накренением вертолета во внешнюю сторону разворота. Для
прекращения юза необходимо уменьшить общий шаг до минимального, плавно откло
нить педаль в сторону юза, остановить вертолет, а затем продолжить руление и выпол
нить разворот на пониженной скорости.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Руление назад и развороты на месте относительно одного колеса
ЗАПРЕЩАЮТСЯ.
3.2.8. Руление по пыльному грунту и вблизи препятствий для уменьшения индуктивного пото
ка от несущего винта, а также на вертолетах с малыми полетными массами (до 45 000 кг)
выполнять с работающей ВСУ и включенным ее генератором, удерживая частоту враще
ния НВ не ниже 57 % при значении общего шага не (флее 4° по УШВ.
Для выполнения руления необходимо:
при минимальном значении общего шага рычагами раздельного управления установить
частоту вращения 75—80 % для выхода из зацепления центробежных ограничителей свеса;
установить рычагами раздельного управления частоту вращения несущего винта равную
70 %, увеличением общего шага и отклонением ручки управления вперед начать руление;
в процессе руления удерживать частоту вращения не ниже 57 %, а изменение положения рычага общего шага производить в пределах 1—4° по УШВ. Увеличение общего шага
более 5° может привести к срабатыванию клапанов перепуска воздуха. В этом случае необходимо уменьшить общий шаг НВ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Не рекомендуется длительная работа двигателей при частоте вращения НВ в диапазоне 65—75 % из-за повышения вибрации вертолета.
2. На рулении при уменьшении частоты вращения НВ ниже 80 % в момент отключения основных генераторов и перехода систем и оборудования на питание от генератора ВСУ возможно срабатывание сигнализации
ИВ-300 (ИВ-79) (мигание желтых табло ПОВЫШ. ВИБРАЦ. на приборной доске летчика и ВИБРАЦ. на приборной доске бортового техника) с
выдачей сообщения речевым информатором «Повышенная вибрация левого (правого) двигателя», а также с записью на регистратор.
В этом случае бортовому технику необходимо убедиться в исправности виброизмерительной аппаратуры, определить уровень виброскорости и доложить командиру экипажа.
31
Раздел 3. Выполнение полета
Если уровень виброскорости не превышает допустимый — продолжить выполнение задания. Если табло не гаснет и уровень вибрации превышает 45 мм/с — выключить двигатель.
3.2.9. На разворотах при рулении летчику необходимо учитывать большие размеры вертолета и
выполнять развороты так, чтобы не задеть несущим или рулевым винтами за препятствия.
3.2.10. Для остановки вертолета на рулении (на пробеге после посадки по-самолетному) необходимо:
установить ручку управления в положение, близкое к нейтральному;
уменьшить общий шаг до минимального и применить тормоза колес. В случае отказа тормозов
колес торможение вертолета разрешается производить отклонением ручки управления на себя не
более чем на 1/3—1/2 хода от нейтрального положения при общем шаге не менее 4° по УШВ.
3.2.11. На рулении остальным членам экипажа вести осмотрительность и о появлении препятст
вий на пути движения вертолета немедленно докладывать командиру экипажа.
32
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
3.3. ВИСЕНИЕ И ПЕРЕМЕЩЕНИЯ У ЗЕМЛИ
3.3.1. Висение у земли необходимо производить перед каждым полетом для проверки управления
вертолетом, его центровки, режимов ПКВ «Висение», «Высота» и «Посадка» при необходи
мости использования их в полете, для проверки работы силовой установки и определения
способа взлета, а также в учебных целях.
Висение разрешается выполнять на высоте не более 10 м. Висение на высоте более 10 м
разрешается производить при выполнении специальных заданий и полетов с грузом на
внешней подвеске. Висение выполнять при частоте вращения несущего винта 91 % или 88 %
(п. 7.8.1) с включенными эжекторами ПЗУ.
3.3.2. Перед выполнением висения необходимо:
установить вертолет по возможности против ветра и прорулить 1—2 м по прямой для
установки передней опоры шасси в линию полета;
дать команду штурману зачитать контрольную карту перед взлетом (табл. 3.2);
убедиться, что рычаг общего шага отклонен вниз до упора и установлена необходимая
частота вращения несущего винта;
проверить, включены ли каналы автопилота КРЕН, ТАНГАЖ и НАПРАВЛЕНИЕ;
убедиться, что показания приборов контроля работы двигателей нормальные;
получить доклады членов экипажа о готовности к висению;
запросить у руководителя полетов разрешение на выполнение висения.
3.3.3. Плавным движением рычага общего шага вверх за время не менее 10—12 с отделить вертолет
от земли и набрать заданную высоту висения. При отрыве от земли удерживать вертолет от
разворотов. Крены и перемещения устранять соответствующими отклонениями ручки
управления. Высоту висения определять визуально и по радиовысотомеру.
3.3.4. На высоте 3—10 м определить режим работы двигателей и убедиться в том, что:
имеется запас мощности двигателей для выполнения взлета;
разнорежимность работы двигателей и колебания стрелок приборов контроля их работы не превышают допустимых значений;
сохраняется заданная частота вращения несущего винта; запасы
путевого управления достаточные (правая педаль не на упоре);
центровка вертолета в допустимых пределах.
Если вертолет не достигает заданной высоты висения, необходимо произвести посадку,
уменьшить массу вертолета и выполнить повторное контрольное висение.
Возникающие на ручке управления усилия снимать короткими частыми нажатиями на
кнопку снятия усилий.
3.3.5. Развороты на висении рекомендуется выполнять с угловой скоростью не более 8 °/с. Посто
янную высоту удерживать соответствующим изменением общего шага.
Примечание. При висении вертолета возможны колебания стрелок указателей скорости УС-450К и регистрация их
показаний аппаратурой «Тестер».
3.3.6. При энергичном отклонении правой педали загорается табло ПЕДАЛИ, при этом возникает
большая нагрузка на рулевой винт и трансмиссию. Поэтому при выполнении разворотов не
обходимо следить за темпом дачи правой педали, не допуская срабатывания сигнализации.
Полную перекладку педалей производить за время не менее 5 с.
3.3.7. Перемещения и подлеты на малой высоте разрешается выполнять в целях обучения, при вы
полнении специальных заданий, а также в тех случаях, когда состояние грунта не позволяет
выполнять руление.
ч
Подлеты и перемещения вперед и в стороны производить на скоростях до 30 км/ч с проходом над препятствиями на высоте не менее 5 м. Перемещения назад выполнять со скоростью не более 10 км/ч, предварительно убедившись в отсутствии препятствий в направлении
перемещения.
3.3.8. При полетах на малой высоте учитывать скорость и направление ветра у земли. При ветре не бо
лее 10 м/с подлеты можно производить в любом направлении с разворотами на 360°, при ветре
более 10 м/с подлеты можно производить, удерживая вертолет носом против ветра.
3.3.9. Для перехода с режима висения к вертикальному снижению необходимо отклонением рыча
га общего шага вниз уменьшить мощность двигателей до начала плавного снижения верто
лета. Перед приземлением не допускать боковых смещений вертолета. Уменьшение общего
шага до минимального значения производить при полной уверенности в том, что вертолет
устойчиво стоит на земле.
3.3.10. Содержание контрольной карты обязательных проверок перед висением (взлетом).
Таблица 3.2
Обязательная проверка
Частота вращения НВ
Силовая установка
Курсовая система, АРК
Радиовысотомер
Доклад об исполнении
Установлена 91 (88) %
Параметры в норме
Согласована, АРК на ближнем
Опасная ... м установлена
Кто докладывает
Командир экипажа
Бортовой техник
Штурман * Командир
экипажа
33
Раздел 3. Выполнение полета
3.4. ВЗЛЕТ
3.4.1. Взлет необходимо производить против ветра. Взлет с боковым и попутным ветром разреша
ется выполнять в том случае, если условия не позволяют выполнить взлет против ветра. При
взлете направление и скорость ветра не должны превышать допустимых значений. Взлет вы
полнять при частоте вращения несущего винта 91 % или 88 % (подразд. 7.8). Если взлет вы
полнен при частоте вращения НВ 91 %, то при достижении скорости 100 км/ч выполнить
перенастройку частоты вращения на 88 %.
3.4.2. В зависимости от взлетной массы вертолета, размеров площадок, препятствий в направле
нии взлета и фактических атмосферных условий взлет может производиться:
по-вертолетном у с разгоном в зоне влияния земли;
по-вертолет ном у с разгоном вне зоны влияния земли;
по-самолетному с разбегом до скорости 50—60 км/ч;
по-самолетному с разбегом на колесах передней опоры до скорости 50—60 км/ч.
3.4.3. Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне влияния земли необходимо выполнять в том слу
чае, когда вертолет висит над землей на высоте не менее 5 м на режиме работы двигателей не
выше взлетного.
Для выполнения взлета необходимо:
установить вертолет по возможности против ветра;
плавным увеличением общего шага отделить вертолет от земли и выполнить контрольное висение на высоте не ниже 5 м;
убедиться, что показания приборов нормальные;
снизиться до высоты 3 м;
плавным отклонением ручки управления от себя перевести вертолет на разгон с одновременным увеличением мощности двигателей вплоть до взлетной, не допуская уменьшения частоты вращения несущего винта;
разгон вертолета выполнить в зоне влияния земли с постепенным набором высоты с
таким расчетом, чтобы на высоте 10 м скорость была равна 60 км/ч. В процессе дальнейшего набора высоты установить заданную скорость по траектории.
При разгоне изменяется балансировка вертолета. Поэтому изменять мощность двигателей и действовать органами управления необходимо плавно. В этом случае разбалансировка
вертолета будет минимальной.
При взлете с боковым ветром необходимо парировать тенденцию к сносу отклонением
ручки управления против ветра с одновременным отклонением противоположной педали
для предотвращения разворота вертолета.
3.4.4. Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния земли выполнять в том случае, когда
препятствия в направлении взлета не позволяют выполнить разгон в зоне влияния земли, а
также при транспортировке груза на внешней подвеске. Взлетный вес вертолета должен
быть таким, чтобы обеспечивалось висение вне зоны влияния земли.
Для выполнения взлета необходимо:
плавным увеличением общего шага отделить вертолет от земли и выполнить зависание
на высоте не ниже 5м;
ч
снять нагрузки с ручки управления нажатием на кнопку снятия усилий;
плавным увеличением общего шага набрать высоту, обеспечивающую пролет над препятствиями с превышением не менее 5 м;
убедиться, что режим работы двигателей несколько ниже взлетного, показания приборов нормальные и обеспечен безопасный проход над препятствиями;
плавным отклонением ручки управления от себя с одновременным увеличением мощности двигателей вплоть до взлетной перевести вертолет на разгон до скорости
50—60 км/ч. После пролета препятствий перевести вертолет в набор высоты и установить
заданную скорость.
3.4.5. Взлет по-вертолетному с пыльной или заснеженной площадки выполняется в том случае,
если взлет по-самолетному невозможен. Полетная масса вертолета должна обеспечивать его
висение вне зоны влияния земли.
Для выполнения взлета необходимо:
установить вертолет строго против ветра;
перед выполнением висения струей от несущего винта раздуть пыль или слой снега
вокруг вертолета так, чтобы просматривалась земля (наземные ориентиры);
плавно отделить вертолет и набрать высоту 1—2 м, не теряя видимости земли;
дальнейший вертикальный набор высоты производить плавно при условии постоянного наличия вертикальной видимости. При ухудшения вертикальной видимости набор
высоты приостановить и выждать ее улучшения;
34
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
после выхода из пыльного (снежного) облака перевести вертолет на разгон, ориентируясь по наземным ориентирам впереди пыльного облака.
При потере видимости земли на висении необходимо немедленно перенести взгляд на
приборы и продолжить вертикальный набор высоты до выхода из пыльного облака, при
этом уделять особое внимание сохранению пространственного положения и курса вертолета. При попадании в пыльное облако во время разгона необходимо перенести взгляд на приборы и продолжить разгон до выхода из пыльного облака, не допуская снижения вертолета.
3.4.6. Взлет по-самолетному выполнять, когда мощность двигателей обеспечивает висение верто
лета на высоте не менее 1 м, а площадка имеет твердый и ровный грунт, обеспечивающий
безопасный разбег до скорости 50—60 км/ч и последующий разгон в зоне влияния земли.
Для выполнения взлета необходимо:
произвести контрольное висение;
приземлить вертолет уменьшением общего шага до значения, при котором вертолет
устойчиво стоит на грунте;
отклонением ручки управления от себя перевести вертолет на разбег;
в процессе разбега по достижении скорости 50—60 км/ч увеличением мощности двигателей вплоть до взлетной и небольшим отклонением ручки управления на себя отделить вертолет от земли;
дальнейший разгон выполнять с постепенным набором высоты с таким расчетом, чтобы на высоте 10 м скорость составляла 90—100 км/ч;
установить заданную скорость набора высоты.
3.4.7. Взлет по-самолетному с разбегом на колесах передней опоры выполнять, когда мощность
двигателей обеспечивает висение вертолета на высоте 0,1—0,3 м на взлетном режиме работы
двигателей (МБР), а площадка имеет твердый грунт и ровную поверхность, обеспечивающие
безопасный разбег до скорости 50—60 км/ч и последующий разгон в зоне влияния земли
(предельную взлетную массу определять по графику на рис. 7.12).
Для выполнения взлета необходимо:
выставить ПКП в «О» (индекс кремальеры совместить с индексом на приборе);
произвести контрольное висение;
приземлить вертолет уменьшением общего шага до значения, при котором вертолет
устойчиво стоит на грунте;
отклонением ручки управления от себя с одновременным увеличением общего шага
создать отрицательный угол тангажа по ПКП 5—7°, вывести двигатели на взлетный режим (МБР) и продолжить разбег на колесах передней опоры;
угол тангажа на разбеге контролирует правый летчик;
по достижении скорости 50—60 км/ч плавным отклонением ручки управления на себя
отделить вертолет от земли и перевести его в набор высоты с углом тангажа по ПКП 02°;
дальнейший разгон выполнять с постоянным набором высоты с таким расчетом, чтобы на высоте 10 м скорость составляла 90—100 км/ч;
установить заданную скорость набора высоты.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Взлет на МВР выполнять в случаях крайней необходимости. Время
работы двигателей на МВР с крутящим моментом свыше 77,5 %
строго учитывать, не допуская общую наработку сверх установленного ресурса для редуктора (12 мин). Время работы двигателей на
МВР с ограничением по температуре газов учитывать в счет наработки двигателей на этом режиме (1 % от установленного ресурса).
3.4.8. Взлет по-самолетному с пыльных (заснеженных) площадок с плотным и ровным грунтом яв
ляется основным видом взлета.
Для выполнения взлета необходимо:
установить вертолет на курс взлета и раздуть струей несущего винта пыль или слой
снега вокруг него;
выполнить контрольное висение на высоте 1 м;
приземлить вертолет и уменьшить общий шаг на 1—3°;
перевести вертолет на разбег, выдерживая направление по указателю курса;
после выхода из пыльного облака на скорости 50—60 км/ч отделить вертолет от земли.
3.4.9. При наличии препятствий на взлете набор высоты до их прохода разрешается производить
на скорости 70—80 км/ч при взлете по-вертолетном у и 90—100 км/ч при взлете по-самолет
ному.
После взлета и перехода в набор высоты дать команду бортовому технику на выключение
ПЗУ.
35
Раздел 3. Выполнение полета
3.5. НАБОР ВЫСОТЫ
3.5.1. Набор высоты в зависимости от полетной массы вертолета и высоты полета разрешается вы
полнять во всем диапазоне допустимых скоростей, указанных в табл. 7.2. Для получения
максимальной скороподъемности набор высоты необходимо производить с наивыгодней
шими скоростями, указанными в табл. 7.3.
Набор высоты рекомендуется производить с номинальным режимом работы двигателей,
который определяется значением крутящих моментов и температурой газов за ТНД, указанными в табл. 8.2. Максимальные значения крутящих моментов и температуры газов за турбиной для номинального режима поддерживать постоянным отклонением рычага общего
шага.
Режим работы двигателей устанавливать по параметру (Мкр или Т °Сгнд), который первым достигает максимально допустимого значения для номинального режима по первому
двигателю, вышедшему на этот режим. Набор высоты разрешается выполнять и на других
режимах работы двигателей. Набор высоты выполнять при частоте вращения несущего винта 91 % или 88 % в зависимости от поступательной скорости, полетной массы и высоты полета (подразд. 7.8).
3.5.2. При наборе высоты возможно уменьшение частоты вращения несущего винта из-за ограни
чения мощности двигателей по максимальной температуре газов за турбиной. В этом случае
плавным уменьшением общего шага не допускать уменьшения частоты вращения несущего
винта.
3.5.3. При достижении заданной высоты перевести вертолет в горизонтальный полет, для чего руч
кой управления установить необходимую скорость горизонтального полета, а затем рычагом
общего шага установить режим работы двигателей, соответствующий скорости полета.
36
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
З.б. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
3.6.1. Горизонтальный полет в зависимости от полетной массы и высоты полета разрешается про
изводить в диапазоне скоростей, указанных в табл. 7.2. Выполнение длительных полетов по
маршруту рекомендуется производить на крейсерских скоростях (табл. 7.4).
Рекомендуемая скорость горизонтального полета по кругу 160 или 200 км/ч. Горизонтальный полет выполнять при частоте вращения несущего винта в соответствии с рекомендациями подразд. 7.8.
3.6.2. Для автоматической стабилизации курса установившийся режим полета без разворотов на
безопасной высоте рекомендуется выполнять при ослабленных усилиях на педалях (без на
жатия надпедальников). Канал крена автопилота периодически центрировать кратковре
менными нажатиями кнопки снятия усилий.
В полете с включенным автопилотом перед установкой ног на надпедальники обращать
внимание на раздвижку ИН в канале направления. Для избежания рывка в канале направления обнулить раздвижку ручкой настройки, после чего установить ноги на надпедальники.
3.6.3. Выполнение длительного горизонтального полета возможно с освобожденным управлением,
для чего необходимо:
включить канал высоты автопилота;
убедиться, что подвижный индекс индикатора канала тангажа находится вблизи нейтрали. При необходимости вернуть его в нейтральное положение нажатием кнопки снятия усилий;
включить стабилизацию скорости полета.
Перед изменением режима полета стабилизацию скорости необходимо выключать. При
полетах по маршруту использовать режим «Маршрут» пилотажного комплекса и аппаратуру вертолетовождения.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При нажатии на кнопку фрикциона или на кнопку-табло Нбар при
включенном канале ВЫСОТА возможен незначительный рывок рычага общего шага.
37
Раздел 3. Выполнение полета
3,7. ПЕРЕХОДНЫЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА
3.7.1. Для перехода с режима вертикального набора высоты на режим висения при достижении
заданной высоты необходимо плавным и небольшим движением рычага общего шага
вниз прекратить дальнейший набор высоты, а отклонение от заданной высоты висения
устранять соответствующим плавным движением рычага общего шага.
3.7.2. Для перехода с режима висения к вертикальному снижению уменьшить общий шаг несу
щего винта до начала плавного снижения вертолета.
3.7.3. Для перехода с висения на горизонтальный полет на этой же высоте необходимо плав
ным отклонением ручки управления от себя перевести вертолет на разгон, одновременно
рычагом общего шага удерживать вертолет на постоянной высоте. После достижения за
данной скорости полета плавным отклонением ручки управления на себя прекратить
разгон, а рычагом общего шага установить режим работы двигателей, соответствующий
скорости полета.
3.7.4. Для перехода с горизонтального полета на висение на той же высоте плавно уменьшить
общий шаг несущего винта и отклонить ручку управления на себя. В процессе торможе
ния со скорости 50—60 км/ч вертолет имеет тенденцию к снижению. Для предупрежде
ния снижения необходимо увеличить общий шаг несущего винта.
3.7.5. Для перехода с горизонтального полета на снижение с поступательной скоростью плавно
отклонить рычаг общего шага вниз до получения заданной вертикальной скорости сни
жения, а ручкой управления установить заданную скорость полета,
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. С целью исключения ударов лопастей несущего винта по гребню и
хвостовой балке на переходных режимах полета запрещается энергичное уменьшение общего шага несущего винта с одновременным
резким отклонением ручки управления на себя.
3.7.6. Для перехода с режима снижения с поступательной скоростью в горизонтальный полет не
обходимо плавным отклонением рычага общего шага вверх погасить вертикальную ско
рость снижения и установить режим двигателей, соответствующий горизонтальному
полету.
3.7.7. Для перехода с горизонтального полета в набор высоты необходимо плавным отклонени
ем рычага общего шага вверх установить заданную вертикальную скорость набора, а руч
кой управления установить необходимую скорость полета.
3.7.8. Для перехода с набора высоты в горизонтальный полет плавным отклонением ручки
управления от себя установить необходимую скорость горизонтального полета, а рыча
гом общего шага установить режим работы двигателей, соответствующий заданной ско
рости.
3.7.9. В процессе переходных режимов тенденции к возникновению отклонений по крену, тан
гажу и направлению устранять соответствующими отклонениями ручки управления и пе
далей.
3.7.10. Возникающие усилия с органов управления на переходных режимах снимать короткими
и частыми нажатиями на кнопку снятия усилий.
Для исключения раскачки вертолета перед нажати*^ на кнопку не прикладывать боль ших усилий на ручку управления, а также не выполнять переходные режимы с нажатой
кнопкой снятия усилий.
3.7.11. На переходных режимах изменять общий шаг несущего винта от значения, соответству
ющего взлетному режиму работы двигателей, до минимального и от минимального до
значения, соответствующего взлетному режиму, необходимо с темпом 10—12 с. В этом
случае частота вращения несущего винта поддерживается автоматически. Более быстрое
изменение общего шага может привести к уменьшению или увеличению частоты враще
ния несущего винта за пределы допустимых.
38
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
3.8. СНИЖЕНИЕ
3.8.1. На вертолете разрешаются следующие снижения:
вертикальное снижение с работающими двигателями;
снижение с работающими двигателями по наклонной траектории (планирование);
снижение на режиме самовращения несущего винта.
3.8.2. Вертикальное снижение производить:
на высотах до 10 м до земли — в обычных полетах;
на высотах от 200 до 10 м — в случае невозможности планирования из-за наличия препятствий, при полетах с грузом на внешней подвеске и при выполнении специальных заданий.
При вертикальном снижении с высоты 200 м не допускать скорость снижения более
3 м/с.
В случае самопроизвольного увеличения вертикальной скорости снижения более 3 м/с
необходимо перевести вертолет на полет с поступательной скоростью.
Вертикальное снижение в непосредственной близости от земли выполнять по возможности против ветра, не допуская смещений и разворотов вертолета. Вертикальное снижение
контролировать по земле и индикатору висения.
3.8.3. Снижение с работающими двигателями по наклонной траектории (планирование) является
основным видом снижения.
В зависимости от полетной массы вертолета и высоты полета планирование с работающими двигателями разрешается производить во всем диапазоне допустимых скоростей
(табл. 7.2).
Планирование с работающими двигателями рекомендуется выполнять на наивыгоднейшей скорости (табл. 7.3).
Частоту вращения винта при снижении с работающими двигателями в зависимости от
полетной массы, высоты и скорости полета выдерживать 91, 88 или 86 % в соответствии с
указаниями подразд. 7.8.
При снижении на скоростях менее 60 км/ч, независимо от полетной массы вертолета,
вертикальная скорость должна быть не более 3 м/с. При большем значении вертикальной
скорости снижения возможно самопроизвольное ее увеличение, сопровождающееся тряской и ухудшением управляемости вертолета. В этом случае необходимо отклонением ручки
управления от себя перевести вертолет на разгон до скорости не менее 60 км/ч по прибору, а
для уменьшения потери высоты плавно увеличить общий шаг несущего винта, не допуская
падения частоты его вращения менее допустимого значения.
3.8.4. Снижение на режиме самовращения несущего винта выполняется при отказе в полете двига
телей, поломке трансмиссии вертолета, а также в учебныхцелях. Снижение на режиме само
вращения несущего винта разрешается выполнять во всем диапазоне скоростей, указанных
в табл. 7.6. Снижение на режиме самоврашения несущего винта рекомендуется выполнять
на наивыгоднейшей скорости.
3.8.5. Для перевода вертолета на режим самовращения несущего винта в учебных целях необходимо:
в горизонтальном полете установить наивыгоднейшую скорость (табл, 7.3.), на которой будет производиться снижение в режиме самовращения несущего винта;
плавно уменьшить шаг до такого значения, чтобы крутящие моменты по ИКМ были
не менее 7 %, при этом не допускать расхождение стрелок измерителя частоты вращения
несущего винта и свободных турбин двигателей;
стремление вертолета к развороту вправо и пикированию парировать соответствующими отклонениями ручки управления и педалей;
изменением значения общего шага выдерживать частоту вращения несущего винта
86—88 %. Не допускать увеличения частоты вращения НВ более 98 % и падения ниже
81 %.
Вертикальная скорость снижения зависит от скорости и высоты полета, а также от полетной массы вертолета и температуры наружного воздуха.
Вывод вертолета из снижения на режиме самовращения несущего винта производить
плавным (при необходимости ступенчатым) увеличением вбщего шага, не допуская уменьшения частоты вращения несущего винта менее 81 %.
39
Раздел 3. Выполнение полета
3.9. ПОЛЕТ ПРИ ОДНОМ ЗДДРОССЕЛИРОВАННОМ ДВИГАТЕЛЕ
3.9.1. Горизонтальный полет и моторное планирование при одном задросселированном
двигателе в учебных целях рекомендуется производить в диапазоне скоростей
140—180 км/ч на высотах .......................................................................... от 500 до 1000 м.
Взлетная масса вертолета не должна превышать ................................ 49 650 кг.
Развороты необходимо выполнять с креном не более ........................ 15°.
3.9.2. При дросселировании двигателя в полете необходимо:
на заданной высоте установить скорость 160 км/ч;
перевести рычаг раздельного управления дросселируемого двигателя в положение малого
газа и убедиться в том, что второй двигатель вышел на повышенный режим работы;
убедиться в возможности выполнения полета без снижения; выполнить полет в
соответствии с заданием.
Примечание. Если при дросселировании двигателя другой двигатель не вышел на повышенный режим или если горизонтальный полет на одном двигателе, работающем на максимальном взлетном режиме, невозможен, необходимо перейти на двухдвигатсльный полет.
3.9.3. После выполнения задания плавно, не допуская ударного включения муфты свободного
хода, перевести рычаг раздельного управления задросселированного двигателя во взлетное
положение и установить необходимый режим полета.
40
40
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
ЗЛО. ПОСАДКА
3.10.1. На вертолете возможны следующие виды посадок:
посадка по-вертолетному с зависанием в зоне влияния земли;
посадка по-вертолетному с зависанием вне зоны влияния земли;
посадка по-самолетному (с пробегом);
посадка с одним работающим двигателем;
посадка с отказавшими двигателями на режиме самовращения несущего винта.
3.10.2. Перед выполнением посадки на аэродром или площадку, где атмосферное давление меньше
или температура наружного воздуха выше, чем в точке взлета, необходимо убедиться в рабо
тоспособности системы подвижного упора. В этом случае подвижный индекс нулевого ин
дикатора СПУУ должен находиться ближе к крайнему левому положению, чем при взлете.
3.10.3. Перед заходом на посадку установить частоту вращения несущего винта 91 % (кроме случа
ев, изложенных в п. 3.10.9 и подразд. 5.2) и дать команду бортовому технику на включение
ПЗУ. штурману — зачитать контрольную карту.
3.10.4. Посадку необходимо выполнять по возможности против ветра. Посадку с боковым и по
путным ветром разрешается выполнять, если его скорость находится в допустимых преде
лах. На пробеге торможение колес производить короткими импульсами.
3.10.5. Посадка с зависанием в зоне влияния земли является основным видом посадки вертолета.
Для выполнения посадки необходимо:
на прямой после четвертого разворота установить скорость 150—140 км/ч;
уточнение расчета на посадку производить изменением поступательной и вертикальной скоростей;
на высоте 80—100 м плавным отклонением ручки управления на себя начать уменьшение скорости с таким расчетом, чтобы на высоте 40—50 м она была равна 70—80 км/ч.
Дальнейшее снижение и уменьшение скорости выполнять с расчетом зависания над местом приземления на высоте 2—3 м;
в процессе торможения и зависания нагрузки с ручки управления снимать короткими
нажатиями на кнопку снятия усилий;
перед зависанием своевременным отклонением ручки управления и педалей парировать стремление вертолета к изменению угла тангажа, кренению и развороту;
после зависания сбалансировать вертолет и плавным уменьшением общего шага с вертикальной скоростью 0,2—0,1 м/с выполнить приземление, не допуская боковых перемещений вертолета. Уменьшать общий шаг несущего винта до минимального значения
разрешается при полной уверенности в том, что вертолет устойчиво стоит на грунте.
3.10.6. Посадка по-вертолетному с зависанием вне зоны влияния земли производится в том слу
чае, когда препятствия на подходах к площадке не позволяют выполнить зависание в зоне
влияния земли, а также на пыльные (заснеженные) плошадки и с учебными целями.
Для выполнения посадки необходимо:
на предпосадочном планировании установить поступательную скорость 80—90 км/ч и
вертикальную скорость снижения 2—3 м/с;
торможение начинать, когда превышение вертолета относительно препятствий будет равно 50—70 м. Торможение производить плавно, без значительного изменения угла тангажа;
зависание вертолета выполнить на высоте, превышающей высоту окружающих препятствий на 10—15 м;
после зависания плавным уменьшением общего шага несущего винта выполнить вертикальное снижение и приземление;
в процессе снижения всем членам экипажа следить за препятствиями, окружающими
площадку, и своевременно докладывать командиру экипажа о приближении вертолета к
ним. Для контроля положения вертолета относительно препятствий использовать бортовую телевизионную установку.
3.10.7. Посадку по-вертолетному с зависанием вне зоны влияния земли на пыльные и заснежен
ные площадки выполнять в том случае, если невозможна посадка по-самолетному.
При выполнении посадки зависание производить на высоте, свободной от пыли или
снежного облака, поднятого струей от несущего винта.
При попадании в пыльное (снежное) облако на зависании необходимо перевести взгляд
на приборы и, не допуская снижения вертолета, уйти на второй круг.
После зависания вертикальное снижение производить плавно, с таким расчетом, чтобы
к моменту ухудшения горизонтальной видимости была обеспечена надежная вертикальная
видимость земли или ориентиров привязки.
Если при вертикальном снижении пропала видимость зем^и или ориентиров привязки, необходимо перенести взгляд на приборы и плавно увеличить высоту висения до выхода из пы-
41
Раздел 3. Выполнение полета
41
льного (снежного) облака. Повторное снижение производить после улучшения вертикальной
видимости.
3.10.8. Посадку по-самолетному (с пробегом) производить, если невозможно зависание вертолета
из-за недостатка мощности двигателей (площадки и аэродромы расположены на больших
высотах над уровнем моря или высокие температуры наружного воздуха), а также на пыль
ные (заснеженные) площадки и с учебными целями. Посадку производить на ровную про
веренную площадку.
Для выполнения посадки необходимо:
снижение до начала торможения выполнять на скорости 120—130 км/ч с вертикальной скоростью снижения 2—3 м/с;
при достижении высоты 80—100 м начать уменьшение скорости с таким расчетом,
чтобы к высоте 30—40 м она была равна 80—90 км/ч;
дальнейшее снижение производить с постепенным уменьшением скорости полета и
вертикальной скорости снижения с таким расчетом, чтобы к высоте 1 м скорость полета
была 30—50 км/ч (в зависимости от расположения площадки над уровнем моря или полетной массы вертолета), а вертикальная скорость снижения 0,4—0,2 м/с;
плавно приземлить вертолет на основные колеса, уменьшить общий шаг несущего
винта до минимального и плавно опустить переднее колесо на землю;
для уменьшения пробега применить тормоза. Торможение производить короткими
импульсами.
При посадке по-самолетному на площадку ограниченных размеров для уменьшения
пробега использовать торможение несущим винтом. Приземление произвести на основные
колеса с углом тангажа 8—9°. После приземления уменьшить общий шаг НВ до 6—8° и
продолжать пробег на основных колесах с углом тангажа 5—6°. На скорости 20—30 км/ч
плавно опустить вертолет на колеса передней опоры, уменьшить общий шаг НВ до минимального и применить тормоза колес. При необходимости тормоза колес применить сразу
после приземления при движении на основных колесах.
При посадке на пыльную (заснеженную) площадку приземление вертолета производить
на такой скорости, на которой пыльный или снежный вихрь отстает от вертолета.
После приземления и ухудшения видимости направление пробега выдерживать по указателю курса. Если при подходе к земле пыльный вихрь начинает обгонять вертолет, необходимо перенести взгляд на приборы и плавно уйти на второй круг. При повторном заходе
скорость приземления должна быть несколько больше, чем в предыдущем заходе.
3.10.9. Для выполнения посадки с полетными массами менее 40 000 кг необходимо:
на прямой после четвертого разворота установить скорость 110—130 км/ч. Если на режиме установившегося снижения при минимальном значении общего шага вертикальная
скорость будет менее 2 м/с, произвести перенастройку частоты вращения несущего винта
на 86 % и с этой частотой вращения производить посадку;
если после перенастройки частоты вращения несущего винта вертикальная скорость
не обеспечивает выполнение снижения для посадки, то уменьшить поступательную скорость до 80—90 км/ч;
далее действовать так же, как указано в пп. 3.10.5.—3.10.7;
при необходимости ухода на второй круг в процесс^увеличения скорости и набора высоты перенастроить частоту вращения несущего винта на 91 %.
3.10.10. Посадку вертолета при одном задросселированном двигателе в учебных целях производить на
ровную, проверенную площадку, имеющую открытые подходы, или на аэродром. Дросселиро
вание двигателя производить после выполнения четвертого разворота на высоте 200 м. Плани
рование и горизонтальный полет перед посадкой выполнять на скорости 100—130 км/ч.
Уменьшение скорости начинать с высоты 40—50 м. На высоте 5—6 м придать вертолету
посадочный угол тангажа 8—9° и незначительным увеличением общего шага уменьшить
вертикальную скорость приземления. Поступательная скорость приземления при посадке
по-самолетному должна быть 40—60 км/ч, приземление производить на основные колеса.
После приземления уменьшить общий шаг до минимального, плавным перемещением
ручки управления опустить вертолет на колесо передней опоры шасси. На пробеге применить тормоза колес. После окончания пробега плавно перевести рычаг раздельного управления задросселированного двигателя в положение АР. Такая методика выполнения
посадки обеспечивает приземление вертолета с вертикальной скоростью не более 1,5 м/с.
При обучении и подготовке экипажей к посадке вертолета при одном работающем
двигателе с укороченным пробегом уменьшение скорости вертолета начинать с высоты
40—50 м увеличением угла тангажа до 15° с таким расчетом, чтобы на высоте 10 м скорость была 60—80 км/ч. На высоте 8—10 м придать вертолету посадочный угол тангажа
8—9°. С высоты 4—6 м увеличением общего шага уменьшить вертикальную скорость приземления (Мкр при этом должен быть не более 88 %).
42
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
42
Приземление произвести на основные колеса с углом тангажа 8—9° на скорости
40-60 км/ч.
После приземления уменьшить общий шаг до 4—5°. На скорости 20—30 км/ч плавно
опустить вертолет на передние колеса, уменьшить общий шаг до минимального и применить тормоза колес.
По окончании пробега плавно перевести рычаг раздельного управления задросселированного двигателя в положение АР. Такой метод выполнения посадки обеспечивает приземление вертолета с вертикальной скоростью не более 2,5 м/с.
ВНИМАНИЕ. Обучение летного состава посадкам при одном задроселлированном двигателе с
укороченным пробегом выполнять только на вертолетах с усиленной конструкцией хвостовой части планера.
3.10.11. Порядок выполнения посадки на режиме самовращения несущего винта при отказе двух
двигателей изложен в разделе «Особые случаи в полете».
3.10.12. Содержание контрольной карты обязательных проверок перед заходом на посадку приве
дено в табл. 3.3.
Таблица 3.3
Обязательная проверка
Доклад об исполнении
'Давление аэродрома
Установлено ... мм
*АРК
Настроен ПРС (ДПРМ)
'Курс посадки на ПНП
Установлен ... °
'Радиовысотомер
Опасная высота ... м установлена
'Направление и скорость ветра
Посадочная масса
Встречный (слева, справа, сзади)
... м/с
... кг
Кто докладывает
Штурман, правый летчик, командир
экипажа
Штурман
Штурман, правый летчик, командир
экипажа
Командир экипажа
Штурман
Штурман
Частота вращения
Установлена ... %
Командир экипажа
Остаток топлива
... кг
Правый летчик
Силовая установка
Параметры в норме
Бортовой техник
ПЗУ
Включены
Бортовой техник
Зачитывается при полетах вне аэродрома и при посадке на площадку.
43
Раздел 3. Выполнение полета
43
3.11. ОКОНЧАНИЕ ПОЛЕТА И ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЕЙ
3.11.1. Зарулить вертолет на стоянку необходимо с таким расчетом, чтобы последние 1—2 м пе
ред остановкой руление выполнялось по прямой. Плавным торможением колес остано
вить вертолет.
После остановки вертолета установить ручку управления в нейтральное положение и
переместить рычаг обшего шага вниз до упора.
Убедиться, что направление и скорость ветра обеспечивают безопасное выключение
двигателей и останов несущего винта.
Остановить двигатели и несущий винт в соответствии с рекомендациями, изложенными
в разделе 2. При этом следует учитывать, что во время, необходимое для охлаждения двигателей, будет входить продолжительность руления при полетном малом газе, но не более
3 мин.
3.11.2. После останова двигателей и несущего винта бортовому технику необходимо установить
противоугонное устройство, поставить на стопор механизмы аварийного сброса дверей
грузовой кабины.
44
44
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
3.12. ПОЛЕТЫ НОЧЬЮ В ПРОСТЫХ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ
3.12.1. Перед выруливанием убедиться, что все необходимое для руления и полета светотехни
ческое оборудование включено (освещение приборных досок и пультов управления,
аэронавигационные, контурные и строевые огни, светосигнальные маяки), получить до
клады от членов экипажа о готовности к выруливанию. Выпустить посадочные фары и
отрегулировать направление их лучей. Руление выполнять с включенными фарами, пе
риодически производя просмотр пространства поворотом лучей фар.
3.12.2. Работу силовой установки и управления вертолетом проверить на висении на высоте
2—3 м с выключенными посадочными фарами или в полосе, освещенной наземными
светотехническими средствами.
3.12.3. Перемещения и подлеты вперед выполнять со скоростью не более 15 км/ч, а назад и в
стороны — не более 5 км/ч.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При висении ночью над неосвещенной поверхностью перемещения
вертолета назад и в стороны ЗАПРЕЩАЮТСЯ.
Скорость перемещения контролировать по земле, высоту — по земле и показаниям радиовысотомера.
3.12.4. Пилотировать вертолет при взлете ночью необходимо так же, как и при взлете днем.
После отделения от земли не допускать смещений вертолета.
3.12.5. Разгон и набор высоты выполнять более плавно, чем днем. После перехода в набор вы
соты необходимо перейти на пилотирование по приборам. На высоте 30—50 м выклю
чить фары и установить заданный режим набора высоты.
3.12.6. Пилотирование вертолета ночью разрешается во всем диапазоне скоростей, установлен
ном для пилотирования днем. Горизонтальный полет выполнять на высоте не ниже
150 м над рельефом местности. Развороты, виражи и спирали выполнять с креном не
более 15°.
Пилотирование осуществлять по приборам с периодическим просмотром воздушного
пространства и наземных ориентиров.
3.12.7. Построение маневра, заход на посадку, расчет и посадку производить так же, как и
днем. При выполнении посадки требуется повышенное внимание для определения по
ложения вертолета в пространстве.
3.12.8. На предпосадочном планировании на высоте 70—50 м включить поисково-посадочные
фары и отрегулировать направление их лучей. Высоту определять по радиовысотомеру с
контролем по освещенным участкам земли и световым ориентирам.
3.12.9. Если от света фар на предпосадочном планировании появляется экран, затрудняющий
наблюдение за землей (при полете в дождь или в снегопад, а также при повышенной
влажности), фары необходимо выключить, а посадку производить, ориентируясь по
земле, освещенной наземными светотехническими средствами, или по другим световым
ориентирам.
3.12.10. После приземления уменьшать общий шаг необходимо плавно и только при полной уве
ренности, что вертолет устойчиво стоит на земле.
45
Раздел 3. Выполнение полета
45
3.13. ПОЛЕТЫ В СЛОЖНЫХ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ ДНЕМ И НОЧЬЮ
3.13.1. Перед выполнением задания в сложных метеорологических условиях необходимо тщатель
но изучить погоду района предстоящих полетов. При изучении особое внимание обратить
на наличие обледенения, скорость и направление ветра, температуру и влажность воздуха.
3.13.2. Перед выруливанием убедиться в нормальной работе автопилота, аппаратуры ДИСС и
систем электропитания, в правильности показаний ПКП, ПНП, резервного авиагори
зонта, РМИ-2, высотомеров, радиокомпаса в исправности радиостанций УКВ и KB диа
пазонов, противообледенительной системы ПЗУ и двигателей, несущего и рулевого
винтов, СКВ и стеклоочистителей. При ночных полетах проверить исправность светотех
нического оборудования, установить яркость освещения кабины.
3.13.3. После выруливания к месту взлета согласовать курсовую систему, установить магнитный
курс взлета, убедиться, что радиовысотомер включен и установлена заданная опасная
высота, пилотажно-командные приборы и резервный авиагоризонт работают нормально,
стрелка радиокомпаса правильно показывает направление на радиостанцию.
3.13.4. После оценки воздушной обстановки по радиообмену, осмотра воздушного пространства
и доклада членов экипажа о готовности к взлету запросить разрешение на взлет.
Получив разрешение, выполнить визуально контрольное висение и произвести взлет.
3.13.5. После взлета до входа в облака установить скорость полета 150 км/ч и вертикальную
скорость 3—4 м/с. Снять нагрузки с ручки управления, убедиться в правильности пока
заний пилотажно-командных приборов, резервного авиагоризонта, плановых навигаци
онных приборов, указателей радиовысотомера. Правильность показаний ПКП,
авиагоризонта проверяется при установлении заданного режима набора высоты путем
сопоставления с фактическим положением вертолета относительно естественного гори
зонта, а правильность показаний указателей курсовой системы и радиокомпаса — с фак
тическим положением вертолета относительно оси ВПП и приводной радиостанции.
В тех случаях, когда линия естественного горизонта не просматривается, исправность
ПКП и резервного авиагоризонта проверяется по сравнению их взаимных показаний и по
сочетанию показаний указателей курса ПНП, скольжения и вариометра.
За 25—30 м до входа в облака полностью перейти на пилотирование по приборам.
3.13.6. Момент входа в облака ночью определять по исчезновению наземных ориентиров, огней
ВПП и появлению светового экрана от бортовых и контурных огней. Момент выхода
вертолета из облаков определять по исчезновению светового экрана и появлению назем
ных световых ориентиров.
3.13.7. Пилотирование вертолета в облаках осуществлять по показаниям пилотажно-командных
и планово-навигационных приборов, указателей скорости, вариометра, высотомера и
указателя скольжения. Путевую скорость и угол сноса контролировать по указателям ап
паратуры ДИСС. Для контроля местонахождения вертолета использовать аппаратуру вертолетовождения. При пилотировании вертолета в облаках постоянно контролировать
правильность показаний пилотажных приборов, сравнивая их показания на левой и пра
вой панелях приборной доски летчика с показаниям^ резервного авиагоризонта и дубли
рующих приборов с целью своевременного определения возможных отказов в их работе.
3.13.8. При отказе одного или нескольких приборов перейти на пилотирование по приборам,
расположенным на другой панели приборной доски, и резервному авиагоризонту. При
обнаружении отказа одного или нескольких приборов доложить руководителю полетов,
вывести вертолет из облаков и произвести посадку на аэродром. Во время полета по
приборам необходимо чаще контролировать курс полета, так как даже при небольшом
крене, практически незаметном по показаниям ПКП, вертолет уходит с курса.
3.13.9. Заход и расчет на посадку выполняются одним из следующих методов:
по большой (малой) коробочке;
с прямой отворотом на расчетный угол;
с помощью автоматического радиопеленгатора;
с использованием ОПРС с РСП;
с использованием радиомаячной системы ПРМГ типа «Катет».
Заход и расчет на посадку по большой (малой) коробочке на аэродромах, оборудованных одной
приводной радиостанцией, установленной на удалении 1300 м от места приземления
При подготовке к полету по коробочке необходимо рассчитать по известному ветру магнитные курсы, путевое время для каждого участка маневра, курсовые углы и магнитные пеленги радиостанции всех разворотов и траверза с учетом угла сноса. Полученные данные
46
46
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
V= ISOnn/ч
Рис. 3.1. Схема захода на посадку по большой коробочке
Рис, 3.2. Схема захода на посадку с прямой отворотом на расчетный угол
свести в таблицу. Высота полета по коробочке устанавливается Инструкцией по производству полетов на данном аэродроме.
Схема захода на посадку по большой коробочке для штилевых условий и высоты круга
300 м приведена на рис. 3.1.
После взлета набор высоты производить на скорости 150 км/ч с вертикальной скоростью 3—4 м/с.
Скорость горизонтального полета по коробочке 160 км/ч, развороты выполнять с креном 10°. После выполнения третьего разворота перевести вертолет на снижение с вертикальной скоростью 2—3 м/с и установить поступательную скорость 150 км/ч. Снижение
производить до высоты 200 м.
Четвертый разворот выполнять в режиме горизонтального полета на высоте не менее
200 м. После выхода из четвертого разворота вертолет перевести в режим снижения с вертикальной скоростью 2—3 м/с и уменьшить скорость полета с таким расчетом, чтобы над
ПРС на высоте 100 м она составляла 100—120 км/ч. Если снижение на высоту 100 м произошло до прохода ПРС, вертолет перевести в режим горизонтального полета.
На снижении штурману необходимо контролировать высоту полета и следить за выходом из облаков.
После пролета ПРС и выхода из облаков визуально уточнить расчет, снизиться и произвести посадку по-вертолетному или по-самолетному в зависимости от массы вертолета и
размеров ВПП (площадки).
В случаях, когда выход на ПРС произведен с курсом, отличающимся от посадочного более, чем на 60°, но не более, чем на 120", заход на посадку выполнять по малой коробочке,
если это предусмотренно схемой аэродрома.
При заходе на посадку по малой коробочке выход ПРС выполнить на скорости 160 км/ч. После прохода ПРС взять курс, перпендикулярный посадочному По истечении времени 1 мин 15 с
(для штилевых условий) выполнить разворот на курс, обратный посадочному, с учетом угла сноса.
47
Раздел 3. Выполнение полета
V
t
47
йЖ
Yo>-135 ии/ч t
* 1м«нд1е
Рис. 3.3. Схемы захода на посадку по большой коробочке с использованием системы ОПРС с РСП или системы ПРМГ
типа «Катет»
Дальнейший маневр совпадает с элементами большой коробочки. В том случае, когда
высота полета по коробочке более 300 м, снижение до высоты полета по коробочке
необходимо выполнять после траверза.
Заход и расчет на посадку с прямой отворотом на расчетный угол
Выполняется в случае, когда выход на БИРС производится с курсом обратным посадоч ному или с разницей не более 60°.
При заходе на посадку с прямой отворотом на расчетный угол (рис. 3.2) вывести вертолет на
скорости 160 км/ч на заданной высоте на ПРС. После прохода ПРС по команде штурмана выполнить отворот вправо или влево на расчетный угол с учетом сноса и продолжать полет с этим курсом.
По истечении расчетного времени перевести вертолет на снижение со скоростью 150 км/ч
и вертикальной скоростью 2—3 м/с, выполнить разворот на посадочный курс с креном 10° и
потерей высоты 200 м. После выхода на посадочный курс дальнейшие действия совпадают с
действиями при заходе по большой коробочке после выполнения 4-го разворота.
Примечание. Схема захода, высота полета устанавливаются для каждого аэродрома Инструкцией по производству
полетов на этом аэродроме.
Заход и расчет на посадку с помощью автоматического радиопеленгатора
Заход и расчет на посадку с помощью наземного УКВ радиопеленгатора выполняется в
случае отказа радиокомпаса или приводной радиостанции, а также в учебных целях.
Для выполнения захода на посадку по УКВ радиопеленгатору необходимо знание эки пажем радиопеленгов применительно к методу выполнения маневра в районе данного
аэродрома или площадки.
Построение маневра захода на посадку выполнять методом большой (малой) коробочки
или с прямой отворотом на расчетный угол по аналогии со схемами, приведенными на
рис. 3.1. и рис. 3.2, по командам руководителя полетов.
Особенности захода и расчета на посадку по большой коробочке с использованием ОПРС с РСП (в
качестве ОПРС используется БПРС системы ОСП)
Полет по кругу, вход в круг с маршрута выполнять согласно рекомендациям, указанным
в данном подразделе. Схема захода на посадку по большой коробочке для данного случая
приведена на рис. 3.3.
Выход на посадочную прямую выполнять по командам руководителя полетов (расчета
РСП) в горизонтальном полете на удалении 6 км от начала ВПП на скорости 150 км/ч и
высоте не более 300 м.
Планирование на посадочном курсе производить на скорости 150 км/ч с Уу = 2—3 м/с
таким образом, чтобы на удалении 4 км от начала ВПП высота составляла 200 м.
На удалении 2—3 км от начала ВПП начать уменьшение скорости с таким расчетом,
чтобы БПРС пройти на скорости 100—120 км/ч и высоте 70 м (при размещении БПРС на
удалении 1 км от начала БПП).
48
48
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Дальнейшее торможение после пролета БПРС и выхода из облаков начинать в визуальном полете с таким расчетом, чтобы на высоте 10 м скорость была 50—60 км/ч.
Штурману при снижении необходимо контролировать высоту полета и следить за выходом из облаков.
Примечания: 1. Если высота полета по коробочке более 300м, то высоту 300 м занимать до начала 4 -го разворота.
2. Если вертолет снизился до высоты 200 м на удалении более 4 км, перевести его в горизонтальный полет. Дальнейшее
снижение выполнять с удалением 4 км.
3. При выполнении захода на посадку по большой коробочке на аэродромах, оборудованных ОПРС с РСП, 3-й разворот вы
полнять при МПР = МКЛОС + 40° (КУР+220° при левой коробочке). В этом случае выход на посадочный курс обеспечивается на
удалении 6 км. 4-й разворот начинать выполнять при МПР = МК|ЮС + (10 — 15°) или КУР - 280 — 285° (при левой коробочке).
4. Высота принятия решения при данном заходе и расчете на посадку должна быть не менее 70 м.
Заход и расчет на посадку по большой коробочке или с рубежа
с использованием радиомаячной системы ПРМГ типа «Катет»
При заходе на посадку по системе ПРМГ типа «Катет» маневр для входа в зону действия
курсоглиссадных радиомаяков осуществляется с использованием радиокомпаса АРК-19 в
соответствии со схемой, установленной для данного аэродрома.
Для обеспечения захода и расчета на посадку по системе ПРМГ необходимо, чтобы вывод вертолета на посадочную прямую был выполнен на удалении не менее 8 км от начала
ВПП на высоте 300 м.
Линия глиссады при этом будет проходить выше высоты полета вертолета. Полет по большой коробочке производится в соответствии со схемой рис. 3.3. Перед заходом на
посадку необходимо: Летчику (командиру экипажа):
установить переключатель ПЛАНКИ ПКП, ПНП в положение РСБН МАРШРУТПОСАДКА;
переключатель СТРЕЛКА КУР установить в положение АРК-19;
убедиться, что стрелка ЗПУ установлена на магнитный курс посадки.
Штурману:
установить переключатель ЗПУ в положение ДИСС и кремальерой ЗПУ выставить
магнитный курс посадки;
в полете от 3-го к 4-му развороту (при заходе по коробочке) или после прохода КПМ
(при заходе с рубежа) включить аппаратуру «Веер-М» в режиме «Посадка» и установить
номер посадочного канала.
Заход и расчет на посадку по большой (малой) коробочке
Летчику (командиру экипажа):
выполнить 3-й разворот на высоте круга и скорости 150 км/ч при МПР = МКПОС ± 30°
или КУР = 210° (30°) относительно БПРС;
убедиться, что вертолет вошел в зону действия посадочных радиомаяков по уборке
бленкеров К и Г ПНП, при этом курсовая и глиссадная планка ПНП показывают положение равносигнальных зон курса и глиссады относительно вертолета;
при МПР = МКПОС± 15° или КУР — 285° (75°) начать выполнение 4-го разворота. В процессе
разворота курсовая планка ПНП должна отойти от крайнего положения и перемещаться к
центру. При правильном выполнении разворота примерно за 30° до выхода на посадочный
курс стрелка КУР и стрелка ЗПУ должны совместиться и дальнейший разворот выполняется
при совмещенных стрелках. Перемещение курсовой планки к центру должно быть пропорционально перемещению совмещенных стрелок. Если перемещение курсовой планки происходит быстрее, чем движение нижнего конца стрелки ЗПУ, разворот необходимо ускорить, а
если перемещение курсовой планки происходит медленнее, разворот необходимо замедлить;
как только курсовая планка подойдет к центральному кружку, вывести вертолет из
разворота на посадочный курс;
после выхода из 4-го разворота стрелка КУР должна быть совмещена со стрелкой ЗПУ
и индексом угла сноса;
при подходе планки положения глиссады к центральному кружку приступить к снижению с вертикальной скоростью 2—3 м/с, удерживая планки положения ПНП в пределах центрального кружка;
в случае выхода вертолета из зоны глиссады вверх возвращение на глиссаду производить увеличением вертикальной скорости, но не превышая значения 5 м/с. При выходе из зоны глиссады
вниз уменьшить вертикальную скорость снижения или перевести вертолет в горизонтальный полет;
с высоты 150—130 м (на удалении 3000—2500 м от начала ВПП) начать уменьшение
скорости с таким расчетом, чтобы БПРС пройти на скорости 120—100 км/ч и высоте 70 м
(при размещении БПРС на удалении 1 км от начала ВПП).
49
Раздел 3. Выполнение полета
49
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае выпадания бленкеров К. или Г (или К и Г) на ПНП пилоти рование по соответствующим планкам ЗАПРЕЩАЕТСЯ;
при выходе из облаков и доклада правого летчика о видимости ВПП перейти на визуальное пилотирование, оценить свое положение относительно ВПП и принять решение на выполнение посадки.
Правому летчику:
докладывать командиру экипажа о входе вертолета в зону действия курсоглиссадных
маяков, о выходе из облаков и о начале видимости ВПП (площадки);
контролировать режим полета по курсу и глиссаде и об отклонениях докладывать
командиру экипажа.
Штурману:
докладывать командиру экипажа: начало 3-го и 4-го разворотов, удаление вертолета от
начала ВПП, высоту (с контролем высоты пролета ДПРМ и БПРМ), а также скорость полета;
контролировать полет по курсу и глиссаде по показаниям планок положения ПНП,
стрелке КУР и индексу текущего курса.
Заход и расчет на посадку с рубежа
После прохода К.ПМ выполнить маневр с использованием радиокомпаса АРК-19, настроенного на частоту ДПРМ (или БПРМ), для выхода в точку разворота на посадочный курс. После
выхода на посадочный курс и входа в зону действия курсоглиссадных маяков всему экипажу
действовать так же, как при заходе по большой коробочке после выполнения 4-го разворота.
50
50
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
3.14. ПОЛЕТЫ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
3.14.1. При температуре наружного воздуха +5 °С и ниже все полеты выполнять с включенным
обогревом ПЗУ, двигателей и ПВД (ППД). О включении обогрева ПЗУ, двигателей и
ППД СРД (на вертолетах с ППД) бортовой техник должен доложить командиру экипажа.
При отсутствии обледенения у земли в случае необходимости допускается на время выполнения взлета и посадки (не более 2 мин) выключением обогрева двигателей и ПЗУ с соответствующим докладом руководителю полетов о выключении и последующем его
включении.
3.14.2. Перед полетом в условиях обледенения включить противообледенительную систему не
сущего и рулевого винтов, установив выключатель АВТОМАТ во включенное положе
ние.
3.14.3. В случае появления в полете первых признаков обледенения (появление льда на перед
них стеклах или блистерах кабины экипажа) и при отсутствии загорания табло ОБЛЕДЕ
НЕНИЕ противообледенительную систему несущего и рулевого винтов включить
вручную, при этом автоматический режим работы ПОС (на вертолетах с РАУС) должен
оставаться включенным (выключатель вверх).
3.14.4. Обогрев стекол включить при их запотевании, при первых признаках появления льда и
при загорании табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ. Стеклоочистители включать при необходимости.
3.14.5. Контроль за работой ПОС осуществлять по сигнальным табло отказов ПОС несущего и
рулевого винтов, ПЗУ и двигателей, а также по величине потребляемого тока.
3.14.6. На вертолетах с генераторами 90 кВА при отказе генератора загораются табло ГЕНЕРАТ.
ОТКЛ. отказавшего генератора и ПОС на 1 ГЕН.
3.14.7. На вертолетах с генераторами 120 кВА при отказе генератора загорается табло ГЕНЕРАТ.
ОТКЛ. отказавшего генератора, ПОС НВ и РВ автоматически переключается на исправ
ный генератор, что контролируется по повышению показаний амперметра. На вер толе
тах, доработанных по ручному переключению электропитания ПОС НВ и РВ, при отказе
в полете левого генератора независимо от условий полета бортовому технику установить
переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, в положение ПРАВ.
3.14.8. Вывести вертолет из зоны обледенения и доложить руководителю полетов в следующих
случаях:
повышения температуры масла в двигателях и главном редукторе из-за возможного
обледенения вентилятора;
появления ненормальных вибраций вертолета или самопроизвольного изменения режима двигателей;
отказа одного или обоих генераторов;
загорания табло, сигнализирующих об отказе ПОС;
появления условий обледенения при температуре наружного воздуха ниже —20 °С.
3.14.9. В случае внезапного попадания в зону обледенения в полете обогрев ПЗУ и двигат елей
включать поочередно. Обогрев второго двигателя включать, предварительно убедившись
в устойчивой работе двигателя, на котором обогрев был включен в первую очередь.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. При позднем включении обогрева ПЗУ и двигателя не исключена
возможность останова двигателя из-за сброса в него льда, накопившегося на ПЗУ.
2. После выхода из зоны обледенения по причине загорания табло
Р ВОЗД. ВЕЛИКО необходимо выключить обогрев ПЗУ и двигателей.
51
Раздел 3. Выполнение полета
51
3.15. ПОЛЕТЫ В ГОРАХ
3.15.1. Выполнение полетов в горной местности требует от экипажа тщательного изучения метеоро
логической обстановки района полетов перед выполнением задания и систематического на
блюдения за ее изменением в полете. Особое внимание необходимо уделять определению
скорости и направления ветра, а также наличию облачности и характеру ее развития.
3.15.2. Из-за неравномерного прогрева горных склонов образуются сильные восходящие и ни
сходящие потоки, которые по солнечной стороне склона движутся вверх, по теневой —
вниз. Эти перемещения необходимо учитывать при выполнении взлетов и посадок на вы
сокогорных площадках, а также при полетах на предельно малых высотах.
3.15.3. Выполнение полетов в непосредственной близости от горных хребтов при наличии ветра
и облачности с вертикальными формами развития усложняется вследствие интенсивной
болтанки вертолета и некоторого ухудшения его управляемости, особенно при полете с
грузом на внешней подвеске.
3.15.4. При полетах в горной местности не рекомендуется приближаться к склонам гор и мощ
ным кучевым облакам, которые образуются в дневное время над горами.
Основным признаком наличия сильных нисходящих и восходящих потоков, которые
могут создавать угрозу безопасности полета, являются мощно-кучевые облака, возникающие над горами в дневное время. Наиболее благоприятные условия выполнения полетов
бывают в утренние и вечерние часы.
3.15.5. Пересечение горных хребтов при наличии ветра сопровождается резко выраженной бол
танкой вблизи горного склона. При пересечении горного хребта против ветра болтанка
начинает ощущаться с большего расстояния от хребта, чем при полете по ветру. Интен
сивность болтанки возрастает по мере приближения к склону горного хребта против вет
ра, и при недостаточном запасе высоты над вершиной хребта выполнение полета
вследствие сильных нисходящих потоков воздуха может оказаться небезопасным.
3.15.6. При определении возможности взлета и посадки на площадке в горах необходимо оце
нить размеры и состояние поверхности площадки, высоту над уровнем моря, характер
препятствий в полосе взлета и посадки, а также направление и скорость ветра.
Взлеты и посадка по-вертолетному при скорости ветра не более 5 м/с выполнять на
площадке с уклонами:
< 7° — левым бортом на уклон;
< 5° — носом на уклон;
3.15.7.
3.15.8.
3.15.9.
3.15.10.
< 4° — носом под уклон;
< 3° — левым бортом под уклон.
При скоростях ветра более 5 м/с взлеты и посадки выполнять против ветра с учетом
указанных уклонов.
Перед полетом в ущелье рассчитать радиус разворотов на разных скоростях полета при
максимальном значении угла крена для данных условий полета. Полет выполнять над
дном ущелья на высоте 50—100 м, придерживаясь одной из сторон ущелья, по возможно
сти более освещенной, в целях обеспечения возможности разворота на случай необходи
мости выхода из ущелья в обратном направлении.
Скорость полета в зависимости от ширины ущелья выдерживать такой, чтобы в любой
момент полета обеспечивалась возможность выполнения разворота на 180°.
Радиовысотомер при полете над горным рельефом дает неустойчивые показания. Пользо
ваться показаниями радиовысотомера можно только при полете над пологими ровными
склонами и при висении над площадками.
Применение радиокомпаса при полетах в горах затруднено из-за наличия горного эффек
та. Радиокомпас в горах дает показания с ошибками до ±30", а в отдельных случаях и бо
лее.
Величина ошибок зависит от высоты гор, расстояния до них, длины волны пеленгуемой радиостанции, истинной высоты полета, а также от взаимного расположения гор,
вертолета и приводной радиостанции. Для повышения точности пеленгования использовать радиостанции с более короткой длиной волны (с большей частотой). При неустойчивых показаниях радиокомпаса определение навигационных элементов с помощью
радиокомпаса не производить.
Путевую скорость и значение угла сноса определять по показаниям индикатора путевой
скорости и угла сноса аппаратуры ДИСС. Для ведения визуальной ориентировки исполь
зовать горные долины, плоскогорья, характерные вершины гор, горные реки и населен
ные пункты. Контрольные ориентиры при полете ng маршруту выбирать на открытой
стороне склонов гор.
52
52
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
3.16. ОБЯЗАННОСТИ ПРАВОГО ЛЕТЧИКА, ШТУРМАНА, БОРТОВОГО ТЕХНИКА
И БОРТОВОГО МЕХАНИКА В ПОЛЕТЕ
3.16.1. Полеты на вертолете все члены экипажа должны выполнять в защитных шлемах. При
выполнении полета правый летчик, штурман, бортовой техник и бортовой механик обя
заны вести осмотрительность со своего рабочего места и своевременно докладывать
командиру экипажа о замеченных препятствиях.
3.16.2. Правый летчик обязан:
при взлете вертолета, в полете и на посадке следить за показаниями приборов и о всех
отклонениях от заданных величин немедленно докладывать командиру экипажа, а в случае необходимости помогать командиру экипажа в пилотировании вертолета;
пилотировать вертолет согласно заданию на полет, а также по команде командира экипажа;
при полетах с грузом на внешней подвеске во время подцепки, подъема, укладки и отцепки груза следить за выдерживанием высоты, препятствиями, а также за показаниями
приборов; по команде командира экипажа производить аварийный сброс груза;
при полетах в сложных метеоусловиях и ночью систематически следить за показаниями пилотажно-навигационных приборов, особенно за высотой при снижении после четвертого разворота и быть готовым в любой момент к пилотированию вертолета. О всех
отклонениях от заданного режима докладывать командиру экипажа;
постоянно вести общую ориентировку;
при пилотировании вертолета командиром экипажа под шторками повысить осмотрительность в районе полета, обращая особое внимание на сектор, в сторону которого производится
маневр вертолета; своевременно предупреждать командира экипажа в случае, если показания
отдельных приборов близки к предельно допустимым, а при необходимости вмешиваться в
управление вертолетом, предварительно предупредив командира экипажа. При возникновении особых случаев в полете брать управление на себя с одновременным открытием шторки.
3.16.3. Штурман обязан:
перед взлетом убедиться в том, что курсовая система согласована, показания указателей курса соответствуют направлению взлета, стрелки АРК показывают направление на
приводную радиостанцию аэродрома. По команде командира экипажа зачитать контрольную карту обязательных проверок перед взлетом (висением);
в момент начала взлета включить кнопку часов «Время полета», а при полете по схеме
захода на посадку — и секундомер;
следить за выдерживанием заданного курса, скорости и высоты полета;
определять начало разворотов при полете по установленной схеме захода на посадку и
докладывать командиру экипажа о выходе в точку начала разворота;
при полете по маршруту докладывать командиру экипажа расчетное и фактическое
время пролета контрольных ориентиров;
вести детальную ориентировку, контроль пути, а при отклонении от заданной линии
пути докладывать командиру экипажа поправки в курс для ее исправления;
при полетах в сложных метеоусловиях и ночью в простых метеоусловиях использовать
необходимую аппаратуру вертолетовождения для определения места вертолета и выхода в
заданную точку, заданный район или аэродром посадки, а также для захода на посадку;
при заходе на посадку после перехода на давление аэродрома по команде командира
экипажа зачитать контрольную карту обязательных проверок;
на посадочном курсе докладывать командиру экипажа высоту через 50 м, момент прохода ПРС и скорость на планировании;
при выполнении учебных полетов по приборам оказывать помощь командиру экипажа в закрывании шторки.
3.16.4. Бортовой техник обязан:
во время взлета, полета и посадки следить за показаниями приборов, контролирующих работу силовой установки и систем вертолета;
регулировать температуру масла в двигателях и главном редукторе путем открывания и
закрывания лопаток вентилятора;
следить за выработкой топлива и периодически докладывать командиру экипажа об
оставшемся количестве топлива;
при полете в условиях обледенения особое внимание уделять контролю за работой ПОС;
по команде командира экипажа включать и выключать СКВ, ПЗУ;
о всех ненормальностях в работе силовой установки или систем вертолета немедленно
докладывать командиру экипажа;
при отсутствии бортового механика с разрешения командира экипажа периодически
выходить в грузовую кабину и проверять, нет ли течи топлива, масла и гидросмеси, а так-
53
Раздел 3. Выполнение полета
53
же контролировать количество топлива в дополнительных баках, состояние швартовки грузов, а
при перевозке людей — соблюдение ими установленных правил. 3.16.5. Бортовой механик
обязан:
при нахождении в грузовой кабине контролировать количество топлива в дополнительных баках, следить за состоянием швартовки перевозимых грузов, а при перевозке людей — за соблюдением ими установленных правил;
следить за отсутствием течи топлива, масла и гидросмеси; при перевозке грузов на
внешней подвеске выполнять обязанности оператора; о всех обнаруженных
неисправностях немедленно докладывать командиру экипажа. При нахождении в кабине
сопровождающих с разрешения командира экипажа периодически выходить в грузовую
кабину для выполнения обязанностей, изложенных выше.
54
54
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
3.17. ПРОВЕРКА МАКСИМАЛЬНОГО ВЗЛЕТНОГО РЕЖИМА
РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ Д-136 В ПОЛЕТЕ
3.17.1. Перед выполнением проверки убедиться, что взлетная масса вертолета не превышает
49 650 кг.
3.17.2. На земле выполнить поочередное опробование двигателей в соответствии с настоящим
РЛЭ с выходом на максимально возможный режим, исключающий отрыв вертолета от
земли. Убедиться в нормальной работе силовой установки на указанном режиме.
3.17.3. Выполнить взлет и набор высоты 500 м. Установить скорость горизонтального полета
140—160 км/ч.
3.17.4. На заданной высоте медленно, за время 7—10 с, перевести рычаг раздельного управления
непроверяемого двигателя на малый газ и убедиться, что второй двигатель при этом вы
шел на повышенный режим.
Примечание. Если при дросселировании одного из двигателей режим второго не увеличивается (вертолет теряет высоту), необходимо плавно, не допуская ударного включения муфты свободного хода, перевести рычаг раздельного управления задросселированного двигателя во взлетное положение, выполнение полета прекратить и произвести посадку.
3.17.5. Перевести вертолет в разгон без потери высоты до выхода контролируемого двигателя на
максимальный взлетный режим. Выполнить полет на этом режиме в течение 2 мин.
Максимальный взлетный режим контролировать по величине крутящего момента или
температуре газов за турбиной низкого давления (по любому из указанных параметров,
который первый достиг максимально допустимой величины).
Бортовому технику по показаниям приборов записать основные параметры, характеризующие работу двигателя:
величину крутящего момента;
температуру газов за турбиной низкого давления;
частоту вращения ротора компрессора высокого давления (КВД);
частоту вращения несущего винта;
значение общего шага несущего винта.
3.17.6. Уменьшать скорость вертолета до 340—160 км/ч, плавно перевести рычаг раздельного
управления задросселированного двигателя во взлетное положение и повторить проверку
максимального взлетного режима для второго двигателя в аналогичной последовательно
сти.
3.17.7. Соответствие параметров максимального взлетного режима заданным в Руководстве по
летной эксплуатации (РЛЭ) и Руководстве по технической эксплуатации (РЭ) опреде
лить бортовому технику после посадки по методике, изложенной в РЭ двигателя Д-136.
ВНИМАНИЕ. При работе двигателя на МБР в условиях, где вступает в работу ограничитель температуры газов БПР, допускается загорание с последующим погасанием табло АВТОМАТ. ОГРАНИЧ. БПР, при этом температура газов
должна быть в установленных пределах.
55
Раздел 3. Выполнение полета
55
3.18. ВЫПОЛНЕНИЕ ВЗЛЕТА, ПОЛЕТА И ПОСАДКИ ВЕРТОЛЕТА
С ОДНИМ РАБОТАЮЩИМ ДВИГАТЕЛЕМ
3.18.1. Взлет с одним работающим двигателем разрешается выполнять в особый период с целью
эвакуации вертолета с места вынужденной посадки, выполненной из-за отказа или боево
го повреждения одного из двигателей.
3.18.2. Горизонтальный полет вертолета с одним работающим двигателем выполнять в диапазоне
высот и скоростей, указанных в табл. 7.5.
3.18.3. Предельную взлетную массу вертолета при взлете и посадке по-вертолетному вне зоны
влияния земли (Явис = 30 м) и в зоне влияния земли (Явис = 5 м) определять по номограм
мам рис. 3.4, 3.5. При взлетах по-самолетному (Явис = 1 м) величину предельной взлетной
массы увеличивать на 1500 кг по сравнению с предельной массой, определенной при тех
же условиях для взлета по-вертолетному в зоне влияния земли (Явис = 5 м).
3.18.4. Наивыгоднейшие скорости набора высоты и моторного планирования с одним работаю
щим двигателем в зависимости от полетной массы вертолета и высоты полета аналогичны
указанным в табл. 7.3 для полета с двумя работающими двигателями.
3.18.5. Минимальные размеры рабочей площадки для взлетов и посадок с предельной взлетной
массой на высотах до 1500 м:
50 х 80 м — по-вертолетному без использования влияния «воздушной подушки»; 50 х
200 м — по-вертолетному с использованием влияния «воздушной подушки»; 50 х 420 м
— по-самолетному при наличии препятствий высотой 10 м на границе площадки;
50 х 270 м — по-самолетному при отсутствии препятствий.
3.18.6. Расчет дальности и продолжительности полета вертолета производить с учетом данных
километрового и часового расходов, указанных в РДП вертолета Ми-26.
3.18.7. Перед принятием решения о подготовке вертолета к взлету с одним работающим двигателем
экипажу осмотреть вертолет в объеме контрольного осмотра. Особое внимание обратить на по
врежденный и исправный двигатели. При этом убедиться в целостности топливных трубопро
водов между расходным баком и перекрывным пожарным краном поврежденного двигателя.
Командиру экипажа решение на взлет принимать после личного осмотра вертолета, его
систем, площадки и определения возможного способа взлета.
При подготовке к взлету необходимо:
Командиру экипажа:
определить по номограммам (рис. 3.4, 3.5) предельную взлетную массу вертолета для
взлета с одним работающим двигателем в фактических условиях;
получить доклады от членов экипажа о необходимом дтя перелета запасе топлива, фактической массе и центровке вертолета, а также о возможности демонтажа съемного оборудования;
при необходимости организовать работы по уменьшению массы вертолета до предельной взлетной в фактических условиях;
совместно с бортовым техником произвести осмотр вертолета в объеме контрольного
после завершения работ по уменьшению массы вертолета.
Уменьшение массы вертолета производить путем: демонтажа съемного оборудования,
выработки топлива при работе исправного двигателя на земле или слива топлива.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Состав съемного оборудования определяется командиром экипажа в соответствии с рекомендациями Инструкции по загрузке и центровке вертолета
Ми-26. В зависимости от условий полета до аэродрома посадки в каждом
конкретном случае могут сниматься только те агрегаты, детали и оборудование, снятие которых не приведет к снижению безопасности полета. 2. В
случае слива топлива на грунт перед запуском ВСУ и исправного
двигателя убедиться в обеспечении мер пожарной безопасности.
Правому летчику:
произвести расчет фактической массы, центровки вертолета и доложить командиру
экипажа о полученных расчетных данных;
совместно с членами экипажа выполнить работы по уменьшению массы вертолета.
Штурману:
уточнить местонахождение вертолета;
определить маршрут перелета с места вынужденной посадки, потребный для этого запас топлива и доложить командиру экипажа о полученных расчетных данных;
совместно с членами экипажа выполнить работы по уменьшению массы вертолета.
Бортовому технику:
осмотреть вертолет в объеме контрольного осмотра, обратив особое внимание на целостность трубопроводов подачи топлива к двигателям (к отказавшему двигателю от рас-
56
56
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Рис. 3.4. Номограмма для определения предельной массы вертолета Ми-26 при взлете и посадке
по-вертолетному без использования влияния
воздушной подушки (ЯВ()С = 30 м) с одним работающим на МБР двигателем (лн„ = 88 %):
----- включен эжектор ПЗУ;
----- включен эжектор ПЗУ, ПОС ПЗУ и
двигателя
Рис. 3.5. Номограмма для определения предельной массы вертолета
Ми-26 при взлете и посадке по-вертолетному с использованием влияния воздушной подушки (Ншс = 5 м) с одним работающим на МБР
двигателем (пнв = 88 %):
----- включен эжектор ПЗУ;
----- включен эжектор ПЗУ, ПОС ПЗУ и двигателя
ходного бака до перекрывного пожарного крана), на целостность трубопроводов и
герметичность маслосистем редуктора и исправного двигателя, гидросистемы вертолета;
определить возможность исправной работы систем вертолета при взлете и полете вертолета с одним работающим двигателем и доложить командиру экипажа;
определить возможность демонтажа съемного оборудования и слива топлива из первой и второй групп баков и доложить командиру экипажа;
оказать помощь правому летчику в расчете фактической массы и центровки вертолета;
совместно с членами экипажа выполнить работы по уменьшению массы вертолета;
произвести осмотр в объеме контрольного после завершения работ по уменьшению
массы вертолета.
Бортовому механику:
принять участие в контрольном осмотре вертолета;
совместно с членами экипажа выполнить работы по уменьшению массы вертолета.
3.18.9. Осмотр и предполетную подготовку кабины экипажа производить в соответствии с под
разделом 2.3.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Открывать пожарный кран и кран останова отказавшего двигателя
ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
3.18.10. Взлет и полет с одним работающим двигателем с места вынужденной посадки может осу
ществляться как полным составом экипажа вертолета, так и сокращенным (при отсутст
вии бортового механика).
3.18.11. Висение, взлет, полет, посадку вертолета выполнять в соответствии с разделом 3 РЛЭ со следующи
ми особенностями: висение, взлет, полет и посадку выполнять с частотой вращения несущего винта
88%.
3.18.12. При выполнении висения, взлета и посадки с одним, работающим на МБР двигателем не
обходимо учитывать, что параметры работы силовой установки близки к предельным и
запасы по располагаемой мощности отсутствуют.
Движения органами управления на висении, при переходе в разгон и на разгоне до
скорости 25—30 км/ч должны быть более плавными.
57
РАЗДЕЛ 4 ПРИМЕНЕНИЕ
ВЕРТОЛЕТА
СОДЕРЖАНИЕ
4.1. Общие положения......................................................................................................58
4.2. Перевозка людей ........................................................................................................ 59
4.3. Перевозка больных и раненых .................................................................................60
4.4. Перевозка техники и грузов в грузовой кабине ..................................................... 61
4.5. Перевозка грузов на внешней подвеске .................................................................. 62
Приложения:
1. Транспортирование на внешней подвеске самолета Т-8, булвдозера ДЗ-42, экскаватора
ЭО-2621 и компрессорной станции ПР 6/8М2 .............................................................................. 67
2. Транспортирование на внешней подвеске резервуаров РА-2М, Р-4С, Р-6, Р-8 и бочек
на поддоне ПА-5,6 ........................................................................................................................ 69
3. Транспортирование на внешней подвеске изделия Т-10 и вертолетов типа Ми-8, Ми-24. . . 70
4. Транспортирование на внешней подвеске типовых контейнеров 8Ф14, ЗЯК8-2, ЗЯК11-1,
РТ85, РТ150, РТ177, 9Я252, ТТ75, ТТ76, ТТ711, АТ431, АТ438, АТ439, 21Д8
со специзделиями .......................................................................................................................... 72
5. Транспортирование на внешней подвеске изделия 950 ..............................................................73
6. Транспортирование на внешней подвеске изделия 141 ............................................................... 75
7. Транспортирование на внешней подвеске самолетов МиГ-21 и МиГ-23 ................................. —
58
58
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
4.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
4.1.1. На вертолете обеспечивается перевозка людей в грузовой кабине и кабине сопровождающих,
а также перевозка грузов в грузовой кабине и на внешней подвеске.
4.1.2. Все по грузом но-раз грузом ные работы на вертолете должны выполняться в соответствии с
требованиями «Инструкции по загрузке и центровке вертолета Ми-26» и настоящей Инст
рукции.
4.1.3. Погрузка, швартовка, расшвартовка и выгрузка грузов производятся командами (расчетами)
подразделений, отправляющих (получающих) грузы.
Инструктаж команд (расчетов) о мерах безопасности производит командир экипажа или
по его указанию правый летчик.
4.1.4. Руководство погрузкой и размещением людей и грузов на вертолете осуществляет командир
экипажа, разгрузкой — бортовой техник. Ответственность за правильность и надежность
швартовки грузов возлагается на бортового техника.
59
Раздел 4. Применение вертолета
59
4.2. ПЕРЕВОЗКА ЛЮДЕЙ
4.2.1. В грузовой кабине и кабине сопровождающих разрешается перевозка людей, которые распо
лагаются на сиденьях, оборудованных привязной системой.
4.2.2. Командир экипажа обязан получить от старшего группы список перевозимых людей. Разме
щение их в вертолете производить в соответствии с «Инструкцией по загрузке и центровке
вертолета Ми-26».
4.2.3. Посадка людей в вертолет и высадка их из вертолета производится через переднюю и зад
нюю двери по левому борту, заднюю дверь правого борта и грузовой люк как с остановлен
ным, так и вращающимся несущим винтом. После посадки на сиденья старший группы или
бортовой техник должны подать команду: «Пристегнуть привязные ремни».
4.2.4. Бортовой техник, убедившись, что все перевозимые люди находятся на сиденьях и пристег
нуты ремнями, должен закрыть створки грузового люка и двери грузовой кабины и доло
жить команду экипажа: «Перевозимые люди на местах, двери и люки закрыты».
4.2.5. В полете бортовому механику следить за самочувствием людей, соблюдением ими установ
ленного порядка и периодически докладывать об этом командиру экипажа.
4.2.6. Высадку людей из вертолета производить через двери по левому и правому бортам вертолета.
Разрешается производить высадку через грузовой люк кабины.
При высадке людей бортовому механику по команде командира экипажа первому выйти
из вертолета и указать безопасные направления движения.
60
60
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
4,3. ПЕРЕВОЗКА БОЛЬНЫХ И РАНЕНЫХ
4.3.1. На вертолете предусмотрена перевозка в грузовой кабине больных (раненых) на носилках. В
полете их сопровождают медицинские работники, которые располагаются на отведенных
для них местах.
4.3.2. Размещение больных производить в соответствии с требованиями «Инструкции по загруз
ке и центровке вертолета Ми-26». Медицинским работникам, сопровождающим больных,
разрешается переходить в полете в любое место грузовой кабины для оказания помощи бо
льным.
4.3.3. Перед полетом командир экипажа должен проинструктировать медицинских работников о
правилах поведения, командах и сигналах, подаваемых в полете, о пользовании привязными
ремнями и кислородным оборудованием для больных.
4.3.4. Перед взлетом медицинские работники должны произвести фиксацию носилочных больных
привязными ремнями.
61
Раздел 4. Применение вертолета
61
4.4. ПЕРЕВОЗКА ТЕХНИКИ И ГРУЗОВ В ГРУЗОВОЙ КАБИНЕ
4.4.1. В грузовой кабине вертолета разрешается перевозить технику и грузы. Порядок работы по
погрузке техники и грузов, их швартовке и выгрузке изложен в «Инструкции по загрузке и
центровке вертолета Ми-26».
4.4.2. Перед погрузкой отправитель обязан передать командиру экипажа погрузочный лист и спи
сок личного состава (в двух экземплярах), заверенные старшим начальником, производя
щим отправление груза. В погрузочном листе должно быть указано наименование
перевозимого груза, его габариты и масса.
На всех грузах должна быть обозначена масса и нанесены метки положения центра тяжести. Грузы, расположенные в кузове автомобиля, должны быть надежно закреплены, масса и
расположение центра тяжести автомобиля должны быть указаны с учетом груза, находящегося в кузове.
4.4.3. Размещение грузов в грузовой кабине должно производиться по меткам на правом борту гру
зовой кабины. Значения масс груза, соответствующие меткам на борту вертолета, указаны в
разделе 6.
62
62
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
4.5. ПЕРЕВОЗКА ГРУЗОВ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ
4.5.1. Грузы, подлежащие перевозке на внешней подвеске вертолета, должны быть осмотрены
бортовым оператором. Подготовка грузов должна соответствовать требованиям, предъяв
ляемым к грузам, которые изложены в Руководстве по технической эксплуатации вертоле
та Ми-26 (Книга VI, раздел 132.00.00).
4.5.2. В пределах установленной грузоподъемности вертолета разрешается одновременная пере
возка грузов в грузовой кабине и на внешней подвеске.
4.5.3. Для подцепки и отцепки груза из состава наземного персонала назначаются специально
подготовленные к выполнению этих работ операторы, ознакомленные с мерами безопас
ности.
4.5.4. Во время подцепки и отцепки грузов наземным операторам ЗАПРЕЩАЕТСЯ:
производить подцепку грузов за непредусмотренные для этого узлы, а также при скрученных и перехлестнутых тросах;
находиться рядом с грузом при подъеме, висении и снижении вертолета, а также после
соединения наконечника каната с замком-сцепкой;
браться за тросы и приступать к подцепке груза до касания тросами о землю для снятия статического электричества.
4.5.5. При выполнении полетов с грузом на внешней подвеске на площадках подцепки и отцепки
назначается руководитель полетов со средствами радиосвязи. Он должен располагаться на
расстоянии 50—100 м от места подцепки (отцепки) грузов под углом 90° от линии взлета.
4.5.6. При полетах с грузом на внешней подвеске возможны неправильные показания радиовы
сотомера. Высоту полета определять по высотомеру УВИД, а на висении— визуально. Рас
стояние от груза до земли при подъеме и укладке определять по информации руководителя
полетов и докладу бортового оператора.
4.5.7. В полетах с грузом на внешней подвеске возможны ошибки в показаниях радиокомпаса и
магнитного компаса. В маршрутных полетах необходимо использовать курсовую систему в
режиме работы ГПК, контроль пути осуществлять визуальной ориентировкой, применени
ем бортовой РЛС и системы ближней навигации.
4.5.8. Предельную взлетную массу вертолета, включая вес груза, определять по графику на
рис. 7.2, при этом учитывать ограничения по предельно допустимой взлетной массе для по
летов с грузом на внешней подвеске.
4.5.9. Максимальная скорость полета с грузом на внешней подвеске не должна превышать
200 км/ч.
Рекомендуемые скорости по прибору указаны в настоящем разделе конкретно для каждого груза, перевозимого на внешней подвеске.
Поведение груза на внешней подвеске в основном определяется его аэродинамической
формой и длиной центрального каната.
4.5.10. В зависимости от условий подцепка груза может выполняться двумя способами:
первый способ — подцепка груза после посадки (подруливания) вертолета рядом с грузом. Этот способ применяется в том случае, когда по условиям местности имеется возможность производства посадки рядом с грузом;
второй способ — подцепка груза при висении вертолета над грузом. Данный способ подцепки применяется в случаях, когда посадка вертолета рядом с грузом невозможна.
Подцепка груза с посадкой вертолета
4.5.11. Для подцепки груза необходимо:
произвести посадку вертолета вблизи груза, подрулить к грузу с таким расчетом, чтобы
он находился слева на расстоянии 3—5 м от левого колеса шасси, и перевести рычаг общего
шага вниз до упора, а двигатели на режим малого газа, предварительно запустив ВСУ и
включив ее генератор;
по свечению экрана видеоконтрольного устройства убедиться, что бортовая телевизионная установка включена;
дать команду бортовому оператору: «Приступить к подцепке груза»;
бортовому оператору выпустить на необходимую длину трос лебедки с зам ком-с цеп ко и.
После соединения наземным оператором замка-сцепки с наконечником каната втянуть
тросом лебедки замок-сцепку в верхний замок и, убедившись по загоранию сигнального
табло, что верхний замок закрыт, доложить командиру экипажа;
после доклада бортового оператора о подцепке груза so сигнальным табло убедиться,
что верхний замок закрыт;
63
Раздел 4. Применение вертолета
63
получить доклады от всех членов экипажа о готовности к взлету, запросить у руководителя полетов разрешение на взлет;
дать команду правому летчику на включение системы автоматического сброса и открытие предохранительного колпака на кнопке аварийного сброса;
открыть предохранительные колпаки на кнопках тактического и аварийного сброса.
Примечание. Система автоматического сброса груза обеспечивает сброс груза в случае превышения расчетной на грузки на верхний замок при резком натяжении центрального каната внешней подвески;
перевести двигатели на режим автоматического регулирования, плавно увеличить общий шаг несущего винта и произвести зависание вертолета на высоте 1—2 м;
убедиться в нормальной работе силовой установки, выполнить перемещение вертолета в сторону груза с набором высоты с таким расчетом, чтобы при зависании над грузом расстояние от колес до груза было 2—3 м. При выполнении перемещения и зависания над грузом корректировать свои действия по командам руководителя полетов.
4.5.12. По командам бортового оператора выполнить зависание над центром груза, снять нагрузки
с ручки управления, плавным перемещением рычага общего шага вверх увеличить режим
работы двигателей до натяжения подвесной системы, не допуская продольного и бокового
смещения вертолета относительно груза. После натяжения каната внешней подвески дол
жно загореться зеленое табло ГРУЗ ПОДВЕШЕН. Дальнейшим увеличением мощности
двигателей отделить груз от земли на высоту 3—5 м.
По докладу бортового оператора о величине массы груза убедиться по указателю предельных нагрузок, что она не превышает предельно допустимую. При отрыве и подъеме груза
не допускать увеличения крутящих моментов выше значения, соответствующего взлетному
режиму работы двигателей.
На висении контролировать поведение груза по изображению на экране видеоконтрольного устройства. Не допускать разворотов от направления встречного ветра во избежание
просадки вертолета.
4.5.13. Подцепку груза на электрозамок производить после посадки вертолета к грузу на расстоя
нии 3—5 м от левого колеса шасси. Перед подцепкой груза уменьшить общий шаг несущего
винта до минимального и перевести двигатели на режим малого газа, при этом вспомогате
льная силовая установка должна работать в генераторном режиме. Дать команду бортовому
оператору «Приступить к подцепке груза».
После доклада бортового оператора о подцепке груза по сигнальным табло убедиться,
что электрозамок закрыт и груз подцеплен. Дальнейшие действия аналогичны изложенным
в п. 4.5.12.
Внимание. При работе с внешней подвеской не применять электрозамок ВТ-ДГ20.
(Действительно для вертолетов с № 34001212470, укомплектованных замками ВТ-ДГ20).
Основание: Решение 43РМ/90. 209—94 г.
Подцепка груза с режима висения
4.5.14. Выполнить зависание вертолета правее груза на расстоянии 10—15 м на высоте, превышаю
щей груз на 2—3 м. при этом груз должен находиться в поле зрения летчика. Убедиться, что
бортовая телевизионная установка включена, дать команду бортовому оператору: «Присту
пить к подцепке груза».
4.5.15. После доклада бортового оператора о выпуске троса лебедки с зам ком-сцеп кой по его
команде и по наблюдению на экране видеоконтрольного устройства выполнить перемеще
ние в сторону груза и зависание вертолета над центром груза.
Бортовому оператору убедиться в отсутствии наземного обслуживающего персонала
вблизи груза перед втягиванием наконечника каната в верхний замок с целью исключения
возможности травмирования его центральным канатом внешней подвески в случае самопроизвольного расцепления наконечника с замком-сцепкой. Включить лебедку, втянуть
канат, убедиться в том, что наконечник каната вошел в верхний замок и замок закрылся.
Доложить командиру экипажа. По докладу бортового оператора, информации руководителя полета, сигнальному табло о закрытии верхнего замка убедиться в подцепке груза, дать
команду правому летчику на включение системы автоматического сброса и открывание
колпака кнопки аварийного сброса, открыть колпаки на кнопках тактического и аварийного
сброса. В дальнейшем сцентрировать вертолет над грузом, увеличить общий шаг несущего
винта и плавно отделить груз от земли.
Внимание. В процессе втягивания наконечника центрального каната, соединенного с
замком-сцепкой, в верхний замок при возникновении усилий на центральном канате более
1200 кгс возможно отсоединение наконечника с головкой от замка-сцепки (на внешней подвеске, где головка с наконечником соединена с помощью резьбы) или отсоединение наконечника от замка-сцепки из-за среза штифта (на внешней подвеске, где головка с
наконечником соединена с помощью штифта), при этом головка остается в замке-сцепке.
64
64
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Во всех случаях бортовому оператору о расцепке внешней подвески доложить командиру
экипажа.
При отсоединении наконечника от замка-сцепки вместе с головкой экипажу повторить
операции, предусмотренные РЛЭ для подцепки груза с режима висения.
При отсоединении наконечника от замка-сцепки из-за среза штифта командиру экипажа
дать команду бортовому оператору втянуть замок-сцепку в верхний замок, после чего выполнить посадку вблизи груза. Дальнейшее выполнение задания продолжить после установки
бортовым оператором головки в наконечник и замены штифта. Если посадку вблизи груза по
каким-либо причинам произвести невозможно, командиру экипажа выполнение задания
прекратить и после доклада бортоператора «Замок-сцепка в верхнем замке» возвратиться на
аэродром.
ЗАМКИ-СЦЕПКИ, ИМЕЮЩИЕ МАРКИРОВКУ В СООТВЕТСТВИИ С ТРЕБОВАНИЯМИ ПУНКТА 2.3 РАЗДЕЛА 132.50.10 РЭ-90, СОЕДИНЯТЬ С ГОЛОВКОЙ, УСТАНОВЛЕННОЙ В НАКОНЕЧНИКЕ С КАРДАНОМ НА РЕЗЬБЕ, ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Выполнение полета
4.5.16. Убедившись в нормальном поведении груза, наличии запаса мощности двигателей, плав
ным и небольшим движением ручки управления от себя, с одновременным увеличением
общего шага несущего винта, перевести вертолет на разгон скорости с набором высоты.
При плавном переводе вертолета на разгон угол тангажа изменяется незначительно и пере
ход на поступательную скорость происходит без снижения.
4.5.17. По достижении заданной скорости уменьшить мощность двигателей до номинальной и пе
ревести вертолет в набор высоты, закрыть предохранительные колпаки тактического и ава
рийного сброса, дать команду выключить систему автоматического сброса. При разгоне
скорости возможна раскачка груза. За поведением груза следить по экрану видеоконтроль
ного устройства.
4.5.18. Пилотирование вертолета с грузом на внешней подвеске выполнять плавно, особенно при
изменении режима полета (разгон и гашение скорости, развороты), во избежание раскачки
груза не допускать резких и несоразмерных движений органами управления вертолета.
Плавным увеличением скорости подобрать такой режим полета, при котором поведение
груза наиболее спокойно. Если с увеличением скорости полета увеличивается раскачка
груза, то дальнейшее увеличение скорости прекратить.
4.5.19. Развороты в полете с грузом на внешней подвеске выполнять плавно. Углы крена на разво
ротах не должны превышать 15°. Снижение при выполнении захода на укладку груза вы
полнять с вертикальной скоростью не более 3 м/с.
При транспортировке грузов на внешней подвеске массой 15 т и более с целью устранения колебаний вертолета по крену на режиме висения перед взлетом дать команду правому
летчику установить переключатель ПЕР. ЧИСЛО УГЛОВОЙ СКОРОСТИ в положение
МЕНЬШЕ, а при достижении скорости по прибору в процессе разгона вертолета
50—70 км/ч переключатель перевести в положение БОЛЬШЕ, При торможении вертолета
перед укладкой груза на скорости 70 км/ч переключатель снова установить в положение
МЕНЬШЕ.
4.5.20. Перед началом торможения открыть предохранительные колпаки на кнопках тактического
и аварийного сброса.
Если торможение было начато рано, то необходимо выполнить зависание, не долетая до
места отцепки груза, при этом не допускать уменьшения расстояния от груза до земли менее 5 м. После зависания выполнить подлет к месту отцепки со скоростью до 20 км/ч.
В том случае, когда не удалось плавно уменьшить поступательную скорость к моменту
подлета к площадке, на которой необходимо отцепить груз, то дальнейшее снижение прекратить, увеличить режим работы двигателей и перевести вертолет на разгон скорости с набором высоты для выполнения повторного захода. В наборе высоты закрыть колпаки
кнопок тактического и аварийного сброса.
4.5.21. После зависания вертолета над местом укладки груза по информации руководителя поле
тов, докладу бортового оператора и наблюдению на экране видеоконтрольного устройства
убедиться в нормальном поведении груза, отклонением рычага общего шага вниз произве
сти укладку груза с минимальной вертикальной скоростью.
После приземления груза и доклада бортового оператора, что груз на земле, уменьшением высоты висения ослабить натяжение центрального каната, сместить вертолет в сторону
от груза с таким расчетом, чтобы центральный канат не опустился на груз и нажать на
кнопку тактического (или аварийного) сброса. Убедиться, что погасли сигнальные табло
ВЕРХ. ЗАМОК ЗАКРЫТ и ГРУЗ ПОДВЕШЕН.
65
Раздел 4. Применение вертолета
65
Внимание. После открытия верхнего замка при возникновении усилий на центральном
канате более 1200 кгс возможно отсоединение головки с наконечником центрального каната
от замка-сцепки или головки от наконечника центрального каната.
4.5.22. После доклада бортового оператора о выпуске троса лебедки и рассоединении замка-сцеп
ки наземным оператором выполнить зависание на этой же высоте до окончания уборки
троса лебедки. По наблюдению на экране видеоконтрольного устройства убедиться, что
трос лебедки убран, загорелось сигнальное табло ВЕРХ. ЗАМОК ЗАКРЫТ, наземный пер
сонал удалился от вертолета, увеличить высоту висения на 2—3 м, сместиться в сторону и в
зависимости от обстановки произвести посадку или взлет. Уборку троса лебедки разреша
ется производить также после посадки вертолета или в процессе взлета.
4.5.23. Для укладки груза, подцепленного на электрозамок, необходимо выполнить зависание вер
толета над местом отцепки груза, по команде бортового оператора выполнить снижение.
После доклада бортового оператора о том, что груз на земле, нажать на кнопку тактического сброса, произвести открытие электрозамка. Если электрозамок от кнопки тактического сброса не открылся (горит табло ЭЛ. ЗАМОК ЗАКРЫТ), включить на левом щитке
приборной доски летчиков выключатель ВНЕШНЯЯ ПОДВЕСКА/ДУБЛ. ТАКТИЧ.
СБРОС в верхнее (по стрелке) положение.
После загорания табло ЭЛ. ЗАМОК ЗАКРЫТ и загорания табло ЭЛ. ЗАМОК ОТКРЫТ
увеличить высоту висения для натяжения каната-кабеля и открывания скобы замка, сместиться в сторону и произвести взлет или посадку.
4.5.24. Груз, транспортируемый на внешней подвеске, необходимо сбросить в следующих случаях:
на висении, если использована взлетная мощность двигателей, а вертолет самопроизвольно снижается с разворотом влево (правая педаль отклонена вперед до упора); при
задевании за землю в момент разгона или торможения вертолета; при сильной раскачке
груза и вертолета, угрожающей безопасности полета; при необходимости произвести
вынужденную посадку;
при отказе одного двигателя, когда невозможен дальнейший полет с грузом при одном
работающем двигателе, а также перед посадкой с одним отказавшим двигателем;
во всех случаях, связанных с аварийным покиданием вертолета.
Во всех перечисленных случаях сброс груза производить нажатием на кнопки аварийного сброса командиру экипажа или правому летчику над безлюдной местностью вдали от
зданий и сооружений. В случае отказа электрической системы сброса груза дать команду
бортовому оператору произвести сброс груза механической ручкой аварийного сброса.
4.5.25. При транспортировании груза на внешней подвеске правому летчику выполнить следующее:
перед взлетом по команде командира экипажа открыть предохранительный колпак на
кнопке аварийного сброса груза, включить систему автоматического сброса груза, а при
транспортировании грузов массой 15 т и более установить переключатель ПЕР. ЧИСЛО
УГЛОВОЙ СКОРОСТИ в положение МЕНЬШЕ;
контролировать работу силовой установки, помогать командиру экипажа в пилотировании вертолета: на скорости 50—70 км/ч по команде командира экипажа установить переключатель ПЕР. ЧИСЛО УГЛОВОЙ СКОРОСТИ в положение БОЛЬШЕ;
при торможении вертолета на укладку груза докладывать командиру экипажа о величине поступательной скорости по мере уменьшения высоты полета. По команде командира экипажа при массе груза 15 т и более на скорости 70 км/ч переключатель ПЕР.
ЧИСЛО УГЛОВОЙ СКОРОСТИ устанавливать в положение МЕНЬШЕ, а также сбрасывать аварийно груз, если отказали системы тактического и аварийного сброса на рычаге
общего шага у командира экипажа;
после сброса груза с замка внешней подвески закрыть предохранительный колпак на
кнопке аварийного сброса груза.
4.5.26. При полетах с грузом на внешней подвеске штурману необходимо:
учитывать неустойчивую работу радиокомпасов, ДИСС и возможные ошибки навигационных определений с помощью указанных средств;
полет по маршруту выполнять с использованием курсовой системы в режиме ГПК,
осуществлять контроль пути визуальной ориентировкой, а также применением системы
ближней навигации.
4.5.27. При полетах с грузом на внешней подвеске бортовой техник должен:
перед выполнением подцепки груза запустить вспомогательную силовую установку,
включить генератор ВСУ и убедиться в его работоспособности для обеспечения электроэнергией при переводе двигателей на режим малого газа (основные генераторы отключаются);
после подцепки груза и перевода двигателей на режим автоматического регулирования
выключить ВСУ и ее генератор, доложить командиру экипажа;
66
66
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
контролировать работу силовой установки, следить за расходом топлива, периодически докладывать командиру экипажа об оставшемся количестве топлива.
4.5.28. Бортовой оператор при полетах с грузом на внешней подвеске должен:
проверить пригодность груза к транспортированию;
рассчитать длину канатов внешней подвески, исходя из формы, размеров и массы груза и указанного командиром экипажа способа его подцепки, который зависит от размеров и состояния поверхности площадки, наличия препятствий в зоне взлета (посадки);
подготовить необходимые канаты внешней подвески;
установить замок-сцепку с автоматической или ручной отцепкой и при необходимости соединить фал с наконечником каната и ограждением люка:
выполнить предполетный осмотр и проверить исправность системы внешней подвески;
надеть парашют, страховочный пояс, перчатки, проверить связь по СПУ, доложить
командиру экипажа о готовности к полету;
убедиться, что замок-сцепка соединен с наконечником центрального каната;
не режиме висения по СПУ корректировать действия командира экипажа при выполнении зависания вертолета над грузом, указывая направление смещения, расстояние и
высоту («Вправо-1 м», «Вниз-2 м» и т.п.).
Одновременно лебедкой производить подтягивание (при необходимости выпуск) троса
лебедки до момента запирания наконечника центрального каната в верхнем замке, следить
за отсутствием наземного обслуживающего персонала вблизи груза при втягивании (выпуске) замка-сцепки, соединенного с наконечником каната;
трос лебедки не соединять с замком-сцепкой: при установленном на внешней подвеске
электрозамке; при транспортировании грузов массой менее 1200 кг или канатов внешней
подвески без груза. Наконечник с замком-сцепкой в верхний замок устанавливать вручную;
при подцепке груза с режимом висения, после зависания вертолета вблизи груза, по
команде командира экипажа выпустить трос лебедки с зам ком-с цеп ко и на такую длину,
при которой обеспечивается соединение замка-сцепки с наконечником центрального каната. После соединения наземным оператором замка-сцепки с наконечником центрального каната втянуть тросом лебедки замок-сцепку в верхний замок и, убедившись по
загоранию сигнального табло, что верхний замок закрыт, доложить командиру экипажа;
при подъеме вертолета следить за натяжением канатов и перемещением вертолета относительно груза. При смещениях вертолета от центра груза корректировать по СПУ действия командира экипажа подачей соответствующих команд;
в случае задевания тросами паука за элементы конструкции груза немедленно доложить командиру экипажа, который должен уменьшить высоту висения для освобождения
тросов от зацепления. Об освобождении тросов наземными операторами доложить
командиру экипажа;
при отрыве груза от земли следить за равномерным натяжением канатов;
после отрыва груза от земли на висении открыть вентиль массоизмерительного
устройства, определить массу груза и о ее величине доложить командиру экипажа, после
чего вентиль закрыть;
при разгоне скорости, в наборе высоты и в горизонтальном полете вести наблюдение
за поведением груза, о всех отклонениях докладывать командиру экипажа;
на снижении, торможении и зависании периодически докладывать командиру экипажа о высоте груза над поверхностью земли.
После укладки груза на площадку доложить командиру экипажа: «Груз на земле». После
рассоединения центрального каната с верхним замком выпустить трос лебедки на длину,
обеспечивающую возможность рассоединения наземными операторами замка-сцепки от
наконечника центрального каната, Выпуск троса лебедки производить на четвертой
скорости.
В случае, если груз не сбрасывается при нажатии на кнопки тактического или аварийного сброса, по команде командира экипажа сбросить груз ручкой аварийного сброса.
4.5.29. Транспортировать на внешней подвеске ночью разрешается только те грузы, поведение ко
торых проверено при их транспортировке днем. Действия экипажа при транспортировании
груза на внешней подвеске ночью (а также способ подцепки) такие же, как и днем.
Подцепку грузов производить на площадках, освещенных прожектором (наземным источником света) с включенными поисково-посадочными фарами вертолета и фарой
ФПП-9, которая используется и для контроля за поведением груза в полете.
67
Приложения
67
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ САМОЛЕТА Т-8, БУЛЬДОЗЕРА ДЗ-42,
ЭКСКАВАТОРА ЭО-2621 И КОМПРЕССОРНОЙ СТАНЦИИ ПР 6/8М2
Общие сведения
1. Для транспортирования самолета применять штатную внешнюю подвеску вертолета с тремя грузовыми стро
пами, а для транспортирования бульдозера, экскаватора, компрессорной станции — с четырьмя стропами.
2. Транспортирование на внешней подвеске разрешается: самолета, бульдозера и компрессорной станции —
с использованием одних грузовых строп длиной 10 или 15м, а также грузовых строп с центральным кана
том различной длины; экскаватора — с использованием грузовых строп с центральным канатом различ
ной длины.
3. Разрешается транспортирование на внешней подвеске как пустого самолета Т-8, так и частично или пол
ностью заправленного топливом.
4. Масса пустого самолета Т-8 составляет 8900 кг. Массу самолета с топливом определять с учетом количест
ва заправленного топлива.
Масса подготовленной к транспортированию техники составляет:
бульдозера.................................................................................................................................... 7100 кг;
экскаватора ................................................................................................................................. 5700 кг;
компрессорной станции ............................................................................................................ 2200 кг.
5. При транспортировании самолета на внешней подвеске радиовысотомер А-036 вертолета выдаст иска
женные показания, зависящие от общей длины тросов подвесной системы. Поэтому подцепку самолета
на внешнюю подвеску, его подъем после подцепки и установку на землю после транспортирования вы
полнять при наличии устойчивой радиосвязи с руководителем полетов на площадке выполнения работ.
Руководителю полетов в процессе подцепки, подъема и установки самолета сообщать экипажу высоту от
самолета до земли. В исключительных случаях разрешается выполнять подцепку и отцепку бульдозера,
экскаватора и компрессорной станции на площадке без руководителя полетов.
6. Для облегчения подцепки необходимо после подсоединения грузодержателей внешней подвески к проу
шинам транспортировочных узлов собрать грузовые стропы в один пучок и зафиксировать с помощью
фиксатора строп или с помощью подручных средств (фала с усилием разрыва 30—40 кг, контровочной
проволоки, киперной ленты). Фиксацию строп в пучке производить в следующих местах:
на самолете — над верхней поверхностью крыла между мотогондолой и консолью крыла в районе
входного или выходного устройства двигателя;
на бульдозере и экскаваторе — над крышей кабины;
на компрессорной станции — над верхней крышкой.
Особенности подцепки и транспортирования самолета, бульдозера, экскаватора и
компрессорной станции на внешней подвеске вертолета
7. Подцепку самолета, бульдозера, экскаватора и компрессорной станции производить с помощью двух на
земных операторов.
Наземным операторам выбрать рабочее место таким образом, чтобы не находиться в зоне падения
подвесной системы в случае самораскрытия замка-сцепки. Свои обязанности наземным операторам выполнять в надетых защитных шлемах.
8. В целях исключения зацепления тросов подвесной системы за элементы конструкции техники в процессе
се подцепки подтягивание грузовых строп и центрального каната лебедкой Л Г-1500 для соединения нако
нечника с верхним замком внешней подвески, а также последующий подъем вертолета до натяжения тро
сов производить с незначительным смещением вертолета относительно техники. Центрирование
вертолета над техникой производить непосредственно перед полным натяжением тросов подвесной сис
темы после закрытия верхнего замка,
9. Горизонтальный полет в зависимости от типа перевозимой техники и общей длины тросов подвесной си
стемы выполнять в диапазоне приборных скоростей:
при транспортировании самолета:
60—80 км/ч — для подвесной системы длиной до 15м; 60—
150 км/ч — для подвесной системы длиной более 15 м; при
транспортировании бульдозера и экскаватора: 60—180 км/ч
— независимо от длины подвесной системы; при
транспортировании компрессорной станции: 60—100 км/ч —
для подвесной системы длиной 10—35 м; 60—180 км/ч — для
подвесной системы длиной 35 м и более.
10. Развороты и виражи выполнять с кренами до 10° во всех разрешенных для горизонтального полета диапа
зонах приборных скоростей при транспортировании бульдозера, экскаватора и компрессорной станции
независимо от длины тросов подвесной системы, а также при транспортировании самолета с длиной тро
сов до 15 м. При транспортировании самолета с длиной тросов более 15 м развороты и виражи выполнять
в диапазоне приборных скоростей полета 60—120 км/ч.
11. Набор высоты и снижение с указанным грузом на внешней подвеске выполнять во всем диапазоне допус
тимых скоростей полета.
Рекомендуемая скорость набора высоты и снижения — 120—130 км/ч при транспортировании самолета, бульдозера и экскаватора независимо от длины тросов подвесной системы, а также при транспортировании компрессорной станции с длиной тросов 35 м и более. При транспортировании компрессорной
станции с длиной тросов менее 35 м набор высоты и снижение рекомендуется выполнять на приборных
скоростях, соответствующих максимально допустимым для данной длины тросов подвесной системы.
68
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
68
Вертикальная скорость снижения вертолета с данными типами техники должна составлять 3—5 м/с.
Примечание. Во всех случаях появления интенсивной раскачки техники, усложняющей пилотирование вертолета,
перевести вертолет в прямолинейный горизонтальный полет с уменьшением скорости на 10—15 км/ч.
Сведения о поведении в полете техники, транспортируемой на внешней подвеске
12. На всех этапах полета вертолета поведение техники, перевозимой на внешней подвеске, устойчивое и ха
рактеризуется следующими особенностями:
самолет после подцепки на внешнюю подвеску в режиме висения вертолета медленно вращается по
часовой стрелке при виде сверху. В момент перевода вертолета в разгон вращение самолета прекращается
и он своей продольной осью, как правило, устанавливается перпендикулярно направлению полета. В разгоне на приборной скорости 60—80 км/ч при длине тросов подвесной системы до 15 м и на скорости
140—150 км/ч при длине тросов более 15 м самолет своей продольной осью устанавливается параллельно
направлению полета. Это положение в дальнейшем самолет сохраняет до завершения полета;
бульдозер на всех этапах полета медленно вращается по часовой стрелке при виде сверху;
экскаватор на режиме висения вертолета медленно вращается по часовой стрелке при виде сверху. В
разгоне на приборной скорости 60—80 км/ч, независимо от длины тросов подвесной системы, экскаватор
устанавливается бульдозерным отвалом (носовой частью) по полету и сохраняет это положение в течение
всего полета. При этом на приборных скоростях 160—180 км/ч появляется незначительное (с углом 5—7°)
рыскание экскаватора по курсу;
компрессорная станция на всех этапах полета имеет раскачку в плоскости, перпендикулярной направлению полета вертолета. Амплитуда раскачки возрастает пропорционально длине тросов подвесной системы и скорости полета.
13. Подготовка техники к транспортированию на внешней подвеске при условии предварительной установки
на нее транспортировочных узлов выполняется техническим экипажем самолета и силами расчетов на
земной техники.
14. Подготовка включает выполнение следующих основных операций:
на самолете:
закрытие фонаря кабины летчика;
установку и надежное закрепление заглушек на воздухозаборники двигателей;
фиксацию в нейтральном положении рулей и элеронов; демонтаж антенны,
расположенной на верхней части фюзеляжа; проверку наличия и надежности закрытия
легкосъемных крышек смотровых люков;
на наземной технике:
закрытие входных дверей кабины бульдозера и экскаватора;
надежное закрытие капота на всех типах техники;
демонтаж задней левой фары на бульдозере, передних фар с подфарниками задних фар на экскаваторе;
демонтаж глушителей на экскаваторе и компрессорной станции;
сливание воды из радиаторов при отрицательной температуре атмосферного воздуха или если выполнение полета предусматривается на высоте с отрицательной температурой атмосферного воздуха;
включение стояночного тормоза на бульдозере и экскаваторе, если их доставка планируется на местность с уклонами;
установку в транспортное (поднятое) положение отвалов на бульдозере и экскаваторе, а также экскаваторного оборудования и выносных опор па экскаваторе и фиксацию их в этом положении устройствами, предусмотренными в конструкции перевозимой техники.
15. Подсоединение грузодсржателей внешней подвески вертолета к проушинам транспортировочных узлов
перевозимой техники, укладка и фиксация грузовых строп на технике при ее подготовке к подцепке на
внешнюю подвеску, а также соединение замка-сцепки с наконечником и отсоединение грузодержателей
от транспортировочных узлов после перевозки техники осуществляются специалистами вертолетной час
ти, от которой выделен вертолет для перевозки техники на внешней подвеске.
Расчет радиуса, дальности и продолжительности полета
16. Расчет радиуса, дальности и продолжительности полета вертолета при транспортировании на внешней
подвеске самолета, бульдозера, экскаватора и компрессорной станции производить в соответствии и с ис
пользованием Руководства по расчету дальности и продолжительности полета вертолета Ми-26.
Дополнительно необходимо учитывать:
расход топлива, путь и время при взлете, подцепке груза и наборе высоты в соответствии с табл. 1;
расход топлива, путь и время при снижении, установке груза и посадке в соответствии с табл. 2;
приращение километрового и часового расходов топлива при транспортировании на внешней подвеске
самолета, бульдозера, экскаватора и компрессорной станции по сравнению с километровым и часовым
расходами топлива при полете вертолета без груза на внешней подвеске в соответствии с табл. 3.
Таблица
Режимы полета
Взлет, подцепка и отрыв груза
Разгон до скорости набора высоты
Набор высоты, м:
500
1000
1500
2000
Расход топлива, путь и время при взлете и наборе высоты
Приборная скорость в
Путь, км
Расход топлива, кг
наборе высоты, км/ч
0-120
120
120
120
120
Время, мин
160
230
330
5,0
3,5
4,5
6,5
430
540
640
10,0
15,0
20,0
9,0
11,0
13,0
69
Приложения
69
Таблица 2
Режимы полета
Снижение с высоты, м:
Расход топлива, путь и время при снижении и посадке
Приборная
Вертикальная
Расход
скорость при скорость снитоплива,
снижении,
жения, м/с
кг
км/ч
120
2000
1500
1000
500
120
120
120
Торможение, зависание и установка груза
Отцепка груза и посадка
0-120
—
3
3
600
3
3
0-3
—
430
340
260
120
515
Путь, км
Время, мин
24
17
10
5
—
—
14,5
11,5
8,5
6,0
3,0
17,0
Таблица 3
Приращение километрового и часового расходов топлива (%) при транспортировании
на внешней подвеске самолета, бульдозера, экскаватора и компрессорной станции
Вил транспортируемого груза
Самолет Т- 8
1,2
3,6
4,1
Бульдозер ДЗ-42
Экскаватор ЭО-2621
Компрессорная
6/8М2
станция
110
ПР
3,2
120
1,6
4,0
4,7
3,7
130
2,3
4,7
5,6
4,3
140
3,2
5,4
6,6
5,0
150
4,6
6,3
7,8
5,9
160
6,8
7,4
9,7
7,0
170
8,3
8,6
12,2
8,3
180
10,6
10,1
15,4
10,6
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ РЕЗЕРВУАРОВ РА-2М,
Р-4С, Р-6, Р-8 И БОЧЕК НА ПОДДОНЕ ПА-5,6
1. На вертолете возможно транспортирование резервуаров РА-2М, Р-4С, Р-6, Р-8 и бочек на поддоне
ПА-5,6 на внешней подвеске при длине центрального каната 10 и 20 м.
2. Для транспортирования резервуаров и бочек применять штатную внешнюю подвеску вертолета, а также
проушины, специально предназначенные для подсоединения грузодержателей внешней подвески к резер
вуарам.
3. На поддоне ПА-5,6 обеспечивается транспортирование 16 двухсотлитровых бочек, которые размещаются
по всей площадке поддона, устанавливаются в вертикальном положении и швартуются с помощью сеток,
входящих в комплект поддона.
4. В исключительных случаях разрешается выполнение полетов для транспортирования резервуаров и бочек
на внешней подвеске без руководителя полетов на месте подцепки и отцепки груза.
Особенности транспортирования на внешней подвеске вертолета резервуаров и бочек на поддоне ПА-5,6
5. Сборку и монтаж на резервуары подвесной системы производить в следующем порядке:
установить проушины на транспортировочные узлы резервуара;
завести (надеть) скобы грузодержателей в проушины со стороны резервуара и закрыть их на замки;
после подсоединения всех четырех грузодержателей строп внешней подвески к резервуару уложить канаты строп в направлении от резервуара к вертолету;
подсоединение грузодержателей строп внешней подвески при транспортировании бочек на поддоне
ПА-5,6 производить за проушины угловых фитингов поддона с торцевой стороны.
6. При подсчете массы резервуаров учитывать массу заправленной в резервуары жидкости и массы пустых
резервуаров. Масса пустых резервуаров составляет:
РА-2м ..............................................................................................................................................426 кг;
Р-4С ................................................................................................................................................741 кг;
Р-6 .................................................................................................................................................. 1034 кг;
Р-8 .................................................................................................................................................. 1180 кг;
ПА-5,6 с 16 бочками ................................................................................................................... 740 кг.
7. Для транспортирования резервуаров и бочек, установленных на поддоне ПА-5,6, оптимальной является
внешняя подвеска без центрального каната при наличии грузовых строп длиной 10 м. При этом обеспечи
вается максимальное использование грузоподъемности вертолета, удобство подцепки и отцепки резервуа
ров и поддона с бочками, а также более устойчивое поведение их в полете.
8. Горизонтальный полет при транспортировании заполненных резервуаров и поддона с бочками на внеш
ней подвеске независимо от длины центрального каната подвесной системы вертолета выполнять в диа
пазоне приборных скоростей:
80—200 км/ч с резервуаром РА-2М и бочками на поддоне ПА-54»;
80—140 км/ч с резервуарами Р-4С, Р-6, Р-8.
70
70
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9. Транспортирование пустых резервуаров и бочек на поддоне ПА-5,6 разрешается производить без центра
льного каната при наличии грузовых строп длиной 10 м в диапазоне приборных скоростей:
80—200 км/ч — для резервуара РА-2М и поддона с бочками;
80— 110 км/ч — для резервуаров Р-4С, Р-6 и 80—90 км/ч для резервуара Р-8 в случае подцепки резервуаров за все четыре их грузовые скобы;
80—160 км/ч — для резервуаров Р-4С, Р-6 и 80—140 км/ч для резервуара Р-8 в случае подцепки резервуаров только за две грузовые скобы, расположенные симметрично относительно продольной оси резервуара.
10. Развороты при транспортировании резервуаров и поддона с бочками производить с углами крена до 15°.
11. На снижении вертолета выдерживать приборную скорость 100—120 км/ч, но не более указанных в пунк
те 8. Вертикальная скорость при этом не должна превышать 5 м/с.
Рекомендуется при моторном снижении выдерживать вертикальную скорость 3—4 м/с.
12. Расчет дальности (Z,), радиуса (Л) и продолжительности полета вертолета (7) с резервуарами или бочками
на внешней подвеске выполнять следующим образом:
для выбранной скорости и запаса топлива для полета с данным вариантом внешней подвески согласно
«Руководству по расчету дальности и продолжительности полета вертолета Ми-26» рассчитать L, R и Гдля
полета вертолета без внешней подвески;
полученное значение L, R и ^уменьшить на:
10 % с РА-2М и ПА-5,6 на внешней подвеске;
12 % с Р-4С и Р~6 на внешней подвеске;
15 % с Р-8 на внешней подвеске.
ПРИЛОЖЕНИЕ 3
ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ ИЗДЕЛИЯ Т-10
И ВЕРТОЛЕТОВ ТИПА Ми-8, Ми-24
Общие указания
1. Для транспортирования изделия Т-10 применять металлическую внешнюю подвеску из трех строп длиной
10 или 15 м и центральных канатов общей длиной Ш, 20 или 30 м.
Для транспортирования вертолетов применять металлическую внешнюю подвеску с центральными канатами длиной 10, 20 или 30 м и специальное транспортировочное приспособление из комплекта СНО
вертолетов Ми-24 и Ми-8.
2. Транспортирование изделия осуществляется с выпущенными шасси, без спецподвесок и топлива. Транспор
тирование вертолетов осуществляется с различной заправкой их топливом, без лопастей несущих винтов, с
установленными (или снятыми) лопастями рулевых винтов и без спецподвесок. Допускается транспортирова
ние вертолетов с лопастями несущих винтов в особых условиях, когда исключена возможность их демонтажа.
3. Масса пустого изделия Т-10 составляет 15 000—19 000 кг. Масса пустого вертолета Ми-24: с лопастями
НВ — 8000-8500 кг, без лопастей НВ - 7000-8000 кг; вертолета Ми-8: с лопастями НВ - 7500—8000 кг,
без лопастей НВ — 7000—7500 кг в зависимости от вариантов применения.
4. Подцепку изделия и вертолетов на внешнюю подвеску, их подъем после подцепки и установку на землю
после транспортирования выполнять при наличии устойчивой радиосвязи с руководителем полетов на
площадке, который в процессе проведения работ сообщает экипажу высоту (расстояние от изделия — вер
толета) до земли.
Подготовка изделия Т-10 и вертолетов к транспортированию на внешней подвеске
1. Подготовка изделия Т-10 к транспортированию на внешней подвеске осуществляется его техническим
экипажем и включает выполнение операций:
закрытие фонаря кабины летчиков;
установку и надежное закрепление заглушек на воздухозаборники двигателей;
проверку надежности закрытия смотровых люков.
2. Подготовка вертолетов для транспортирования без лопастей НВ осуществляется их техническими экипа
жами и включает выполнение операций:
демонтаж токосъемника и отворачивание гаек крепления втулки несущего винта;
демонтаж лопастей несущего винта;
установку транспортировочного приспособления на вал несущего винта;
фиксацию управления несущим винтом и рулевым винтом в нейтральном положении;
закрытие дверей и крышек люков кабин экипажей и входных дверей грузовых кабин.
При транспортировании вертолетов на внешней подвеске с лопастями НВ дополнительно выполняются операции:
швартовка лопастей НВ с помощью штатных капроновых фалов. Крепление фалов осуществляется за
балансировочные узлы. Перед этим снимаются концевые обтекатели лопастей. Крепление фалов к фюзеляжам вертолетов производится за штатные места;
крепление лопастей, расположенных над хвостовыми балками, производится с помощью штатных
капроновых фал к хвостовым балкам вертолетов;
установка двух противоштормовых струбцин на втулках НВ;
затормаживание НВ.
71
Приложения
71
3. Подсоединение (отсоединение) грузодержатслей внешней подвески к транспортировочным узлам изделия, укладка грузовых строп на нем, соединение замка-сцепки с наконечником центрального каната, а
также подсоединение (отсоединение) центрального каната от транспортировочного приспособления вертолетов осуществляется специалистами по десанты о -транс портному оборудованию вертолета Ми-26.
Особенности подцепки изделия и вертолетов на внешнюю подвеску
вертолета Ми-26 и выполнения полетов
1. Подцепку изделия на внешнюю подвеску производить с помощью двух наземных операторов, которые
находятся непосредственно у изделия, следят за грузовыми стропами, своевременно поправляют их, иск
лючая задевания ими за выступающие элементы конструкции изделия.
2. Подцепку вертолетов на внешнюю подвеску производить с помощью двух операторов. Для исключения
задевания центральных канатов за элементы конструкций втулок НВ в процессе их натяжения необходи
мо прокладку каната выполнять вдоль рукавов осевых шарниров сверху и привязывать контровочной про
волокой- При подцепке операторы должны находиться непосредственно возле вертолета, следить за
центральным канатом, поправлять его, исключая задевания за выступающие элементы конструкции.
3. При подцепке изделия и вертолетов наземным операторам необходимо постоянно следить за состоянием соеди
нения замка-сцепки с наконечником центрального каната внешней подвески и находиться в месте, исключаю
щем попадания в зону падения подвесной системы в случае отделения замка-сцепки от наконечника с карданом.
Примечание. Операторам свои обязанности выполнять в надетых защитных шлемах, а в зимнее время, кроме того, и
теплом обмундировании.
4. Горизонтальный полет, набор высоты и снижение выполнять независимо от общей длины и типа (мате
риала) подвесной системы в диапазоне приборных скоростей полета:
при транспортировании вертолетов Ми-8:
60—140 км/ч — без лопастей НВ;
60—120 км/ч — с лопастями НВ; при
транспортировании вертолетов Ми-24:
60—170 км/ч — без лопастей НВ;
60—130 км/ч — с лопастями НВ; при
транспортировании изделия Т-10 — 60—120 км/ч.
5. Развороты и виражи с изделиями на внешней подвеске выполнять с креном до 10"; с вертолетами — до 15°
во всем разрешенном диапазоне приборных скоростей полета.
6. Рекомендуемая приборная скорость набора высоты и снижения с изделием и вертолетами на внешней
подвеске — ПО км/ч.
Вертикальная скорость снижения не должна превышать 3—5 м/с.
Примечание. Во всех случаях появления интенсивной раскачки транспортируемых грузов, усложняющей пилотирование, перевести вертолет в прямолинейный горизонтальный полет с плавным уменьшением скорости или, если позволяет
высота, па снижение с вертикальной скоростью не более 3 м/с, до устранения раскачки грузов.
7. Расчет радиуса, дальности и продолжительности полета вертолета производить в соответствии с Руковод
ством по расчету дачьности и продолжительности полета (РДП) вертолета Ми-26.
Величины радиуса, дальности и продолжительности полета, рассчитанные в соответствии с РДП, необходимо уменьшить:
при транспортировании вертолета Ми-8 на внешней подвеске на:
10 % — без лопастей НВ;
12 % — с лопастями НВ; при транспортировании вертолета Ми24 на внешней подвеске на:
5 % — без лопастей НВ;
10 % — с лопастями НВ; при транспортировании изделий Т-10 на
внешней подвеске на 15 %.
8. Поведение изделия Т-10 на внешней подвеске зависит от режима полета вертолета и характеризуется сле
дующими особенностями:
на режиме висения изделие медленно вращается по часовой стрелке (при виде сверху); в режиме
разгона при достижении приборной скорости 70—80 км/ч изделие устанавливается боком к
направлению полета. Это положение сохраняется до завершения полета.
9. Поведение вертолетов на внешней подвеске характеризуется особенностями:
на режиме висения вертолет Ми-24 без лопастей НВ висит устойчиво, а с лопастями НВ — медленно
вращается по часовой стрелке (при виде сверху). Вертолет Ми-8 с лопастями НВ и без них вращается по
часовой стрелке;
при достижении приборной скорости 80 км/ч в режиме разгона:
вертолет Ми-24 без лопастей НВ устанавливается носом по направлению полета, а с лопастями НВ —
под углом 30—60°;
вертолет Ми-8 без лопастей НВ устанавливается носом под углом 30—40° к направлению полета, а с
лопастями НВ — под углом 50—60°.
Указанные положения вертолетов сохраняются до завершения полета.
10. С целью исключения воздействия потока воздуха от вертолета Ми-26 на вертолеты и изделие, что приво
дит к их развороту и перемещению по земле, посадку вертолета-носителя необходимо выполнять на уда
лении 25—40 м от них, а затем осуществлять подруливание к н*см при минимальной частоте вращения
несущего винта.
72
72
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
ПРИЛОЖЕНИЕ 4
ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ ТИПОВЫХ КОНТЕЙНЕРОВ
8Ф14, ЗЯК8-2, ЗЯКП-1, РТ85, РТ150, РТ177, 9Я252, ТТ75, ТТ76, ТТ7П, АТ431, АТ438, АТ439, 2Щ8
СО СПЕЦИЗДЕЛИЯМИ
Общие указания
1. К полетам по транспортированию контейнеров на внешней подвеске допускаются летчики, имеющие
опыт полетов на вертолете с грузом на внешней подвеске.
2. Для транспортирования контейнеров применять штатную внешнюю подвеску вертолета Ми-26 с грузовы
ми стропами.
Подцепку грузовых строп внешней подвески к контейнерам типа ЗЯК11-1, АТ431, АТ438, 2Щ8, ТТ711
производить непосредственно за транспортировочные узлы, а к контейнерам типа ЗЯК8-2, 8Ф14, РТ85,
РТ150, РТ177, ТТ75, ТТ76, 9Я252, АТ439 за швартовочные цепи, подсоединенные к транспортировочным
узлам контейнеров.
Швартовочными цепями контейнеры комплектуются поставщиком.
3. Подцепку контейнеров на внешнюю подвеску производить с помощью двух наземных операторов, кото
рым при выполнении подготовительных операций к транспортированию контейнеров и производстве
подцепки руководствоваться «Инструкцией по транспортированию специзделий на внешней подвеске
вертолетов (ЭВ16.00)», придаваемой к контейнерам.
4. Подцепку контейнеров на внешнюю подвеску независимо от длины центрального каната производить как
с режима висения, так и после посадки вертолета рядом с контейнером.
5. Массы контейнеров со специзделиями составляют 100—2000 кг. Масса каждого контейнера указывается в
паспорте на него.
Особенности подцепки и транспортирования контейнеров на внешней подвеске вертолета
1. Подцепку контейнеров выполнять в соответствии с указаниями подраздела 4.5.
2. Перед подцепкой наземным операторам произвести укладку тросов внешней подвески на контейнере в
соответствии с Инструкцией ЭВ16.00.
3. Транспортирование типовых контейнеров разрешается выполнять как со стабилизирующим парашютом,
так и без него.
Стабилизирующий парашют площадью 1,5 м2 из комплекта десантного парашюта Д-5 применяется
для увеличения максимальной скорости полета вертолета с контейнером на внешней подвеске. Стабилизирующими парашютами контейнеры комплектуются поставщиком.
4. Стабилизирующий парашют подсоединяется к контейнерам через вертлюг и капроновый фал длиной 6 м,
концы которого крепятся к двум транспортировочным узлам контейнера.
Примечание. Вертлюгом и капроновым фалом контейнеры комплектуются заказчиком. (В составе транспортного
оборудования вертолета Ми-26 отсутствуют вертлюг и капроновый фал длиной 6 м).
5. Транспортирование контейнеров типа РТ85, 8Ф14, ТТ711, РТ150, 9Я252, ТТ75, ТТ76, АТ431, ЗЯК8-2,
АТ439, РТ177, АТ438 рекомендуется выполнять без стабилизирующего парашюта, а контейнеров типа
2Щ8 и ЗЯКП-1 со стабилизирующим парашютом.
6. Максимально допустимые приборные скорости полета вертолета при транспортировании контейнеров на
внешней подвеске независимо от длины центрального каната составляют:
200 км/ч — для контейнеров типа РТ85, 8Ф14, ТТ711, РТ150, 9Я252, ТГ75, ТТ76. АТ431, ЗЯК8-2,
АТ439, РТ177, АТ438;
160 и 200 км/ч —- для контейнеров типа 2Щ8 и ЗЯК11-1 без стабилизирующего парашюта и с парашютом соответственно.
Минимально допустимая приборная скорость полета вертолета .................................... 60 км/ч.
Набор высоты и снижение вертолета выполнять на приборной скорости..................... 140—150 км/ч.
Вертикальная скорость при снижении допускается .......................................................... не более 3 м/с.
7. Развороты выполнять с креном .....................................................................................................не более 15°
8. При появлении интенсивной раскачки контейнера необходимо уменьшить скорость полета. Если раскач
ка контейнера не уменьшается, перевести вертолет кратковременно на снижение с вертикальной скоро
стью 2—3 м/с.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Сброс в полете контейнера со специзделием ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
2. Приземление груза с режима висения производить строго по вертикали со
скоростью не более 0,5 м/с.
Расчет дальности, радиуса и продолжительности полета
Расчет дальности, радиуса и продолжительности полета вертолета производить согласно «Руководству
по расчету дальности и продолжительности полета вертолета Ми-26 (РДП)» и табл. 4. При этом дополнительно необходимо учитывать;
73
Приложения
73
массу приспособлений дня транспортирования контейнеров на внешней подвеске;
расход топлива и время для взлета и подцепки контейнера соответственно 300 кг и 5 мин;
расход топлива и время для выбора площадки, отцепки контейнера и посадки соответственно 300 кг
и 5 мин.
Наименьший километровый расход топлива и наибольшая дальность полета при транспортировании
на внешней подвеске контейнеров обеспечиваются при полете вертолета на максимально допустимых
скоростях, указанных в п. 6 предыдущего подраздела.
Приращение километрового расхода топлива при транспортировании на внешней подвеске контейнера с различной площадью поперечного сечения по сравнению с километровым расходом при полете вертолета без груза на внешней подвеске в зависимости от приборной скорости полета приведено в табл. 4.
Таблица 4
Приращение километрового расхода топлива (Д?, %) при транспортировании на внешней подвеске контейнера
___________ в зависимости от приборной скорости полета (Fnp) и площади миделя контейнера (5М) ____________
Площадь миделя, Приборная скорость полета, км/ч
- М2
2
80
0.1
100
0,2
но
120
130
140
150
160
0.1
0,2
0,2
0,3
0,3
0,4
0,4
170
0,5
0,4
0,6
0,4
0,8
0,5
0,6
0,8
0,9
1,4
0,9
1,6
1,0
1,8
1,0
1,2
1,4
1,
1,7
1
0.7
1,2
1,9
2,2
2,5
2,8
90
3
4
0.2
0.4
0.3
0,5
5
0,6
0,8
190
0,6
200
0,7
2,0
1,3
2,3
1,4
2,5
3,2
3,5
3,9
180
0,5
1,2
В случае использования стабилизирующего парашюта площадь поперечного сечения принимается с
учетом площади купола.
Пример. Определить приращение километрового расхода топлива при транспортировании на внешней подвеске
контейнера 2Щ8 (длина 3,6 м, высота 0,9 м, ширина 1,0м) на максимально допустимой скорости полета без стабилизирующего парашюта и с парашютом (площадь купола 1,5 м 2).
Решение:
определяем площадь поперечного сечения контейнера с учетом эффективной площади стабилизирующего парашюта (0,8 S купола): без парашюта SH = 3,6 • 0,9 = 3,24 м2 (контейнер устанавливается поперек потока);
с парашютом SM = 0,9x1 + 0,8 • 1,5 - 2,1 (контейнер устанавливается вдоль потока);
определяем максимально допустимую скорость полета (п. 6 подраздела «Особенности подцепки и транспортирования контейнеров на внешней подвеске вертолета»):
без парашюта — 160 км/ч;
с парашютом — 200 км/ч;
по таблице I для Vnv = 160 км/ч и SM = 3,24 м2 определяем приращение километрового расхода топлива при транспортировании на внешней подвеске контейнера без парашюта.
Ьд= 1 , 1 %.
Аналогично для Кпр = 200 км/ч и SM = 2,1 м2 определяем приращение километрового расхода топлива при транспортировании на внешней подвеске контейнера с парашютом.
Д<7 = 0,8 %,
ПРИЛОЖЕНИЕ 5
ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ ИЗДЕЛИЯ 950
Общие указания
1. К полетам на транспортирование изд. 950 на внешней подвеске допускаются летчики, имеющие опыт по
летов на вертолете с грузом на внешней подвеске.
2. Для транспортирования применять штатную внешнюю подвеску вертолета Ми-26 с грузовыми стропами
и центральными канатами длиной до 40 м.
Подцепку грузовых строп внешней подвески производить за скобы 950.147.037, устанавливаемые на
транспортные узлы изд. 950. Скобы 950.147.037 входят в комплект средств транспортирования изд. 950.
3. Подготовку к транспортированию изд. 950 производит его боевой расчет в соответствии с «Инструкцией
по воздушной транспортировке изд. 950».
4. Масса изд. 950 с полным боекомплектом и полностью заправленными топливными баками составляет
12200кг.
5. Отцепка изд. 950 от внешней подвески и подцепка на внешнюю подвеску обеспечиваются с помощью
двух наземных операторов и осуществляются двумя способами:
отсоединением (подсоединением) грузодержателей внешней подвески от транспортировочных узлов
изд. 950 (подвесная система находится на вертолете);
отсоединением (подсоединением) замка-сцепки внешней подвески от наконечника канатов подвесной системы (подвесная система находится на изд. 950).
Примечание. Подцепку изд. 950 на внешнюю подвеску при эвакуации его с водоемов осуществлять первым способом.
74
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
74
Особенности подцепки (отцепки) на внешнюю подвеску изд. 950
1. Подцепку (отцепку) изд. 950 на внешнюю подвеску при размещении его на открытой площадке произво
дить с помощью двух наземных операторов, которые должны находиться рядом с изд. 950 и следить за гру
зовыми стропами и центральным канатом, своевременно поправлять их для исключения задевания за
выступающие элементы конструкции изделия.
2. Для подцепки на внешнюю подвеску и эвакуации с водоема изд. 950 необходимо:
установить на подходе к водоему радиосвязь с руководителем полетов па берегу (наземным оператором) и визуально определить место нахождения операторов;
перед заходом на подцепку включить ВТУ, стеклоочистители, а при температуре наружного воздуха
+5 "С и ниже — ПОС ПЗУ и двигателей, НВ и РВ. При необходимости включить систему опрыска стекол;
выполнить заход, снижение и зависание на высоте не менее 15 м от поверхности воды на удалении
25—30 м от изд. 950 со стороны водоема;
выполнить перемещение вертолета в направлении изд. 950 с таким расчетом, чтобы обеспечить надежное поджатие его к берегу потоком от несущего винта. Если изделие находится не у берега водоема, то в
процессе перемещения вертолета воздействовать воздушным потоком от несущего винта, обеспечивая перемещение изделия по воде до полного причаливания или надежного поджатия к берегу;
после причаливания или поджатия изделия к берегу операторы подходят к изделию;
зафиксировать вертолет на удалении 5 м от изделия в режиме устойчивого висения;
при подцепке изменить высоту висения, обеспечив погружение скоб строп подвесной системы в воду
на глубину до 1 м (если они не были до этого погружены в воду). Переместить вертолет в сторону изделия
до момента касания строп подвесной системы о изделие и зафиксировать вертолет на висении над центром изделия для подсоединения скоб к его транспортировочным узлам. При большом погружении в воду
подвесной системы увеличить высоту висения для облегчения подцепки изделия;
подать команду наземным операторам на подсоединение грузодержателей внешней подвески к транспортировочным узлам изд. 950;
получить доклад от наземных операторов о подсоединении грузодержателей внешней подвески к
изд. 950 и готовности его к подъему;
выполнить вертикальный набор высоты до натяжения подвесной системы с последующим подъемом
изд. 950 на высоту не менее 5 м от поверхности воды. При натяжении подвесной системы бортовому оператору следить за положением тросов, грузодержателей и докладывать командиру экипажа;
перевести вертолет в разгон с набором высоты и выполнить перелет для доставки изд. 950 на заданную
площадку.
Особенности выполнения полетов на вертолете с изд. 950 на внешней подвеске
1. Горизонтальный полет, набор высоты и снижение вертолета с изд. 950 на внешней подвеске выполнять в
диапазоне приборных скоростей:
60—200 км/ч — при длине подвесной системы 10—25 м;
60—180 км/ч — при длине подвесной системы более 25 м.
2. Рекомендуются скорости набора высоты и моторного снижения 140—160 км/ч независимо от длины под
весной системы.
Горизонтальный полет, в целях обеспечения наибольшей дальности, рекомендуется выполнять на приборной скорости, близкой к максимально допустимой в зависимости от длины подвесной системы.
3. Развороты при транспортировании па внешней подвеске изд. 950 выполнять с углами крепа до 10°.
Примечание. При появлении интенсивной раскачки изд. 950 на внешней подвеске, усложняющей пилотирование,
перевести вертолет в горизонтальный полет с плавным уменьшением скорости на 10—15 км/ч.
4. Расчет дальности, радиуса и продолжительности полета вертолета с изд. 950 на внешней подвеске произ
водить в соответствии с РДП и табл. 5. При этом дополнительно учитывать:
массу приспособлений для транспортирования изд. 950 на внешней подвеске;
расход топлива и время при взлете и подцепке груза соответственно 200 кг и 5 мин;
расход топлива и время при выборе площадки, отцепке изделия и посадке соответственно 150 кг и
5 мин.
Наименьший километровый расход топлива и наибольшая дальность полета при транспортировании
изд. 950 на внешней подвеске обеспечиваются при полете вертолета на максимально допустимых скоростях, указанных выше.
Приращение километрового расхода топлива в зависимости от приборной скорости при транспортировании на внешней подвеске изд. 950 по сравнению с километровым расходом при полете вертолета без
груза на внешней подвеске с такой же полетной массой приведено в табл. 5.
Таблица 5
Приращение километрового расхода топлива (А#, %) при транспортировании на внешней подвеске изд. 950 в зависимости от
приборной скорости полета (К пр) и массы вертолета с грузом (т)
Масса вертолета с грузом, кг
Приборная скорость полета, км/ч
60
120
80
100
140
160
180
200
48000
52000
56000
1,2
1,1
1,0
2,0
1,8
1,7
2,9
2,7
2,5
4,0
3,7
3,4
5.3
6,7
8,5
»4,9
6,2
5,8
7,8
7,3
4,5
10,4
9,6
8,9
75
Приложения
75
Пример. Определить приращение километрового расхода топлива при транспортировании на внешней подвеске с
длиной центрального каната 40 м изд. 950 на максимально допустимой скорости полета при средней полетной массе
вертолета с грузом 52 000 кг.
Решение:
определяем максимально допустимую скорость полета с длиной каната 40 м — 180 км/ч;
по табл. 5 для Кпр = 180 км/ч и т = 52 000 кг определяем прирашение километрового расхода топлива Д<? = 7,8 %.
ПРИЛОЖЕНИЕ 6
ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ ИЗДЕЛИЯ 141
Общие указания
1. К полетам на транспортирование изд. 141 на внешней подвеске допускаются летчики, имеющие опыт по
летов на вертолете с грузом на внешней подвеске.
2. Для транспортирования изд. 141 применять штатную внешнюю подвеску вертолета без грузовых строп с
длиной основного каната 10 м и более.
Подцепку основного каната внешней подвески к подвесной системе изд. 141 производить за транспортировочное кольцо подвесной системы.
3. Подцепку изд. 141 на внешнюю подвеску производить с помощью двух наземных операторов, которым
при выполнении подготовительных операций по транспортированию изд. 141 и монтажу подвесной сис
темы руководствоваться «Инструкцией по транспортированию изд. 141 на внешней подвеске вертолетов».
4. Подцепку изд. 141 на внешнюю подвеску независимо от длины основного каната разрешается произво
дить как с режима висения, так и после посадки вертолета рядом с изделием.
5. Масса изд. 141 с установленной подвесной системой для транспортирования на внешней подвеске верто
лета составляет 3200 кг.
Особенности подцепки и транспортирования изд. 141 на внешней подвеске вертолета
1. Подцепку изд. 141 выполнять в соответствии с пп. 4.5.11—4.5.15.
2. Перед подцепкой наземным операторам произвести укладку тросов подвесной системы и основного ка
ната на изд. 141 в соответствии с «Инструкцией по транспортированию изд. 141 на внешней подвеске вер
толетов».
3. Транспортирование изд. 141 разрешается выполнять как со стабилизирующим парашютом, так и без него.
Стабилизирующий парашют площадью 1,5 м 2 из комплекта десантного парашюта Д-5 применяется
для увеличения максимальной скорости полета вертолета с изд. 141 на внешней подвеске и входит в состав подвесной системы изд. 141.
Стабилизирующий парашют подсоединяется к изд. 141 с помощью вертлюга из комплекта подвесной
системы вертолета Ми-8Т (Ми-8МТ) и капронового фала длиной 4—6 м, конец которого крепится к узлу
тормозного парашюта изделия.
Примечание. Капроновым фалом изд. 141 комплектуется заказчиком.
4. Горизонтальный полет при транспортировании изд. 141 на внешней подвеске с длиной основного каната
10 м и более выполнять в диапазоне приборных скоростей:
60—120 км /ч — без стабилизирующего парашюта;
60—170 км/ч — со стабилизирующим парашютом.
5. Развороты и виражи с изд. 141 на внешней подвеске выполнять с кренами до 15° во всем диапазоне скоро
стей горизонтального полета.
6. Набор высоты и снижение разрешается выполнять во всем диапазоне скоростей горизонтального полета с
изделием на внешней подвеске. Вертикальная скорость снижения не более 3 м/с.
Рекомендуемая скорость набора высоты и моторного снижения — 110—120 км/ч.
Расчет радиуса, дальности и продолжительности полета вертолета производить в соответствии с Руководством по расчету дальности и продолжительности полета (РДП) вертолета Ми-26. При этом увеличение километрового и часового расхода топлива, определенное по РДП для полетов на вертолете без груза
на внешней подвеске, составляет:
3 % при транспортировании изд. 141 без стабилизирующего парашюта;
9 % при транспортировании изд. 141 со стабилизирующим парашютом.
ПРИЛОЖЕНИЕ 7
ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ САМОЛЕТОВ МиГ-21 и МиГ-23
Общие указания
1. Для транспортирования самолетов МиГ-21 и МиГ-23 применять металлическую внешнюю подвеску с
тремя грузовыми стропами и центральными канатами длиной 10 и 20 м, не превышая общей длины под
весной системы: для самолета МиГ-21 — 30 м, для самолета МиГ-23 — 50 м.
2. Разрешается транспортирование самолета МиГ-21 со снятым двигателем и оборудованием, перечень ко
торого приведен в «Руководстве по транспортированию самолетаЛДиГ-21 вертолетом Ми-26». Масса са
молета составляет 4015 кг.
76
76
3.
4.
5.
6.
7.
8.
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Самолет МиГ-23 транспортируется в боевом варианте и со снятым двигателем и оборудованием, перечень которого приведен в «Руководстве по транспортированию самолета 23-12 вертолетом Ми-26». Масса
самолета: в боевом варианте — 10 800 кг, со снятым двигателем и оборудованием — 8150 кг.
Массы конкретных самолетов в зависимости от модификаций указываются в формулярах.
Для транспортирования самолета МиГ-21 используется комплект средств ЕГ-9684-00, который включает
в себя: переднюю и заднюю подвески, а также устройства для фиксации руля поворота, стабилизатора,
элеронов и ручки управления.
Для транспортирования самолета МиГ-23 используется комплект средств 2.12.9850.000.00, который вклю
чает в себя: переднюю и заднюю подвески, а также устройства для фиксации ручки управления, руля по
ворота и стабилизатора.
Самолет МиГ-21 транспортируется в следующей конфигурации: шасси выпушено, закрылки и тормозные щит
ки в убранном положении, органы управления зафиксированы в нейтральном положении. Топливо слито.
Самолет МиГ-23 в боевом варианте и со снятым двигателем и оборудованием транспортируется в следующей конфигурации: шасси выпущено, органы управления установлены в нейтральном положении; закрылки, тормозные щитки, отклоняемые носки крыла и подфюзеляжный гребень зафиксированы в
убранном положении; поворотные консоли крыла полностью выпущены (^^-16°). Топливо слито.
При транспортировании самолетов МиГ-21 и МиГ-23 на внешней подвеске радиовысотомер А-ОЗб выдаст
искаженные показания, зависящие от обшей длины тросов подвесной системы. Поэтому подцепку самоле
та на внешнюю подвеску, его подъем после подцепки и установку на землю после транспортирования вы
полнять при наличии руководителя полетов на площадке выполнения работ. Руководителю полетов в
процессе подцепки, подъема и установки самолетов сообщить экипажу высоту от самолета до земли.
Подготовку самолетов МиГ-21 и МиГ-23 к транспортированию на внешней подвеске вертолета осуществляют
технические экипажи самолетов, которые проводят ее в соответствии с «Руководством по транспортированию
самолета МиГ-21 вертолетом Ми-26» и «Руководством по транспортированию самолета 23-12 вертолетом Ми-26».
Транспортирование самолетов МиГ-21 и МиГ-23 разрешается выполнять как со стабилизирующим парашю
том, так и без него. Стабилизирующий парашют Д-5 применяется для увеличения максимальной скорости
полета вертолета с самолетом на внешней подвеске, что позволяет уменьшить километровый расход топлива.
Стабилизирующий парашют подсоединяется к самолетам с помощью вертлюга из комплекта внешней
подвески вертолета Ми-8Т(МТ) и капронового фала длиной 4—6 м, конец которого подсоединяется кузлам крепления штатных тормозных парашютов самолетов.
Особенности подцепки самолетов на внешнюю подвеску вертолета и выполнения полетов
1. Подцепку самолетов МиГ-21 и МиГ-23 выполнять в соответствии с пп. 4.5.11—4.5.15 РЛЭ.
2. Подцепку самолетов МиГ-21 и МиГ-23 на внешнюю подвеску вертолета производить с помощью двух
операторов, которые находятся непосредственно у самолетов, следят за грузовыми стропами, своевремен
но поправляют их, исключая задевания ими за выступающие части конструкции самолетов.
3. При подцепке самолетов МиГ-21 и МиГ-23 наземным операторам необходимо постоянно следить за состоя
нием соединения замка-сцепки с наконечником центрального каната внешней подвески и находиться вне
зоны возможного падения подвесной системы в случае отделения замка-сцепки от наконечника с карданом.
Примечание. Операторам свои обязанности выполнять в надетых защитных шлемах, а в зимнее время, кроме того —
в теплом обмундировании.
4. Горизонтальный полет, набор высоты и снижение выполнять в диапазоне приборных скоростей:
при транспортировании самолета МиГ-21:
60—115 км/ч — без парашюта при общей длине подвесной системы до 20 м;
60—80 км/ч — без парашюта при общей длине подвесной системы от 20 до 30 м ;
60—180 км/ч — с парашютом при общей длине подвесной системы до 30 м;
при транспортировании самолета МиГ-23:
60—200 км/ч — без парашюта при общей длине подвесной системы до 20 м;
60—180 км/ч — без парашюта при общей длине подвесной системы от 20 до 30 м ;
60—140 км/ч — с парашютом при общей длине подвесной системы от 30 до 50 м.
5. Разрешается производить транспортирование самолетов МиГ-21 и МиГ-23 без стабилизирующего пара
шюта на внешней подвеске вертолета с общей длиной подвесной системы от 30 до 50 м при эвакуации их
из труднодоступной местности (ущелий, леса и т.д.) на ближайшую площадку на скоростях по ДИСС-32
не более 20 км/ч. Транспортирование самолета на дальние расстояния в этом случае необходимо осущест
влять после замены центрального каната на более короткий.
Расчет радиуса, дальности и продолжительности полета вертолета
Расчет радиуса, дальности и продолжительности полета вертолета с самолетами МиГ-21 и МиГ-23 на
внешней подвеске производить в соответствии с Руководством по расчету дальности и продолжительности полета (РДП) вертолета Ми-26. При этом увеличение километрового и часового расхода топлива,
определенное по РДП для полетов вертолета без груза на внешней подвеске, необходимо увеличить:
при транспортировании самолета МиГ-21:
3 % — без стабилизирующего парашюта в диапазоне приборных скоростей полета 60—130 км/ч; 7 %
— со стабилизирующим парашютом в диапазоне приборных скоростей полета 60—150 км/ч; 15 % —
со стабилизирующим парашютом в диапазоне приборных скоростей полета 150—180 км/ч; при
транспортировании самолета МиГ-23:
8 % — со стабилизирующим парашютом и без него в диапазоне приборных скоростей полета
60-140 км/ч;
18 % — без стабилизирующей
^"^орны^ скоростей полета 140—200 км/ч.
77
РАЗДЕЛ 5 ОСОБЫЕ
СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ
СОДЕРЖАНИЕ
5.1.
5.2.
5.3.
5.4.
5.5.
5.6.
5.7.
5.7а.
5.8.
5.9.
5.10
5.11.
5.12.
5.13.
5.14.
5.15.
5.16.
5.17.
5.18.
5.19.
5.20.
5.21.
5.22.
5.23.
Общие положения ................................................................................................... 78
Отказ одного двигателя .......................................................................................... 79
Отказ двух двигателей............................................................................................. 82
Пожар в воздухе ...................................................................................................... 83
Неисправность системы автоматического регулирования ................................. 84
Повышенная вибрация двигателей ....................................................................... 85
Неисправности масляной системы двигателя ..................................................... 86
Неисправности вентилятора охлаждения масла двигателей
и главного редуктора ............................................................................................... 87
Неисправности редукторов в полете .................................................................... 88
Отказ подкачивающих насосов расходных баков................................................ 89
Отказ о полете перекачивающих насосов ............................................................ 90
Отказ основной гидросистемы.............................................................................. 91
Отказ дублирующей гидросистемы....................................................................... 92
Отказ основной и дублирующей гидросистем .................................................... 93
Неисправности гидросистемы ............................................................................... 94
Отказ двух генераторов .......................................................................................... 95
Отказ указателей скорости..................................................................................... 96
Отказы пилотажно-навигационного оборудования ........................................... 97
Земной резонанс ...................................................................................................... 98
Правила вынужденного покидания вертолета в воздухе .................................... 99
Правила вынужденного покидания вертолета на земле .................................. 101
Отказ путевого управления .................................................................................. 102
Непреднамеренное превышение максимально допустимой
скорости полета ......................................................................................................103
Перегрев подшипников опор хвостового вала трансмиссии ............................ 104
78
78
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.1. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ
5.1.1. Во всех случаях при отказе авиационной техники в полете командир экипажа обязан доло
жить о случившемся руководителю полетов и действовать в зависимости от характера отка
за, условий полета и времени, которым располагает экипаж, руководствуясь указаниями
настоящего раздела и руководителя полетов.
5.1.2. При загорании сигнальных табло центрального оповещения, желтого — ВНИМАНИЕ или
красного — ОПАСНО, расположенных на левой и правой панелях приборной доски летчи
ков, необходимо:
определить причины загорания указанных табло по докладу бортового техника или загоранию табло на средней панели приборной доски летчиков;
выполнить соответствующие действия в зависимости от причин, вызвавших загорание
табло;
нажатием кнопки СНЯТИЕ СИГН. ЦО снять сигналы ВНИМАНИЕ или ОПАСНО
(для возможного поступления сигнала о другой неисправности).
79
Раздел 5. Особые случаи в полете
79
5.2. ОТКАЗ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ
5.2.1. Признаки:
изменение привычного шума силовой установки;
резкий незначительный по величине рывок по направлению вправо;
сообщение речевого информатора «Внимание! Левый (правый) двигатель выключен
СПО» с одновременным загоранием красного табло ПРЕДЕЛ п на приборных досках
летчиков и бортового техника;
интенсивное, практически без запаздывания по времени, уменьшение крутящего момента отказавшего двигателя и увеличение крутящего момента работающего двигателя;
уменьшение частоты вращения несущего винта;
расхождение стрелок № 1 и 2 на указателе частоты вращения несущего винта левого
летчика при отказе левого двигателя или расхождение указанных стрелок на указателе
правого летчика при отказе правого двигателя;
уменьшение частоты вращения турбокомпрессора и температуры газов отказавшего
двигателя;
увеличение частоты вращения турбокомпрессора работающего двигателя.
Примечания: I. При работающей СКВ изменение привычного шума силовой установки в момент отказа одного
двигателя может быть незамеченным.
2. При отказе одного двигателя на режиме висения резкий рывок по направлению вправо сопровождается переходом
на снижение.
5.2.2. Действия летчика:
немедленно уменьшить общий шаг до величины, обеспечивающей частоту вращения
несущего винта не менее 84 %;
одновременно соответствующим отклонением ручки управления и педалей парировать возникающие крен и разворот вертолета;
установить рычагом общего шага частоту вращения несущего винта не менее 86 %;
разгоном или торможением установить скорость 160—180 км/ч, сбалансировать вертолет кнопкой снятия усилий;
определить по показаниям приборов, какой из двигателей отказал, перевести рычаг
крана останова отказавшего двигателя в закрытое положение и дать команду бортовому
технику закрыть пожарный кран левого (правого) двигателя;
убедиться в нормальной работе исправного двигателя и в возможность выполнения
горизонтального полета;
при необходимости выключить отбор воздуха от работающего двигателя и ПОС (после
выхода из зоны обледенения), при отказе двигателя на больших высотах снизиться до высоты 500-1000 м;
при наличии груза на внешней подвеске сбросить груз в безопасном месте;
при загорании красных табло ПРЕДЕЛ плевого (правого) двигателя, кроме действий,
перечисленных выше, выключить питание БПР выключенного двигателя и дать команду
бортовому технику установить переключатель рода работ на щитке СЗТВ в положение
ОТКЛ., при этом табло ПРЕДЕЛ п погаснут, а желтое табло СПО ОТКЛ. левого (правого)
двигателя на приборной доске бортового техника загорится.
Продолжить полет до ближайшего аэродрома или подобрать площадку и произвести посадку.
Для улучшения характеристик набора высоты, снижения и горизонтального полета с одним неработающим двигателем на скоростях полета до максимально допустимых рекомендуется производить перенастройку частоты вращения несущего винта на 86 % при полетах
на высотах до 2000 м и на 88 % при полетах на высотах выше 2000 м.
Полет с одним неработающим двигателем при работе второго на МБР разрешается выполнять в течение 30 мин.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Запуск в полете отказавшего двигателя ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
2. При отказе одного двигателя в полете возможен заброс Мкр работающего двигателя более 88 %.
5.2.3. Действия бортового техника:
определить по показаниям приборов отказавший двигатель, доложить командиру экипажа и по его команде закрыть пожарный кран выключенного двигателя, предварительно
доложив командиру: «Выключаю пожарный кран левого (правого) двигателя», а также
установить переключатель рода работ на щитке СЗТВ в положение ОТКЛ.;
усилить контроль за параметрами работы исправного двигателя, о показаниях приборов докладывать командиру экипажа.
5.2.4. Действия штурмана:
оказать помощь командиру экипажа в подборе площадки для посадки;
80
80
5.2.5.
5.2.6.
5.2.7.
5.2.8.
5.2.9.
5.2.10.
5.2.11.
5.2.12.
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
при принятии решения о продолжении полета на ближайший аэродром рассчитать
курс и время полета до аэродрома посадки и доложить командиру экипажа.
При самопроизвольном останове двигателя во время пилотирования вертолета правым лет
чиком он обязан без задержки энергичным уменьшением общего шага сохранить частоту
вращения несущего винта не менее 84 %. Задержка в уменьшении общего шага недопусти
ма из-за возможного падения частоты вращения несущего винта, что приводит к потере
эффективности управления вертолетом.
Во всех случаях отказа одного из двигателей в полете, при невозможности выполнения го
ризонтального полета с одним двигателем, работающим на максимальном взлетном режи
ме, необходимо выбрать площадку и произвести посадку.
При полете с одним работающим двигателем планирование производить на скорости
150 км/ч, с вертикальной скоростью не более 3 м/с.
Предпосадочное планирование вертолета с одним работающим двигателем выполнять на
скорости 100—130 км/ч в зависимости от полетной массы вертолета при вертикальной ско
рости 2—3 м/с. Уменьшение поступательной скорости (торможение вертолета с углом тан
гажа до 15°) начинать с высоты 40—50 м и с таким расчетом, чтобы на высоте 10 м скорость
составляла 60—80 км/ч. На высоте 8—10 м придать вертолету посадочный угол тангажа
8-9°.
С высоты 4—6 м увеличением общего шага несущего винта уменьшить вертикальную
скорость до 0,5—1 м/с.
Приземление произвести на колеса основных опор шасси на скорости 40—60 км/ч. После приземления уменьшить общий шаг на 4—5°, а для торможения вертолета удерживать
ручкой управления посадочный угол тангажа.
На скорости 20—30 км/ч плавно опустить вертолет на колеса передней опоры шасси,
сбросить общий шаг до минимального и применить тормоза колес. При необходимости
тормоза колес применить сразу после приземления на основные колеса шасси.
Вынужденную посадку на пересеченную местность выполнять с коротким пробегом. Пред
посадочное планирование производить на скорости 80—100 км/ч с вертикальной скоро
стью 3—4 м/с.
На высоте 40—50 м увеличением угла тангажа до 15° уменьшить поступательную скорость до 50—60 км/ч. С высоты 8—10 м придать вертолету посадочный угол тангажа 8—9°.
С высоты 8—5 м начинать увеличение общего шага с таким расчетом, чтобы перед приземлением он был близок к максимальному.
После приземления уменьшить общий шаг до 6—8° и, удерживая вертолет на колесах
основных опор применить тормоза колес. На скорости 15—20 км/ч опустить вертолет на
колеса передней опоры. Тормоза колес применять до остановки вертолета.
В аварийной обстановке при посадке вертолета на местность, исключающую послепосадочный пробег, возможна посадка без поступательной скорости за счет энергичного ее гашения непосредственно перед приземлением и приземления с большим углом тангажа
(одновременное касание земли хвостовой опорой и колесами необжатых главных опор
шасси происходит при угле тангажа 13°).
При внезапном и полном отказе одного двигателя на предельно малой высоте (10—20 м) на
скорости горизонтального полета более 150 км/ч необходимо:
уменьшить общий шаг НВ на 1,5—2°, не допуская уменьшения его частоты вращения
менее 86 %\
установить скорость полета 140—150 км/ч;
перевести рычаг крана останова отказавшего двигателя в закрытое положение и дать
команду бортовому технику: «Закрыть пожарный кран левого (правого) двигателя»;
принять решение на выполнение посадки на ближайший аэродром или на выбранную
площадку (при невозможности горизонтального полета) с коротким пробегом (п. 5.2.9).
При внезапном и полном отказе одного двигателя на предельно малых высотах (10—20 м) и
скоростях горизонтального полета 80—150 км/ч:
уменьшить общий шаг на 1,5—2°, не допуская уменьшения частоты вращения НВ менее 86 %;
продолжить полет до ближайшего аэродрома с разгоном до наивыгоднейшей скорости
140—150 км/ч или (при невозможности горизонтального полета) произвести посадку на
выбранную площадку с коротким пробегом (п. 5.2.9);
после остановки вертолета перевести рычаг останова отказавшего двигателя в закрытое положение и дать команду бортовому технику закрыть пожарный кран.
При отказе двигателя на высоте 3—10 м и скорости горизонтального полета 30—80 км/ч:
уменьшить общий шаг НВ на 1—2° с одновременным Парированием органами управления разбалансировки, не допуская уменьшения частоты вращения НВ менее 86 %;
81
Раздел 5. Особые случаи в полете
5.2.13.
5.2.14.
5.2.15.
5.2.16.
5.2.17.
81
придать вертолету посадочный угол тангажа;
на высоте 2—3 м отклонением рычага общего шага вверх до упора погасить вертикальную скорость к моменту приземления;
после приземления произвести торможение несущим винтом и тормозами колес;
после остановки вертолета перевести рычаги кранов останова в закрытое положение и
дать команду бортовому технику закрыть пожарные краны.
При внезапном отказе двигателя на взлете на высоте 3—10 м (прерванный взлет):
немедленно уменьшить общий шаг НВ на 3—4° с одновременным парированием разбалансировки органами управления, не допуская уменьшения частоты вращения НВ менее 86 %;
придать вертолету посадочный угол тангажа;
на высоте 3—7 м отклонением общего шага вверх до упора уменьшить вертикальную
скорость и произвести посадку с укороченным пробегом.
При внезапном отказе двигателя на взлете на высоте 10—20 м:
немедленно уменьшить общий шаг НВ на 4—5° с одновременным парированием разбалансировки органами управления, не допуская уменьшения частоты вращения НВ менее 86 %;
произвести торможение вертолета с углом тангажа до 10° до скорости 50—60 км/ч;
на высоте 8—10 м придать вертолету посадочный угол тангажа 8—9°, увеличением общего шага НВ погасить вертикальную скорость и произвести посадку с укороченным
пробегом.
Действия летчика при отказе двигателя на высоте висения до 5 м:
соответствующим отклонением рычагов управления парировать возникающие крен и
разворот;
немедленно с началом снижения вертолета отклонением рычага общего шага вверх
погасить вертикальную скорость к моменту приземления, одновременно соответствую щими отклонениями ручки управления и педалей не допускать смещений и разворотов
вертолета;
после приземления уменьшить шаг несущего винта до минимального, перевести рычаги кранов останова в закрытое положение и дать команду бортовому технику закрыть
пожарные краны.
Действия летчика при отказе двигателя на висении на высоте 5—10 м:
немедленно уменьшить общий шаг несущего винта на 2—3°;
с высоты 4—7 м отклонением рычага общего шага вверх вплоть до упора с максимальным темпом погасить вертикальную скорость к моменту приземления;
после приземления немедленно уменьшить общий шаг несущего винта до минимального, перевести рычаги кранов останова в закрытое положение и д£ть команду бортовому
технику закрыть пожарные краны.
Действия летчика при отказе двигателя на высоте висения более 10 м:
немедленно уменьшить общий шаг несущего винта на 2—4° с одновременным переводом вертолета на поступательную скорость;
соответствующим отклонением рычагов управления парировать возникающие крен и
разворот;
с высоты 8—10 м отклонением ручки на себя придать вертолету посадочный угол тангажа, одновременным увеличением общего шага погасить вертикальную скорость к моменту приземления, не допуская разворотов и кренов;
после приземления ручку управления переместить в нейтральное положение, уменьшить общий шаг до минимального, при необходимости применить тормоза, закрыть краны останова и дать команду бортовому технику — закрыть пожарные краны.
82
82
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.3. ОТКАЗ ДВУХ ДВИГАТЕЛЕЙ
5.3.1. Признаки:
вертолет резко разворачивается и кренится вправо с опусканием носа. Величина разбалансировки зависит от режима работы двигателей в момент отказа и скорости полета (чем
выше режим работы двигателей и меньше скорость, тем резче рывок вправо. На скорости
полета больше крейсерской интенсивность кренения вертолета вправо резко возрастает);
падение частоты вращения турбокомпрессоров, уменьшение режимов работы двигателей по указателям, падение температуры газов обоих двигателей;
быстрое падение частоты вращения несущего винта;
изменение звука работающих двигателей;
загорание табло ПРЕДЕЛ п левого и правого двигателей на приборных досках летчиков и бортового техника, при этом речевой информатор сообщает: «Внимание! Левый
двигатель выключен СПО» и «Внимание! Правый двигатель выключен СПО».
5.3.2. Действия летчика:
А . С н иже н ие на р е жим е с а м о вр а щ е н ия не с ущ е го в ин т а :
немедленно уменьшить общий шаг несущего винта до минимального значения, не допуская заброса частоты вращения НВ более 98 % и уменьшения ее менее 81 %;
одновременно с уменьшением общего шага, удерживая вертолет от кренов и разворотов, установить наивыгоднейшую поступательную скорость снижения (табл. 7.3);
перевести краны ОСТАНОВ в закрытое положение, дать команду бортовому технику
закрыть пожарные краны;
рычагом общего шага установить частоту вращения несущего винта 86—88 %\
сбалансировать вертолет кнопкой снятия усилий;
в процессе снижения подобрать площадку, пригодную для посадки с пробегом, и выполнить маневр для захода на посадку против ветра;
к высоте 150—100 м уточнить расчет на посадку. Расчет уточнять изменением частоты вращения несущего винта в допустимых пределах. При «недолете» общий шаг незначительно увеличить, при этом частота вращения и вертикальная скорость снижения будут уменьшаться. При
«перелете» общий шаг уменьшить, частота вращения и вертикальная скорость увеличатся.
Примечание. При правильном расчете место приземления проектируется у нижнего обреза лобового стекла в штилевых условиях. Не рекомендуется уточнять расчет изменением поступательной скорости снижения, так как при этом
энергично увеличивается вертикальная скорость, для уменьшения которой в дальнейшем потребуется значительный запас
высоты. Уточнять расчет изменением поступательной скорости только при явном «перелете»;
на высоте 50 м (в точке начала предпосадочного маневра) поступательная скорость снижения
должна быть: при полетной массе 50 т и менее — 130—150 км/ч, при полетной массе более 50 т —
150—160 км/ч, частота вращения несущего винта независимо от полетной массы 86—88 %.
Б. Посадка:
на высоте 50—45 м полностью перевести взгляд на землю, выполнить торможение вертолета путем увеличения угла тангажа за 2—3 с на 13—15° от исходного положения, сохраняя его до высоты 15 м;
с высоты 15 м отклонением ручки управления уменьшить угол тангажа до посадочного
положения 8—9° (при этом улучшается обзор места приземления и повышается точность
определения высоты момента «подрыва» общего шага);
на высоте 15—8 м при посадочных массах 50 т и менее и на высоте 10—8 м при посадочных массах более 50 т увеличением общего шага несущего винта погасить вертикальную скорость к моменту приземления. При этом общий шаг увеличивать следующим
образом: с посадочными массами 50 т и менее выполнить «подрыв» общего шага до 5—7°,
не допуская полного уменьшения вертикальной скорости снижения, тем более «взмывания»
вертолета, и затем вторым движением на увеличение общего шага вплоть до максимального
значения погасить вертикальную скорость к моменту приземления. С посадочными массами более 50 т общий шаг увеличивать практически одним энергичным движением за
1,5—2 с до максимального значения;
после приземления на основные колеса без задержки плавно уменьшить общий шаг до
минимального, удерживая ручку управления в прежнем (посадочном) положении;
после касания грунта колесами передней опоры для уменьшения длины пробега использовать тормоза колес.
Примечания: 1. Изложенная методика обеспечивает выполнение посадки на ровную твердую поверхность с путевой
скоростью приземления 50—80 км/ч при посадочных массах 50 т и менее и 80—90 км/ч при посадочных массах более 50 т.
2. При выполнении посадки на пересеченную местность или лес, болото, где посадка с пробегом невозможна, заход на посадку
производить на скорости 130—140 км/ч, угол тангажа после его увеличения на 13—15° сохранять до приземления вертолета. В этом
случае не исключена поломка вертолета.
5.3.3. Действия штурмана:
с высоты 100 м сообщать командиру экипажа по СПУ Текущую высоту по радиовысотомеру через каждые 10 м.
83
Раздел 5. Особые случаи в полете
83
5.4. ПОЖАР В ВОЗДУХЕ
5.4.1. Признаки:
речевой информатор выдает сообщение «Пожар, борт №... внимание на табло»;
загорание красных табло ОПАСНО и ПОЖАР на приборных досках летчиков и бортового техника;
загорание красных табло ОТСЕК ЛЕВ. ДВИГ, ОТСЕК ПРАВ. ДВИГ, ОТСЕК ТА-8,
КЕССОН, ОТСЕК ГЛ. РЕДУКТ. (одного или нескольких) на пульте бортового техника;
появление дыма, пламени или запаха гари в кабинах;
повышение температуры газов выше допустимой (этот признак является дополнительным для определения пожара в отсеках двигателей);
появление шлейфа дыма за вертолетом (по сигналу с соседнего вертолета или руководителя полетов).
5.4.2. Действия летчика:
запросить бортового техника о месте возникновения пожара;
при пожаре в одном из отсеков двигателей закрыть кран останова двигателя, в отсеке
которого возник пожар, дать команду бортовому технику: «Закрыть пожарный кран левого (правого) двигателя» и действовать в соответствии с указаниями при отказе одного
двигателя;
при возникновении пожара в кабинах вертолета дать команду штурману и бортовому
механику на тушение пожара ручными огнетушителями;
при загорании электропроводки дать команду на отключение сети, в которой возник
пожар (если невозможно определить, в какой системе возник пожар, дать команду бортовому технику обесточить вертолет);
после получения доклада бортового техника о ликвидации пожара нажать на кнопку
СНЯТИЕ СИГН. ЦО, при этом все табло ОПАСНО должны погаснуть;
задание прекратить и произвести посадку на выбранную площадку.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Запуск двигателя после тушения пожара в его отсеке производить
ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
2. После ликвидации пожара ручными огнетушителями надеть кислородные маски и произвести посадку на выбранную площадку.
5.4.3. Действия бортового техника:
определить место возникновения пожара, убедиться в срабатывании автоматической
(первой) очереди пожаротушения и доложить командиру экипажа. Если автоматическая
очередь не сработала, включить ее вручную нажатием кнопки ОЧЕРЕДИ 1 соответствующего отсека;
при возникновении пожара в одном из отсеков двигателей по команде командира экипажа закрыть пожарный кран левого (правого) двигателя, предварительно доложив
командиру экипажа: «Закрываю пожарный кран левого (правого) двигателя»;
при возникновении пожара в отсеке главного редуктора убедиться в закрытии лопаток
вентилятора. Если они не закрылись автоматически, то закрыть их вручную до 30" по индикатору;
при возникновении пожара в отсеке ТА-8В при его работе нажать на кнопку ОСТАНОВ (если он автоматически не выключился) и закрыть жалюзи ТА-8В;
при возникновении пожара в кессонах топливных баков убедиться в автоматическом
срабатывании первой очереди пожаротушения по загоранию желтого табло «I» ОЧЕРЕДИ кессонов. Если автоматика первой очереди не сработала, включить систему пожаротушения первой очереди вручную;
выключить вентиляцию и отопление кабины;
через 10—15 с после срабатывания первой очереди, если погасло красное табло отсека,
в котором возник пожар, нажать на кнопку СНЯТИЕ СИГНАЛА пожара или выключить
и снова включить выключатель ГЛАВН. ВЫКЛ. СИСТЕМЫ, при этом все красные табло
ПОЖАР должны погаснуть. После ликвидации пожара в отсеке главного редуктора нажимным переключателем ВЕНТИЛЯТОР открыть лопатки направляющего аппарата вентилятора, контролируя их открытие по погасанию желтого табло ВЕНТИЛЯТ. ЗАКРЫТ
и положению стрелки индикатора.
Если через 10—15 с красное табло соответствующего отсека не погасло, включить вторую
очередь пожаротушения нажатием на кнопку ОЧЕРЕДИ 2 этого же отсека.
5.4.4. Действия штурмана:
оказать помощь командиру экипажа в подборе приходной площадки при вынужденной посадке.
84
84
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.5. НЕИСПРАВНОСТЬ СИСТЕМЫ АВТОМАТИЧЕСКОГО РЕГУЛИРОВАНИЯ
5.5.1. Признаки:
появление разнорежимности более 6 % по ИКМ;
самопроизвольное увеличение режима работы одного двигателя и уменьшение режима
другого двигателя;
самопроизвольное увеличение или уменьшение частоты вращения несущего винта;
при перемещениях рычага общего шага режим работы одного из двигателей не изменяется.
5.5.2. Действия летчика:
перемещением рычага общего шага удерживать частоту вращения несущего винта в
заданном диапазоне;
установить крейсерскую скорость полета;
при выходе параметров работы двигателя за допустимые пределы отклонением рычага
общего шага изменить режим работы двигателей. Если параметры не войдут в допустимые пределы, двигатель выключить и действовать в соответствии с указаниями при отказе одного двигателя;
если параметры двигателя с отказавшей автоматикой по показаниям приборов не выходят за допустимые значения при наличии разности режимов работы двигателей по
ИКМ, то двигатель не выключать.
5.5.3. Действия бортового техника:
усилить контроль за показаниями приборов, контролирующих работу двигателей (частота вращения турбокомпрессоров, температура газов, давление и температура масла) и
докладывать командиру экипажа.
85
Раздел 5. Особые случаи в полете
85
5.6.ПОВЫШЕННАЯ ВИБРАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
5.6.1. Признаки:
загорание желтых табло ПОВЫШ. ВИБРАЦИЯ и ВИБРАЦ. левого (правого) двигателя на приборных досках летчиков и бортового техника;
речевой информатор выдает сигнал «Повышенная вибрация левого (правого) двигателя»;
показания виброскорости по указателю на приборной доске бортового техника превышают 45 мм/с (если галетный переключатель находится в положении канала повышенной вибрации или в положении АВТОМАТ).
5.6.2. Действия летчика:
уменьшить режим работы двигателей;
дать команду бортовому технику о замере уровня вибрации на двигателе;
если уровень вибрации не превышает допустимый (по докладу бортового техника) и
отсутствуют другие признаки ненормальной работы двигателя, продолжить полет;
если табло ПОВЫШ. ВИБРАЦИЯ и ВИБРАЦ. не гаснут и уровень вибрации по указателю превышает 45 мм/с, двигатель выключить и действовать в соответствии с указаниями при отказе одного двигателя.
5.6.3. Действия бортового техника:
убедиться в исправности виброаппаратуры;
определить уровень виброскорости и канал повышенной вибрации;
доложить командиру экипажа о результатах проверки виброаппаратуры и уровне виброскорости;
галетный переключатель оставить в положении канала повышенной вибрации;
следить за изменением (ростом) виброскорости;
усилить контроль за параметрами работы двигателей, о выходе параметров за допустимые пределы своевременно докладывать командиру экипажа.
Примечания: 1. Канал повышенной вибрации на вертолетах, оборудованных измерителем вибрации ИВ -300 определяется поочередной установкой галетного переключателя в положения СТ, КВД, КНД; на вертолетах с ИВ-79 — в положения КНД+СТ ЗАДН., КВД, КНД+СТ ПЕРЕДН.
2. Виброаппаратура считается исправной, если при нажатии кнопки КОНТРОЛЬ ИВ указатели показывают величину
виброскорости в пределах 70—100 мм/с.
86
86
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5,7. НЕИСПРАВНОСТИ МАСЛЯНОЙ СИСТЕМЫ ДВИГАТЕЛЯ
Падение давления масла в двигателе
5.7.1. Признаки:
загорание (мигание) красных табло Р МАСЛА левого (правого) двигателя на приборных досках летчиков и бортового техника;
РИ-65 выдает сообщение «Проверь давление и температуру масла в левом (правом)
двигателе» (на вертолетах с «Алмаз-УП» — «Неисправность маслосистемы. Проверь давление масла левого (правого) двигателя»;
уменьшение давления масла менее 2 кгс/см2 (по докладу бортового техника).
5.7.2. Действия летчика:
при падении давления масла до 2 кгс/см2 уменьшить режим работы двигателей, усилить контроль за параметрами их работы и продолжить
выполнение задания;
при уменьшении давления масла менее 2 кгс/см2 двигатель выключить и действовать в
соответствии с рекомендациями при отказе одного двигателя.
5.7.3. Действия бортового техника:
при загорании (мигании) табло Р МАСЛА доложить командиру экипажа о величине
давления масла в соответствующем двигателе;
усилить контроль за параметрами работы двигателей, при выходе их за допустимые
пределы докладывать командиру экипажа.
Повышение температуры масла или появление стружки в масле двигателя
5.7.4. Признаки:
увеличение температуры масла выше 110 °С по индикатору температуры масла двигателя на приборной доске бортового техника;
загорание табло Т ° МАСЛА СТРУЖКА на средней панели приборной доски летчиков;
загорание табло Т ° МАСЛА СТРУЖКА ТК, Т ° МАСЛА СТРУЖКА СТ или СТРУЖКА на приборной доске бортового техника;
РИ-65 вьщает сообщение «Проверь давление и температуру масла в левом (правом) двигателе» (на вертолетах с «Алмаз-УП» — «Проверь температуру масла левого (правого) двигателя»).
5.7.5. Действия летчика:
при появлении любого из признаков уменьшить режим работы двигателя, установить
скорость полета 150—200 км/ч, выполнение задания прекратить и произвести посадку на
ближайший аэродром. Если после уменьшения режима работы двигателя температура
масла превысила 120 °С или через 5 мин не понизилась до 110 °С и ниже, то выключить
двигатель, дать команду бортовому технику закрыть пожарный кран выключенного двигателя и действовать в соответствии с рекомендациями при отказе одного двигателя.
5.7.6. Действия бортового техника:
об увеличении температуры масла выше ПО "С или о загорании табло Т ° МАСЛА
СТРУЖКА ТК, Т ° МАСЛА СТРУЖКА СТ или СТРУЖКА левого (правого) двигателя
доложить командиру экипажа;
усилить контроль за параметрами работы двигателей, о выходе параметров за допустимые пределы докладывать командиру экипажа;
если один из двигателей выключен, по команде командира экипажа закрыть пожарный кран выключенного двигателя.
Перегрев внутренних полостей двигателя
5.7.7. Признаки:
загорание табло ПЕРЕГРЕВ левого (правого) двигателя на средней панели приборной
доски летчиков и приборной доске бортового техника.
5.7.8. Действия летчика:
нажать два-три раза на кнопку СНЯТИЕ СИГНАЛА системы перегрева; если табло
ПЕРЕГРЕВ продолжает гореть, выключить двигатель и действовать в соответствии с
рекомендациями при отказе одного двигателя.
Засорение масляного фильтра
5.7.9. Признаки:
загорание табло ФИЛЬТР МАСЛА на приборной доске бортового техника.
87
Раздел 5. Особые случаи в полете
87
5.7.10. Действия бортового техника:
доложить командиру экипажа о загорании табло ФИЛЬТР МАСЛА, проконтролировать давление масла по указателю, усилить контроль за параметрами работы двигателя.
5.7.11. Действия летчика:
выполнение задания прекратить и произвести посадку на своем аэродроме.
Попадание топлива в масляную систему двигателя
5.7.12. Признаки:
загорание в полете табло УРОВЕНЬ МАСЛА (МАКСИМ. УРОВЕНЬ МАСЛА) на приборной доске бортового техника;
повышение уровня масла более 17л по указателю.
5.7.13. Действия бортового техника:
доложить командиру экипажа о загорании табло, проконтролировать уровень масла,
величины давления и температуры масла по указателям;
усилить контроль за параметрами работы двигателя, при выходе их за допустимые пределы докладывать командиру экипажа.
5.7.14. Действия летчика:
прекратить выполнение задания и произвести посадку на ближайшем аэродроме или
на пригодную площадку;
при выходе параметров двигателя за допустимые пределы (по докладу бортового техника)
выключить двигатель и действовать в соответствии с указаниями при отказе одного двигателя.
Уменьшение количества масла до минимального уровня
5.7.15. Признаки:
загорание табло ДОЛЕЙ МАСЛО (МИНИМ. УРОВЕНЬ МАСЛА) на приборной доске
бортового техника;
уменьшение уровня масла до 3,5 л по указателю.
5.7.16. Действия бортового техника:
доложить командиру экипажа о загорании табло ДОЛЕЙ МАСЛО (МИНИМ. УРОВЕНЬ МАСЛА);
усилить контроль за уровнем, давлением и температурой масла в двигателе; при
уменьшении давления масла ниже 2 кгс/см2 или дальнейшем уменьшении уровня масла
доложить командиру экипажа.
5.7.17. Действия летчика:
уменьшить режим работы двигателей, установить скорость полета 150—200 км/ч, пилотировать вертолет плавно, не допуская резких отклонений органов управления, выполнение задания прекратить и произвести посадку на ближайшем аэродроме или пригодной площадке;
при уменьшении давления масла ниже 2 кгс/см2 двигатель выключить и действовать в
соответствии с рекомендациями при отказе одного двигателя.
5.7а. НЕИСПРАВНОСТИ ВЕНТИЛЯТОРА ОХЛАЖДЕНИЯ МАСЛА ДВИГАТЕЛЕЙ И ГЛАВНОГО РЕДУКТОРА
5.7а.1. Признаки:
появление непривычного шума в районе вентиляторной установки; одновременное
повышение температуры масла двигателей и главного редуктора при неизменном
режиме работы двигателей; загорание табло ВЕНТИЛЯХ. ЗАКРЫТ.
5.7а.2. Действия бортового техника:
доложить командиру экипажа об одновременном повышении температуры масла двигателей и главного редуктора;
проверить положение лопаток вентилятора. Если лопатки вентилятора закрыты, открыть
их. В случае если лопатки вентилятора не открываются, сообщить командиру экипажа;
усилить контроль за температурой масла двигателей и главного редуктора и периодически докладывать командиру экипажа их значение.
5.7а.З. Действия летчика:
в зависимости от обстановки принять решение о продолжении полета до ближайшего
аэродрома или выполнении посадки на площадку, подобранную с воздуха. В случае продолжения полета скорость выдерживать не менее 100 км/ч.43сли лопатки вентилятора по докладу
бортового техника не открываются, произвести посадку на площадку, подобранную с воздуха.
88
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.8. НЕИСПРАВНОСТИ РЕДУКТОРОВ В ПОЛЕТЕ
5.8.1. Признаки>
появление непрерывного шума или тряски вертолета;
повышение температуры масла выше максимально допустимой;
понижение давления масла ниже допустимого;
загорание красного табло ГЛ. РЕД. Р МАСЛА на средней панели приборной доски
летчиков;
РИ-65 выдает сообщение «Аварийное состояние маслосистемы редуктора. Внимание
на табло» (на вертолетах с «Алмаз-УП» — «Отсутствует давление масла главного (промежуточного, хвостового) редуктора»);
загорание желтого табло СТРУЖКА главного редуктора;
загорание желтого табло СТРУЖКА промежуточного и хвостового редукторов.
5.8.2. Действия летчика:
при появлении непрерывного шума, вибраций, а также при увеличении температуры
выше максимально допустимой или уменьшении давления масла ниже минимально допустимого немедленно перейти на снижение с малой мощностью двигателей на скорости
150 км/ч и произвести посадку на выбранную площадку. В зависимости от условий посадку выполнить по возможности по-самолетному;
при уменьшении давления масла в главном редукторе ниже 2 кгс/см2, сопровождающемся загоранием красных табло ГЛ. РЕД. Р МАСЛА на приборной доске летчиков и
Р МАСЛА на приборной доске бортового техника установить наивыгоднейшую скорость
горизонтального полета, подобрать площадку и произвести посадку. Продолжительность
полета до посадки не должна превышать 10 мин, а температура масла 110 °С по указателю. В этом случае допускается посадка по-вертолетному с кратковременным (до 1 мин)
выводом двигателей на режим, обеспечивающий зависание вертолета и посадку по вертикали;
при загорании в полете (мигании или непрерывном горении) желтого табло СТРУЖКА главного или промежуточного и хвостового редуктора, не сопровождающимся ростом
температуры или уменьшением давления масла, выполнение задания прекратить и следовать до ближайшего аэродрома, повысив контроль за параметрами работы этого редуктора. Если при загорании любого табло СТРУЖКА отмечается рост температуры или
уменьшение давления масла в редукторе, немедленно перейти на снижение с малой мощностью двигателей на скорости 150 км/ч и произвести посадку на выбранную площадку
по возможности по-самолетному;
при уменьшении давления масла в хвостовом (промежуточном) редукторе или одновременно в обоих редукторах ниже минимально допустимого значения (вплоть до нуля)
установить скорость 180—230 км/ч и продолжить выполнение полета. При этом продолжительность полета не должна превышать 30 мин.
5.8.3. Действия бортового техника:
докладывать командиру экипажа о загорании табло или обнаружении отклонений в
показаниях давления и температуры масла в главном, промежуточном и хвостовом редукторах от нормальных значений;
при продолжении полета усилить контроль за параметрами работы редукторов и периодически докладывать командиру экипажа о величинах вибрации, температуре и давлении масла.
5.8.4. Действия штурмана:
при принятии командиром экипажа решения на выполнение вынужденной посадки
вне аэродрома оказывать ему помощь в выборе площадки.
89
Раздел 5. Особые случаи в полете
5.9, ОТКАЗ ПОДКАЧИВАЮЩИХ НАСОСОВ РАСХОДНЫХ БАКОВ
5.9.1. Признаки:
гаснет зеленое табло Р насоса бака № 9 (10) на пульте № 3 бортового техника.
5.9.2. Действия летчика:
при отказе одного из подкачивающих насосов выполнение задания продолжить, при
этом обеспечивается нормальное питание топливом обоих двигателей до высоты 4000 м.
При полете на высоте свыше 4000 м снизиться ниже этой высоты и продолжить выполнение задания;
при отказе обоих подкачивающих насосов выполнение задания прекратить и произвести посадку на свой или ближайший аэродром.
5.9.3. Действия бортового техника:
убедиться в исправности сигнального табло;
об отказе подкачивающего насоса (насосов) доложить командиру экипажа;
выключить отказавший подкачивающий насос (насосы);
при отказе одного подкачивающего насоса открыть кран кольцевания и убедиться в
загорании табло КРАН ОТКР. После выработки топлива из нижних баков выключить работающий подкачивающий насос;
усилить контроль за работой топливной системы.
90
90
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.10. ОТКАЗ В ПОЛЕТЕ ПЕРЕКАЧИВАЮЩИХ НАСОСОВ
5.10.1. Признаки:
гаснет зеленое табло Р перекачки из бака № 4 (5) или оба вместе;
уменьшение количества топлива в расходных баках.
5.10.2. Действия летчика:
по докладу бортового техника принять решение на продолжение или прекращение задания. Если топливо в расходные баки не поступает, задание прекратить и произвести
посадку на ближайший аэродром или выбранную площадку.
Запаса топлива в двух расходных баках 1762 кг достаточно для полета на скорости
235 км/ч в течение 36 мин на расстояние 145 км;
Если топливо в расходные баки поступает (по докладу бортового техника), выполнение задания продолжить.
5.10.3. Действия бортового техника:
при отказе перекачивающих насосов обеих групп (гаснут оба табло Р) убедиться в исправности сигнальных табло и, если топливо не поступает в расходные баки, установить выключатели НАСОСЫ 2 обеих групп в выключенное положение, закрыть краны баков № 9
и 10, убедиться в загорании желтых табло КРАН ЗАКРЫТ и доложить командиру экипажа;
при отказе перекачивающих насосов одной группы (гаснет одно табло Р) открыть краны кольцевания и перекачки, при этом должны загореться желтые табло КРАН ОТКР;
установить выключатели НАСОСЫ 2 отказавшей группы в выключенное положение,
убедиться в поступлении топлива в оба расходных бака и доложить командиру экипажа.
Засорение топливного фильтра
5.10.4. Признаки:
загорание табло ФИЛЬТР ТОПЛИВА на приборной доске бортового техника.
5.10.5. Действия бортового техника:
доложить командиру экипажа о загорании табло.
Действия летчика:
выполнение задания прекратить и произвести посадку на свой аэродром.
Загорание табло резервного остатка топлива (460 кг)
5.10.6. Признаки:
загорание табло БАК № 9 (10) ОСТАЛОСЬ 460 КГ на средней панели приборной доски летчиков и ОСТАЛОСЬ 460 КГ в расходном баке левого (правого) двигателя на пульте № 3 бортового техника;
РИ-65 выдает сообщение «Резервный остаток топлива. Борт...» (на вертолетах с «Алмаз-УП» — «Бак 9 (10). Остаток топлива 460 кг»).
5.10.7. Действия командира экипажа:
запросить бортового техника о количестве топлива в расходных баках;
оценить возможность полета до расчетного пункта посадки, учитывая, что остаток
топлива 920 кг (2-460 кг) достаточен для полета при высоте 500 м и скорости 250 км/ч в
течение 20 мин на расстояние 80 км;
принять решение о посадке на ближайший аэродром или выбранную площадку;
пилотировать вертолет плавно, развороты выполнять координирован но, избегать скольжения.
5.10.8. Действия бортового техника:
о загорании табло ОСТАЛОСЬ 460 КГ и количестве топлива в расходных баках доложить командиру экипажа;
при наличии топлива в нижних баках проверить, открыты ли перекрывные краны баков № 9 и 10 (табло КРАН ЗАКРЫТ не должны гореть) и включены ли перекачивающие
насосы (табло Р должны гореть).
91
Раздел 5. Особые случаи в полете
91
5.11. ОТКАЗ ОСНОВНОЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
5.11.1. Признаки:
речевой информатор выдает сообщение «Основная гидросистема не работает»;
гаснет зеленое табло ОСН. РАБОТАЕТ;
загораются желтые табло ДУБЛ. РАБОТАЕТ и ВЫКЛЮЧИ ОСН.; уменьшение
давления в основной гидросистеме ниже 140 кгс/см2, возрастание давления в
дублирующей гидросистеме до 160—220 кгс/см2.
5.11.2. Действия летчика:
перевести переключатель ГИДРОСИСТЕМА из положения ОСН. в положение
ДУБЛ.;
по докладу бортового техника убедиться в отказе основной гидросистемы и наличии
рабочего давления в дублирующей гидросистеме;
выполнение задания прекратить, выбрать площадку и произвести посадку.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. При отказе основной гидросистемы торможение колес шасси осуществляется за счет давления в гидроаккумуляторах. 2. Если
произошло «заклинивание» ножного управления, то при создании
усилия 130±15 кг на правую или левую педаль произойдет переход с
основной на дублирующую гидросистему.
5.11.3. Действия бортового техника:
проверить давление в основной и дублирующей гидросистемах и доложить командиру
экипажа;
усилить контроль за работой гидросистемы.
92
92
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.12. ОТКАЗ ДУБЛИРУЮЩЕЙ ГИДРОСИСТЕМЫ
5.12.1. Признаки:
речевой информатор выдает сообщение «Дублирующая гидросистема неисправна»;
загорается красное табло ДУБЛ. НЕ РАБОТАЕТ;
в основной гидросистеме давление остается в пределах 160—220 кгс/см2.
5.12.2. Действия летчика:
убедиться (в том числе по докладу бортового техника) в нормальной работе основной
гидросистемы;
выполнение задания прекратить, выбрать площадку и произвести посадку.
5.12.3. Действия бортового техника:
проверить давление в основной гидросистеме и доложить командиру экипажа; усилить
контроль за работой гидросистемы, о показаниях давления и загорании табло
докладывать командиру.
93
Раздел 5. Особые случаи в полете
93
5.13. ОТКАЗ ОСНОВНОЙ И ДУБЛИРУЮЩЕЙ ГИДРОСИСТЕМ
5.13.1. Признаки:
сильное вождение ручки управления и возрастание усилий при ее отклонении; речевой
информатор выдает сообщение «Основная гидросистема не работает, дублирующая
гидросистема неисправна»;
загорается красное табло ДУБЛ. НЕ РАБОТАЕТ, гаснет зеленое табло ОСН. РАБОТАЕТ;
уменьшается давление в основной и дублирующей гидросистемах.
5.13.2. Действия летчика:
дать команду членам экипажа покинуть вертолет.
5.13.3. Действия членов экипажа:
покинуть вертолет.
94
94
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.14. НЕИСПРАВНОСТИ ГИДРОСИСТЕМЫ
5.14.1. Признаки:
увеличение давления в основной гидросистеме выше 230 кгс/см2 из-за отказа регулятора в гидронасосе;
загорание желтого табло НАСОС 1, НАСОС 2 при отказе насоса основной гидросистемы;
загорание красного -чбло Т ° ГИДРОМАС. из-за повышения температуры гидросмеси
выше 90 °С;
загорание одного или обоих желтых табло УРОВЕНЬ ГИДРОМАС. МАЛ при снижении уровня гидросмеси в основной (дублирующей) или обоих гидросистемах ниже
20 литров (повреждение системы, утечка гидросмеси);
учащенные колебания стрелки индикатора давления в основной гидросистеме из-за
утечки азота из газовой полости гидроаккумулятора.
5.14.2. Действия летчика:
при появлении любого из признаков выполнение задания прекратить, произвести посадку на выбранную площадку. Кроме того:
при повышении давления свыше 230 кгс/см2 переключить гидросистему с основной
на дублирующую;
при загорании обоих желтых табло УРОВЕНЬ ГИДРОМАС. МАЛ выключить автопилот (на вертолетах с доработанной в соответствии с бюллетенем № 90.0252-БД-В электрической схемой по уровням гидросмеси в баках основной и дублирующей систем
автопилот выключается автоматически. В этом случае выключение автопилота необходимо продублировать нажатием кнопки АП).
5.14.3. Действия бортового техника:
о неисправности гидросистемы доложить летчику.
95
Раздел 5. Особые случаи в полете
5.15. ОТКАЗ ДВУХ ГЕНЕРАТОРОВ
5.15.1. Признаки:
загорание на панели ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК желтых табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. левого и
правого генераторов;
загорание желтых табло ОСНОВ. ОТКЛ. основных трансформаторов «3-36 В» и
«1-36 В»;
отклонение стрелок амперметров переменного тока к нулевой отметке;
загорание на панели ПОСТОЯННЫЙ ТОК желтых табло отключения левого и правого выпрямителей;
отключаются следующие системы и агрегаты:
противообледенительная система, топливные насосы, основное освещение грузовой
кабины, вентиляторы, обогрев правого ПВД (на вертолетах с ППД — обогревы правого ППД и ППД СРД), бортовая телевизионная установка (БТУ), система ближней
навигации, ответчик СО-69, ДИСС, пилотажный комплекс, система подвижного
упора (СПУУ), курсовая система, радиокомпасы, связные радиостанции, радиомагнитный индикатор (РМИ), ПКП (кроме канала крена и тангажа), ПНП, аппаратура
посадки, антенно-фидерная система (АФС).
5.15.2. Действия летчика:
дать команду бортовому технику запустить ВСУ (до высоты 5000 м) и включить ее генератор. При отсутствии обледенения продолжить выполнение задания. От генератора
ВСУ обеспечивается питание всех систем и оборудования, кроме противообледенительной системы НВ и РВ;
включить каначы крена и тангажа автопилота ВУАП;
если ВСУ не запустилась, выполнение задания прекратить и произвести посадку на
ближайший аэродром или на выбранную площадку. Учитывать, что для расходования
остается топливо, находящееся в расходных баках. Запаса энергии аккумуляторов достаточно для питания потребителей, подключенных к аккумуляторной шине, примерно на
35—40 мин (на вертолетах с ППД — 25—30 мин).
5.15.3. Действия бортового техника:
выключатели обоих генераторов установить в отключенное положение;
запустить ВСУ, включить ее генератор и доложить командиру экипажа;
в случае если ВСУ не запустилась, доложить командиру экипажа.
96
96
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.16. ОТКАЗ УКАЗАТЕЛЕЙ СКОРОСТИ
5.16.1. Признаки:
неустойчивые показания указателей скорости;
несоответствие скорости полета по указателю скорости установленному режиму полета;
расхождение в показаниях указателей скорости.
5.16.2. Действия летчика:
а) на вертолетах с ПВД:
при полете в облаках, снегопаде или дожде проверить включение и исправность обогревов ПВД;
перевести кран переключения статического давления в положение ЛЕВАЯ, а затем
ПРАВАЯ и оценить правильность показаний при этих положениях. Если в одном из положений показания указателя (указателей) устойчивы и соответствуют режиму полета,
оставить переключатель в этом положении и продолжить выполнение задания. При неустойчивых показаниях указателей или несоответствии показаний режиму полета установить кран переключения в положение ОБЪЕДИНЕННАЯ, а кран переключения
динамического давления перевести в положение ПРАВАЯ. Если при каком-либо из указанных положений крана переключения показания указателей скорости восстановятся,
выполнение задания продолжить;
если показания указателей скорости не восстановились, выполнение задания прекратить, установить режим полета не выше крейсерского, скорость полета выдерживать по
указателю путевой скорости аппаратуры ДИСС правого летчика и штурмана, поддерживая с ним связь но СПУ. Произвести посадку на ближайшем аэродроме;
б) на вертолетах с ППД:
при полете в облаках, снегопаде или дожде проверить включение и работоспособность
обогревов ППД;
при отказе указателя скорости левого летчика перевести кран переключения статического давления в положение РЕЗЕРВ и оценить правильность показаний левого указателя скорости в этом положении крана. Если показания указателя скорости стали
устойчивы и соответствуют режиму полета, оставить кран в этом положении и продолжать выполнение задания.
Если показания левого указателя скорости остались прежними (неправильными), возвратить кран переключения статического давления в положение ОСНОВНАЯ 1, а кран
переключения полного давления установить в положение ПРАВАЯ.
Если работоспособность указателя скорости восстановилась, кран переключения полного давления оставить в положении ПРАВАЯ и продолжать выполнение задания.
Если работоспособность левого указателя скорости не восстановилась, его показаниями не пользоваться. Кран переключения полного давления возвратить в положение ЛЕВАЯ.
Скорость полета выдерживать по указателю скорости и индикатору скорости аппаратуры ДИСС правого летчика. Произвести посадку на ближайший аэродром;
при отказе указателя скорости правого летчика и штурмана правому летчику и штурману пользоваться указателем скорости левого летчика. Произвести посадку на ближайшем аэродроме.
97
Раздел 5. Особые случаи и полете
97
5.17. ОТКАЗЫ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ
5.17.1. Отказ ПКП.
5.17.1.1. Признаки:
при изменении вертолетом траектории полета подвижная сфера ПКП не отклоняется
по крену или по тангажу (либо одновременно и по крену и по тангажу), на лицевой части
прибора выпадает бленкер АГ;
подвижная сфера «заваливается» по крену или тангажу (либо одновременно и по крену
и по тангажу), на лицевой части прибора выпадает бленкер АГ;
автоколебания подвижной сферы ПКП по крену или тангажу (либо одновременн о и
по крену и по тангажу).
5.17.1.2. Действия летчика:
убедиться, что выключатели ПКП и ГИРОВЕРТ. на его левом пульте находятся во
включенном положении;
дать команду правому летчику для проверки включенного положения выключателей
ПКП, ГИРОВЕРТ. ПРАВАЯ на его правом пульте;
дать команду штурману для проверки включенного положения АЗС ГИРОВЕРТИКАЛИ
ЛЕВ. ПРАВ., исправного состояния предохранителей ПКП ЛЕВ. ПРАВ., ГИРОВЕРТ. ПРАВ., а
бортовому технику — для проверки исправного состояния предохранителей ГИРОВЕРТ. ЛЕВ.;
сравнить между собой показания обоих ПКП и резервного авиагоризонта. При обнаружении расхождений в показаниях приборов пилотировать (дать команду на пилотирование правому летчику) по ПКП, показания которого совпадают с показаниями
резервного авиагоризонта с периодическим контролем показаний по резервному авиагоризонту или перейти на пилотирование по резервному авиагоризонту.
5.17.2. Отказ резервного авиагоризонта.
5.17.2.1. Признаки:
выпадение флажка сигнализации отказа АГ;
несоответствие показаний резервного авиагоризонта с показаниями ПКП.
5.17.2.2. Действия летчика:
дать команду штурману проверить предохранители цепи питания резервного авиагоризонта в РУ № 2;
при пилотировании вертолета показаниями резервного авиагоризонта не пользоваться;
продолжить выполнение задания, пользуясь показаниями ПКП.
5.17.3. Отказ МГВ.
5.17.3.1. Признаки:
загорание табло ОТКАЗ ГИРОВЕРТ. и табло ОПАСНО;
наличие всех признаков отказа ПКП;
ншшчие всех признаков отказа ПКП без выпадения бленкера АГ и загорания табло
ОТКАЗ ГИРОВЕРТ.
5.17.3.2. Действия летчика:
сравнить между собой показания обоих ПКП и резервного авиагоризонта и опреде лить отказавшую гировертикаль;
при обнаружении расхождений в показаниях приборов и определения отказавшей гировертикали переключатель ГИРОВЕРТИКАЛИ перевести в положение РЕЗЕРВНАЯ
ПРАВ, или дать команду правому летчику перевести переключатель ГИРОВЕРТИКАЛИ
в положение РЕЗЕРВНАЯ ЛЕВ.;
пилотировать вертолет (дать команду на пилотирование правому летчику), пользуясь
показаниями исправного ПКП с контролем по резервному авиагоризонту или полностью
перейти на пилотирование по резервному авиагоризонту;
при полетах в сложных метеорологических условиях и ночью выполнение задания
прекратить и произвести посадку на свой или ближайший аэродром;
нажать на кнопку СНЯТИЕ СИГН. ЦО, табло ОПАСНО должно погаснуть.
5.17.4. Отказ ПНП.
5.17.4.1. Признаки:
выпадение бленкера КС и вращение шкалы курса;
медленное вращение стрелки КУР; вращение стрелки
азимута.
5.17.4.2. Действия летчика:
сравнить между собой показания обоих приборов ПНП летчиков и штурмана и убедиться в неисправности прибора;
продолжить выполнение задания, пилотируя по исправному ПНП.
Дать команду штурману сообщить текущие значения курса, КУРа и азимута.
98
98
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.18. ЗЕМНОЙ РЕЗОНАНС
5.18.1. Признак:
появление нарастающих колебаний вертолета при опробовании двигателей, рулении,
разбеге и пробеге.
5.18.2. Действия летчика:
при опробовании двигателей энергично отклонить рычаг общего шага вниз,до упора и
перевести рычаги раздельного управления двигателями в положение МАЛЫЙ ГАЗ;
при выполнении руления, на разбеге и пробеге после посадки отклонить рычаг общего
шага вниз, перевести рычаги раздельного управления двигателями в положение МАЛЫЙ
ГАЗ, ручку управления удерживать в нейтральном положении и применить тормоза колес.
Если во всех указанных случаях уменьшение частоты вращения несущего винта не
приводит к прекращению колебаний вертолета, двигатели выключить.
99
Раздел 5. Особые случаи в полете
99
5.19. ПРАВИЛА ВЫНУЖДЕННОГО ПОКИДАНИЯ ВЕРТОЛЕТА В ВОЗДУХЕ
5.19.1. Экипажу вертолета полеты выполнять с надетыми защитными шлемами (ЗШ), спасатель
ными парашютами С-4Б и застегнутыми привязными ремнями. На парашютах должны
стоять страхующие приборы ППК-У, установленные на высоту срабатывания 500 м над ре
льефом местности и на время срабатывания 2 с.
5.19.2. После посадки на рабочие места каждому члену экипажа присоединить карабин фала гиб
кой шпильки парашютного прибора к кольцу на чашке сиденья и карабин фала НАЗа к по
лукольцу на летном обмундировании.
Примечание. При необходимости ухода с рабочего места в полете карабин фала парашютного прибора должен быть
отсоединен от кольца.
5.19.3. При возникновении в полете аварийной обстановки, когда создается непосредственная уг
роза жизни экипажу и невозможна экстренная безопасная посадка вертолета, командир
экипажа обязан дать команду на покидание вертолета.
При управляемом полете подаются две команды:
предварительная — «Приготовиться к прыжку»;
исполнительная — «Прыжок». При неуправляемом полете подается
только одна команда — «Прыжок».
5.19.4. С целью предотвращения столкновения с вертолетом и зацепления за него парашютом при
покидании вертолета на высотах более 500 м необходимо производить задержку в раскры
тии парашюта в течении 3—10 с. При покидании вертолета на высотах ниже 500 м парашют
раскрыть вручную немедленно после отделения от вертолета.
Страховочный прибор ППК-У обеспечивает раскрытие ранца парашюта только после
покидания вертолета непосредственно с рабочего места в аварийные люки. При покидании
вертолета через дверь грузовой кабины необходимо отсоединить карабин фала гибкой
шпильки прибора ППК-У от скобы на чашке сиденья.
5.19.5. Порядок покидания вертолета в управляемом полете:
бортовой техник;
штурман-инструктор (бортовой техник-инструктор) при его наличии на борту;
бортовой механик;
штурман;
правый летчик;
левый летчик.
5.19.6. Действия бортового техника при покидании вертолета:
передвинуть сиденье в правое крайнее положение;
левой рукой выдернуть рукоятку аварийного сброса блистера;
поднять подлокотники;
расстегнуть замок привязных ремней и сбросить их;
левой рукой взяться за левый верхний угол спинки сиденья, а правой рукой взяться за верхний обрез приборной доски, приподняться с сиденья, вывести парашют из чашки сиденья,
поставить левую ногу с левой стороны сиденья, развернуться влево лицом к проему блистера;
левой рукой взяться за ручку у левого бокового обреза блистера и поставить колено левой ноги на левый пульт;
правую руку перевести на правый боковой обрез проема блистера;
толчком обеих ног с одновременным движением обеими руками к себе отделиться от
вертолета в сторону вниз головой.
5.19.7. Вынужденное покидание вертолета в воздухе штурманом-инструктором (бортовым техни
ком-инструктором) осуществляется через проем люка правого борта кабины сопровождаю
щих. Действия при покидании вертолета:
расстегнуть замок привязных ремней и отбросить их;
подойти к люку правого борта кабины сопровождающих и выдернуть рукоятку аварийного сброса люка (если он не сброшен штурманом вертолета);
поднять сиденье сопровождающего по правому борту;
левой рукой взяться за передний обрез проема люка, а правой за задний;
поставить колено правой ноги на нижний обрез проема люка;
толчком обеих ног с одновременным подтягиванием руками отделиться от вертолета в
сторону вниз головой.
5.19.8. Действия бортового механика при покидании вертолета, не доработанного под сиденье
штурмана-инструктора (бортового техника-инструктора):
левой рукой выдернуть рукоятку аварийного сброса люка (если он не сброшен штурманом), расстегнуть привязные ремни и отбросить их;
левой рукой взяться за передний обрез проема люка, а правой рукой за поручень;
приподняться с сиденья, развернуться лицом к проему люка;
поставить правую ногу в чашку сиденья и взяться правой рукой за задний обрез проема люка;
перенести колено правой ноги на нижний обрез проема люка;
100
100
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
толчком обеих ног с одновременным подтягиванием руками отделиться от вертолета в
сторону вниз головой.
Действия бортового механика при покидании вертолета, доработанного под сиденье
штурмана-инструктора (бортового техника-инструктора):
правой рукой выдернуть рукоятку аварийного сброса (если он не сброшен бортовым
техником вертолета), расстегнуть привязные ремни и отбросить их;
правой рукой взяться за передний обрез проема люка, а левой — за задний обрез;
приподняться с сиденья, развернуться лицом к проему люка;
поставить левую ногу в чашку сиденья;
перенести колено левой ноги на нижний обрез проема люка;
толчком обеих ног с одновременным подтягиванием руками отделиться от вертолета в
сторону вниз головой.
5.19.9. Действия штурмана при покидании вертолета:
убрать рабочий столик;
передвинуть сиденье в левое крайнее положение;
поднять подлокотники;
правой рукой выдернуть рукоятку аварийного сброса крышки люка, расстегнуть замок
привязных ремней и отбросить их;
левой рукой взяться за верхний обрез приборной доски, а правой рукой взяться за правый верхний угол спинки сиденья, приподняться с сиденья, поставить правую ногу с правой стороны сиденья на пол и вывести парашют из чашки сиденья;
развернуться вправо к проему люка, правой рукой взяться за ручку у правого бокового
обреза проема;
колено правой ноги поставить на правый пульт штурмана;
левую руку перевести на левый боковой обрез люка, а правой рукой взяться за правый
верхний угол спинки сиденья;
толчком обеих ног с одновременным подтягиванием руками отделиться от вертолета в
сторону вниз головой.
5.19.10. Действия правого летчика при покидании вертолета:
поднять подлокотники;
правой рукой выдернуть рукоятку аварийного сброса блистера, расстегнуть замок привязных ремней и отбросить их;
левой рукой взяться за ручку над лобовым стеклом, а правой — за верхнюю часть переплета бокового остекления;
приподняться с сиденья, вывести парашют из чашки сиденья, развернуться вправо лицом к проему блистера и поставить правую ногу на чашку сиденья;
левую ногу перенести между ручкой управления и чашкой сиденья и поставить на пол;
взяться обеими руками за боковые обрезы проема, выведя локоть левой руки за проем наружу;
толчком обеих ног с одновременным подтягиванием руками отделиться от вертолета в
сторону вниз головой.
5.19.11. Действия левого летчика при покидании вертолета:
поднять подлокотники;
левой рукой выдернуть рукоятку аварийного сброса блистера, расстегнуть замок привязных ремней и отбросить их;
правой рукой взяться за ручку над лобовым стеклом, а левой — за верхнюю часть переплета бокового остекления;
приподняться с сиденья, вывести парашют из чашки сиденья, развернуться влево лицом к проему блистера и поставить левую ногу на чашку сиденья;
правую ногу перенести между ручкой управления и чашкой сиденья и поставить на пол;
взяться обеими руками за боковые обрезы проема, вывести локоть правой руки за проем блистера наружу;
поставить колено левой ноги на нижний обрез проема блистера;
толчком обеих ног с одновременным подтягиванием к проему руками отделиться от
вертолета вниз головой.
Примечание. При полете в зашторенной кабине перед покиданием вертолета необходимо открыть боковую шторку.
5.19.12. В случае несброса блистеров и крышек люков членам экипажа покинуть вертолет через
переднюю дверь грузовой кабины.
Для этого необходимо:
отсоединить карабин фала прибора ППК-У от кольца на сиденье и подсоединить к
тросу над дверью грузовой кабины;
выйти в грузовую кабину и подойти к левой входной двери;
правой рукой выдернуть рукоятку аварийного сброса двери на себя;
ударом правой ноги по двери сбросить дверь, если она не сбросилась;
встать перед проемом двери и взяться руками за боковые обрезы двери;
присесть, наклониться вперед и толчком обеих ног с одновременным подтягиванием к
проему руками отделиться от вертолета.
101
Раздел 5. Особые случаи в полете
101
5.20. ПРАВИЛА ВЫНУЖДЕННОГО ПОКИДАНИЯ ВЕРТОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ
5.20.1. После принятия решения о вынужденной посадке командиру экипажа необходимо:
дать команду экипажу: «Приготовиться к вынужденной посадке»;
включить сигнал «Бедствие»;
доложить руководителю полетов о месте и времени предполагаемой посадки;
сбросить блистер и произвести посадку.
5.20.2. После получения команды о подготовке к вынужденной посадке членам экипажа необхо
димо:
сбросить блистеры (крышки люков) на своих рабочих местах;
штурману:
уточнить координаты места вынужденной посадки и доложить командиру экипажа;
бортовому механику: выйти в грузовую кабину;
предупредить перевозимых людей о предстоящем выполнении посадки и необходимости застегнуть привязные ремни;
сбросить двери и крышки аварийных люков;
занять свободное сиденье и застегнуть привязные ремни.
5.20.3. После вынужденной посадки членам экипажа необходимо:
расстегнуть привязные ремни, открыть замок парашюта и снять подвесную систему,
отсоединить карабин фала НАЗ от полукольца на полетном обмундировании;
выйти в грузовую кабину и оказать помощь тем, кто самостоятельно не может покинуть вертолет. Принять меры к немедленной эвакуации людей на безопасное расстояние
и оказать помощь пострадавшим;
по возможности взять с борта вертолета парашюты, аварийную радиостанцию Р-861
(если она имеется), медицинскую аптечку, запас воды и пищи.
5.20.4. При экстренном покидании вертолета через аварийные люки использовать фалы, разме
щенные в карманах рядом с люками. Для покидания необходимо выбросить фал из верто
лета и спуститься на землю по правилу — сначала ноги, потом голова.
102
102
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.21. ОТКАЗ ПУТЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ
А. Отказ привода вращения рулевого винта (трансмиссии)
5.21.1. Признаки:
в поступательном полете вертолет с нарастающим темпом разворачивается влево, при
этом увеличивается правое скольжение;
при отклонении правой педали для устранения разворота темп разворота вертолета
влево сначала замедляется, а затем возрастает;
подвижный индекс канала направления автопилота становится на правый упор.
5.21.2. Действия экипажа:
немедленно отклонить педаль влево в нейтральное положение; созданием правого крена
устранить разворот вертолета влево, при этом полет будет выполняться с правым скольжением;
выключить канал направления автопилота;
не изменяя положения педалей, на скорости 150—250 км/ч продолжить полет до ближайшего аэродрома или подобрать площадку, пригодную для посадки по-самолетному.
Выполнить посадку, для чего:
заход на посадку производить по возможности при встречно-боковом ветре справа или
против ветра на скорости 100 км/ч с вертикальной скоростью снижения не более 2 м/с, при
этом направление выдерживать скольжением, сохраняя педали в нейтральном положении;
вывод вертолета из скольжения выполнять непосредственно перед приземлением отклонением правой педали и ручки управления в сторону, противоположную крену. Вертикальную скорость приземления уменьшать плавным отклонением ручки управления на
себя. Увеличивать общий шаг несущего винта перед приземлением ЗАПРЕЩАЕТСЯ;
после приземления отклонением ручки управления удерживать вертолет от кренения;
уменьшить общий шаг несущего винта до минимального значения, выключить двигатели кранами останова, дать команду бортовому технику закрыть пожарные краны и обесточить вертолет.
Примечание. При разрушении трансмиссии резко уменьшается частота враще ния рулевого винта (РВ). Для ее восстановления и сохранения необходимо дальнейший полет продолжать при нейтральном положении педалей и с правым
скольжением 10—25" (правый крен составляет 5—15").
При этих условиях набегающий поток переводит РВ на режим самовращения. С уменьшением поступательной скорости потребные углы правого скольжения для раскрутки РВ
возрастают. Поэтому не следует допускать скорость полета менее 100 км/ч
Б. Разрушение рулевого винта
5.21.3. Признаки:
появление тряски вертолета с частотой вращения рулевого винта;
вертолет резко разворачивается влево.
5.21.4. Действия экипажа:
а) в поступательном полете немедленно уменьшить общий шаг несущего винта до значе
ния, при котором прекратится разворот вертолета влево, одновременно ручкой управле
ния парировать кренение вертолета влево и при наличии достаточной высоты дать
команду экипажу покинуть вертолет с парашютами;
б) при отсутствии достаточной для покидания вертолета с парашютами высоты:
установить скорость моторного планирования 130—150 км/ч;
подобрать площадку для посадки;
рукояткой перенастройки увеличить частоту вращения несущего винта до максимального значения;
на высоте 200—150 м, уточнив расчет на посадку, перейти на режим самовращения и
сбалансировать вертолет без скольжения;
на высоте 100—70 м дать команду правому летчику выключить двигатели кранами останова, а бортовому технику закрыть пожарные краны; выполнить посадку в соответствии
с рекомендациями подраздела «Отказ двух двигателей».
Примечания: 1. При больших углах скольжения (более 50") нарушаются условия обтекания ПВД воздушным пото ком, что приводит к искажениям показаний приборной скорости в сторону занижения. В этом случае о величине скорости
судить по информации штурмана о показаниях ДИСС.
2, Установленный на вертолете киль обеспечивает возможность путевой балансировки вертолета на режиме моторного пла
нирования, что позволяет изменением величины общего шага на этом режиме управлять вертолетом в путевом отношении.
3. При парировании путевой разбалапсировки вертолета изменением величины общего шага несущего винта учитывать
приемистость двигателей, поэтому перемещения рычага общего шага должны быть опережающими и небольшими по ве
личине. Незначительные изменения курса и скольжения вертолета устранять небольшими изменениям и крена.
В . От каз упр авле ния р ул е вым винто м
5.21.5.
Признаки:
вертолет не реагирует на отклонение педалей;
заклинивание педалей, вызывающее скольжение вертолета влево или вправо при изменении скорости полета.
103
Раздел 5. Особые случаи в полете
103
5.21.6. Действия экипажа:
при отказе управления в горизонтальном полете продолжить полет на этой же скорости. При изменении скорости полета балансировать вертолет скольжением путем создания крена в сторону, противоположную развороту;
при отказе управления РВ в наборе высоты или на планировании изменением величины общего шага перевести вертолет в горизонтальный полет и сбалансировать его скольжением на скорости 100—200 км/ч;
рукояткой перенастройки увеличить частоту вращения НВ до максимального значения;
в горизонтальном полете опробовать работоспособность гидроусилителя путевого
управления, для чего при освобожденных педалях повернуть ручку центрирования канала
направления автопилота в любую сторону. Изменение курса вертолета и угла скольжения
свидетельствует о исправности гидроусилителя.
При исправном гидроусилителе вращением ручки центрирования переместить индекс
на индикаторе канала направления на правый упор, что обеспечит возможность выполнения посадки вертолета на меньшей поступательной скорости. При неисправном гидроусилителе канал направления автопилота выключить;
изменение скорости полета производить плавно, при этом темп изменения величины
общего шага должен быть не более 0,5 °/с. Выполнить посадку, для чего:
заход на посадку производить по возможности при встречно-боковом ветре справа
или против ветра;
на режиме моторного планирования с вертикальной скоростью 1,5—2 м/с определить минимальную поступательную скорость, на которой будут наименьшие углы скольжения и
сноса (по ДИСС). Если скоросгь планирования будет меньше 100 км/ч, то дальнейшее снижение выполнять на скорости на 10—20 км/ч больше, а приземление произвести на минимальной скорости, определенной на заходе, без увеличения общего шага несущего винта;
после приземления не допускать кренение вертолета, плавно уменьшить общий шаг
до минимального, выключить двигатели кранами останова и дать команду бортовому технику закрыть пожарные краны и обесточить вертолет.
Г . Отка з пут е во го упра вле ния на висе нии
Разрушение рулевого винта или трансмиссии
5.21.7.
5.21.8.
Признаки:
вертолет энергично разворачивается влево;
при разрушении РВ появляется тряска.
Действия экипажа:
немедленно уменьшить общий шаг несущего винта на 2—3°;
на снижении парировать возникающие крены и опускание носа;
на высоте 3—5 м по команде командира экипажа правому летчику выключить двигатели кранами останова, бортовому технику закрыть пожарные краны;
энергичным увеличением общего шага несущего винта до максимального значения
смягчить приземление вертолета;
после приземления бортовому технику немедленно обесточить вертолет.
Отказ управления рулевым винтом
5.21.9. Признаки:
вертолет не реагирует на отклонение педалей или их заклинило.
5.21.10. Действия экипажа:
ручкой управления стремиться удержать вертолет от перемещений;
плавным уменьшением общего шага несущего винта произвести снижение вертолета.
Если в процессе снижения вертолет разворачивается, то изменением величины общего
шага парировать разворот. При развороте влево — общий шаг уменьшать, при развороте
вправо — увеличивать с таким расчетом, чтобы уменьшить темп разворота и в то же время
продолжить снижение вертолета до приземления;
к моменту приземления убрать крен и создать посадочный угол тангажа;
после приземления уменьшить общий шаг НВ, правому летчику выключить двигатели
кранами останова, бортовому технику закрыть пожарные краны и обесточить вертолет.
Примечание. При выполнении посадки с отказавшим путевым управлением возможна поломка вертолета.
5.22, НЕПРЕДНАМЕРЕННОЕ ПРЕВЫШЕНИЕ МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА
5.22.1. Непреднамеренное превышение максимально допустимой скорости полета сопровождается увеличением вибрации вертолета. В этом случае необходимо плавно уменьшить общий шаг несущего винта и
одновременно отклонением ручки управления на себя уменьшить скорость полета до заданной.
104
104
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
5.23. ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПНИКОВ ОПОР ХВОСТОВОГО ВАЛА ТРАНСМИССИИ
5.23.1. Признаки:
загорание красных табло ОПАСНО на приборных досках летчиков и ПЕРЕГРЕВ
ПОДШИПН. на пульте № 2 бортового техника;
речевой информатор «Алмаз-УП» выдает сообщение «Перегрев подшипников опор
хвостового вала трансмиссии» (на вертолетах с РИ-65 такое сообщение не выдается из-за
отсутствия резервного канала).
5.23.2. Действия летчика:
после доклада бортового техника о высвечивании табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПН. выполнение полетного задания прекратить и произвести посадку на выбранную площадку
или на ближайший аэродром.
ВНИМАНИЕ. После загорания красного табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПН. время полета не
должно превышать 30 мин.
5.23.3. Действия бортового техника:
доложить командиру экипажа: «Горит табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПН.»;
определить номер опоры с перегретым подшипником;
в случае погасания индикатора ТЕКУЩЕЕ нажать на кнопку СБРОС СИГН, при этом
табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПН. должно погаснуть.
В случае повторного высвечивания табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПН. последовательность действий бортового техника аналогична вышеуказанной;
после заруливания на стоянку до выключения бортового питания определить номера
опор, соответствующих горящим индикаторам ПАМЯТЬ, затем выключатель КТП перевести в выключенное положение.
5.23.4. Действия штурмана:
оказывать помощь командиру экипажа в выборе площадки и направления захода на
нее при посадке вне аэродрома.
105
РАЗДЕЛ 6 ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ
ВЕРТОЛЕТА
СОДЕРЖАНИЕ
6.1.
6.2.
6.3.
6.4.
6.5.
6.6.
Назначение вертолета .............................................................................................. 106
Условия эксплуатации ............................................................................................. 107
Состав экипажа ........................................................................................................ 108
Основные размеры вертолета ................................................................................. 109
Основные тактико-технические данные ............................................................... НО
Загрузка и заправка вертолета................................................................................ 114
106
106
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
6.1. НАЗНАЧЕНИЕ ВЕРТОЛЕТА
6.1.1. Военно-транспортный вертолет Ми-26 предназначен для перевозки войск, боевой техники,
грузов внутри грузовой кабины и на внешней подвеске.
107
Раздел 6. Основные данные вертолета
107
6.2. УСЛОВИЯ ЭКСПЛУАТАЦИИ
6.2.1. Все виды полетов разрешается производить при температуре наружного воздуха от +40 до
-50 "С.
6.2.2. Пилотажно-навигационное, радиотехническое и радиосвязное оборудование, установлен
ное на вертолете, обеспечивает возможность выполнения полетов днем и ночью в простых и
сложных метеорологических условиях.
108
108
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
6.3. СОСТАВ ЭКИПАЖА
6.3.1. Экипаж вертолета состоит из пяти человек:
командира экипажа;
правого летчика;
штурмана; бортового
техника; бортового
механика.
6.3.2. При выполнении полетов, не связанных с транспортировкой грузов на внешней подвеске
вертолета, в состав экипажа бортовой механик может не включаться.
6.3.3. При выполнении полетов с транспортировкой грузов на внешней подвеске вертолета борто
вой механик выполняет обязанности бортового оператора. В этом случае он должен находи
ться у люка внешней подвески.
6.3.4. На вертолетах, на которых одно из четырех сидений для сопровождающих доработано под
сиденье инструктора, в состав экипажа разрешается включать штурман а-инструктора или
бортового техника-инструктора.
109
Раздел 6. Основные данные вертолета
6.4. ОСНОВНЫЕ РАЗМЕРЫ ВЕРТОЛЕТА
Рис. 6.1. Вид вертолета и его основные размеры:
а — слева; 6 — спереди; в — сверху
109
110
ПО
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
6.5. ОСНОВНЫЕ ТАКТИКО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ
6.5.1. Взлетная (полетная) масса:
нормальная .......................................................................................... 49 650 кг;
перегрузочная ................................................................................... 52 800 кг;
максимальная ................................................................................... 56 000 кг.
6.5.2. Десантная нагрузка:
при нормальной взлетной массе ..................................................... 15 000 кг;
при максимальной взлетной массе ................................................ 20 000 кг.
6.5.3. Максимальная масса, перевозимая на внешней подвеске ................... 20 000 кг.
6.5.4. Количество перевозимых десантников ................................................... 82 чел.
6.5.5. Количество перевозимых раненых на носилках..................................... 60 чел.
6.5.6. Максимальная скорость полета у земли:
при нормальной взлетной массе ..................................................... 295 км/ч;
при максимальной взлетной массе .................................................. 245 км/ч.
Максимальные скорости по высотам указаны в табл. 7.2.
Примечание: По тексту Руководства указаны приборные скорости полета. Истинная максимальная скорость полета
у земли 300 км/ч, крейсерская 260 км/ч.
6.5.7. Крейсерская скорость полета на Н— 500 м:
при нормальной взлетной массе ..................................................... 255 км/ч;
при максимальной взлетной массе ................................................ 235 км/ч.
6.5.8. Статический потолок при нормальной взлетной массе в стандартных условиях без влияния
земли при работе двигателей на взлетном режиме:
при частоте вращения несущего винта 88 % ................................... 1520 м*;
при частоте вращения несущего винта 91 % ................................. 1420 м*.
6.5.9. Динамический потолок в условиях МСА:
при нормальной взлетной массе ..................................................... 4600 м;
при перегрузочной взлетной массе................................................... 4100 м;
при максимальной взлетной массе ................................................ 3600 м;
при взлетной массе 44 500 кг ........................................................... 5300 м;
при взлетной массе 35 000 кг ........................................................... 6500 м.
Примечание: При включении СКВ в кабине экипажа динамический потолок уменьшается на 100 м, а при включении ПОС ПЗУ и двигателей уменьшается на 1100 м.
6.5.10. Максимальная вертикальная скорость набора высоты при нормальной взлетной массе в
условиях МСА:
при работе двигателей на номинальном режиме........................... 8,0 м/с;
при работе двигателей на взлетном режиме ................................. 11 м/с.
6.5.11. Минимальное время набора высоты для вертолета с нормальной взлетной массой, в усло
виях МСА, при работе двигателей на номинальном режиме:
1000 м.................................................................................................... 2 мин;
2000 м .................................................................................................... 4,2 мин;
3000 м.................................................................................................... 7,6 мин;
4600 м................................................................................................ 20,5 мин.
6.5.12. Максимальная дальность полета на высоте 500 м с 5 % запасом топлива:
при полезной нагрузке 15 000 кг, взлетной массе 49 650 кг,
крейсерской скорости 255 км/ч .......................................................... 465 км;
при полезной нагрузке 20 000 кг, взлетной массе 56 000 кг,
крейсерской скорости 235 км/ч .......................................................... 575 км;
6.5.13. Максимальная дальность полета на высоте 500 м с 5 % запасом
топлива при заправке в основные баки 9323 кг топлива и нормальной
взлетной массе .......................................................................................... 800 км.
6.5.14. Перегоночная дальность на высоте 1000 м с 5 % запасом топлива
при установленных четырех дополнительных топливных баках,
взлетной массе 50 645 кг, на крейсерской скорости 245 км/ч ............ 1905 км.
6.5.15. Мощность двигателя Д-136 в стандартных условиях составляет:
на максимальном взлетном режиме ...................................................... 11 400 л.с. (8,38 МВт);
*
ПЗУ.
Значения статического потолка указаны с учетом разнорсжимности работы двигателей но ИКМ в 3 %, при включенных СКВ и
111
Раздел 6. Основные данные вертолета
111
на взлетном режиме..............................................................................10 000 л.с. (7,35 МВт);
на номинальном режиме ....................................................................8500 л.с. (6,25 МВт);
на крейсерском режиме.......................................................................6100 л.с. (4,50 МВт).
6.5.16. Удельный расход топлива на крейсерском режиме работы двигателей
в условиях МСА ........................................................................................232
—.
л. с. час
6.5.17. Количество заправляемого топлива (плотность топлива 0,775) в топливные баки:
основные ........................................................................................... 9323 кг;
дополнительные четыре (два) ............................................................ 11 480 (5740) кг;
ручная дозаправка ........................................................................... 310 кг.
Всего топлива с четырьмя (двумя) дополнительными баками ........... 21 113(15 373) кг.
6.5.18. Количество заправляемого топлива по группам баков при централизованной заправке ука
зано в табл. 6.1.
Таблица 6.1
Условная дальность, км
«800» (полная заправка)
«500» (неполная заправка)
Группы баков и баки
I группа (баки 1 , 6 и 7)
Количество заправляемого топлива, кг
По топливомеру
2950
Фактически
2896
11 группа (баки 2, 3 и 8)
3000
2921
Бак № 4
Бак № 5
1020
880
997
871
Бак № 9
825
819
Бак № 10
825
819
Всего
9500
9323
1 группа (баки 1 , 6 и 7)
1535
1496
II группа (баки 2, 3 и 8)
1335
1323
Бак № 4
Бак № 5
825
625
796
620
Бак№ 9
825
Бак № ю
825
819
819
5970
5873
В се го
6.5.19. Длина вертолета:
без несущего и рулевого винтов .................................................... 33,747 м;
с несущим и рулевым винтами....................................................... 40,02 м.
6.5.20. Ширина вертолета:
по фюзеляжу ...................................................................................... 3,70 м;
по шасси .................................................................................................6,15 м.
6.5.21. Высота вертолета:
по втулке несущего винта................................................................. 8,05 м;
по килевой балке ............................................................................... 7,95 м;
по рулевому винту (не вращающемуся) ........................................ 11,00 м.
6.5.22. Размеры грузовой кабины:
длина по полу кабины ........................................................................ 12,08 м;
длина с учетом грузового трапа ..................................................... 15,00 м;
ширина по полу ................................................................................. 3,25 м;
высота максимальная по шпангоуту № 17 ..................................... 3,17 м;
высота максимальная по шпангоуту № 3 ....................................... 2,91 м.
6.5.23. Размеры проема передней левой двери грузовой кабины:
высота ................................................................................................. 1,79 м;
ширина ............................................................................................... 0,90 м.
6.5.24. Размеры проемов задних (правой и левой) дверей грузовой кабины:
высота ................................................................................................. 1,59 м;
ширина ............................................................................................... 0,74 м.
6.5.25. Расстояние от земли до нижней точки фюзеляжа (клир£нс) при нормальной
взлетной массе............................................................................................ 0,47 м.
112
112
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
6.5.26. Стояночный угол при нормальной взлетной массе ................................2"30'.
6.5.27. Несущий винт:
диаметр ............................................................................................. 32 м;
число лопастей..................................................................................8;
хорда лопасти ....................................................................................0,8 м.
6.5.28. Рулевой винт:
диаметр ............................................................................................. 7,61 м;
число лопастей..................................................................................5;
хорда лопасти....................................................................................0,47 м.
6.5.29. Максимальный угол взмаха лопастей несущего винта ........................ 25°±30'.
6.5.30. Угол установки вала несущего винта в продольной
плоскости (вперед) .................................................................................. 4°±5'.
6.5.31. Углы установки лопастей несущего винта по указателю шага винта:
минимальный .................................................................................. Г;
максимальный ................................................................................. 13°30'±30'.
6.5.32. Углы отклонения лопасти в плоскости вращения несущего винта (отсчитываются от на
правления, перпендикулярного оси горизонтального шарнира):
вперед ............................................................................................... 13°±10';
назад ................................................................................................. 14°±10'.
6.5.33. Углы отклонения автомата перекоса:
вперед .......................... 7°±12', для вертолетов с № 1307 .............. 7°-12';
назад ............................ 4°30'±13', для вертолетов с № 1307 . . . . 4°30'±12';
вправо ............................................................................................... 4°±12';
влево ................................................................................................. 4°30'-12'.
6.5.34. Углы установки автомата перекоса при нейтральном положении ручки управления:
вперед .......................... 2°18'±12', для вертолетов с № 1307 . . . . 3°±12';
влево ............................ 0°48'±6', для вертолетов с № 1307 ............ 0°46'±6'.
6.5.35. Углы установки лопастей рулевого винта:
при правой педали на упоре .............................................................. 24°±40';
при левой педали на упоре .............................................................. -1 Г25'±52';
при нейтральном положении педалей .............................................. 2°20'.
6.5.36. Угол установки стабилизатора относительно строительной
горизонтали фюзеляжа ............................................................................ 2°.
На доработанных вертолетах .................................................................. —5°±30'.
6.5.37. Количество заправляемого масла:
в левый и правый двигатели ........................................................... по (16+0,6) л;
в главный редуктор ..........................................................................160—180 л;
в промежуточный редуктор ............................................................11,5 л;
в хвостовой редуктор .......................................................................23,5 л;
в маслобак ТА-8В .............................................................................(4+0,5) л.
6.5.38. Количество гидрожидкости заправляемой в гидробаки:
основной гидросистемы .................................................................. 38—41 л;
дублирующей и вспомогательной гидросистем ............................. 50—53 л;
суммарное количество гидрожидкости в системе........................... 110 л.
6.5.39. Применяемые горючее и смазочные материалы:
топливо (керосин ГОСТ 10227-86) .....................................................Т-1, Т-2, РТ, ТС-Г;
масло в системе двигателей ............................................................ ИПМ-10, ОСТ
38.01294-83 (основное); ВНИИ НП 501-4Ф ГОСТ 1307686 (разрешается);
ВНИИ НП-50-1-4У,
ТУ 38.401-58-12-91;
масло в системе ТА-8В .................................................................... ВНИИ НП 50-1-4Ф,
ГОСТ 13076-86; ВНИИ
НП-50-1-4У, ТУ
38.401-58-12-91 ИМПЮТУ
Керосин ТС-1 разрешается применять при температуре наружного воздуха не ниже -45 °С.
113
Раздел 6. Основные данные вертолета
113
3800180-75, МК~8, МК8П ГОСТ 6457-66;
в маслосистемах главного, промежуточного
и хвостового редукторов ...................................................................... Б-ЗВ, ОСТ 38.01294-83.
6.5.40. Давление азота в гидроаккумуляторах:
основной и дублирующей гидросистем .......................................... 110+5 кгс/см2
(11,43+°.*МПа);
вспомогательной гидросистеме и торможения колес .................... 80+5 кгс/см2
(8,1+0>5 МПа).
Рабочее давление в гидросистемах ..................................................... (160+2) кгс/см2
(16,2^0 МПа);
(210+7) кгс/см2
(213i.7 МПа).
6.5.41. Технические возможности установленного на вертолете радиосвязного оборудования ука
заны в табл. 6.2.
Таблица 6.2
Наименование радиостанции.
установленной нз вертолете
Наименование наземной радиостанции
Р-863
«Ядро-1»
Р-831
Р-140 с приемником Р-155
Р-828
Р-123, Р-111, Р-105
Дальность действия
100-120 км
Обусловлена возможностью прохождения волн коротковолнового диапазона
100-120 км наЯ= 1000 м
114
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
114
6.6. ЗАГРУЗКА И ЗАПРАВКА ВЕРТОЛЕТА
6.6.1. Основные варианты загрузки вертолета и соответствующая им заправка топливом приведены в табл. 6.3.
Таблица 6.3
Составляющие массы вертолета,
кг
Варианты применения вертолета
Санитарный:
Десантно-транспортный
С внешней
60 раненых и
подвеской
Перевозка
Посадочное десантирование
3
грузов
медработника
Боевая техни- Десантники
ка БМП-П
82 чел.
28340
28340
28340
28340
28340
Масса пустого вертолета*
29179
29179
Постоянная часть массы во
29179
29179
29179
всех вариантах применения
29875
29404
Масса снаряженного вер29350
29702
29282
толета для данного варианта
14412
5670
Масса полезной нагрузки
8200
20000
20000
для данного варианта
Масса располагаемого топ- 9150(11805) 9150(11805) 6718 (8680) 9150(11805) 4596 (5940)
лива (без 70 кг, расходуемых
до взлета), кг (л)
47052
Взлетная масса вертолета
52912
56000
44695
54000
Перегоночный
4 дополните- 2 дополнительных бака
льных бака
28340
28340
29179
29179
30231
29756
__
—
20614
14882
(26586)
(19902)
50845
44638
* Уточняется по формуляру.
6.6.2.
6.6.3.
6.6.4.
6.6.5.
6.6.6.
В табл. 6.3. составляющие массы постоянной части снаряжения вертолета, составляющие, входящие в снаряжение для конкретного варианта, а также составляющие полезной
нагрузки приведены в Инструкции по загрузке и центровке вертолета Ми -26.
Взлетные массы вертолета приведены в табл. 6.3 для максимально возможного количества заправляемого топлива при централизованной заправке.
В зависимости от условий взлета (посадки) и поставленной задачи, если потребная
предельная масса вертолета больше или меньше указанной в табл. 6.3, то она может быть
получена за счет уменьшения (увеличения) массы полезной нагрузки или массы заправ ляемого топлива.
В массу пустого вертолета включены массы:
конструкции, силовой установки и спецоборудования;
аккумуляторных батарей с электролитом;
жидкости, заполняющей баллоны противопожарной системы;
жидкости АМГ-10 в основной, дублирующей и вспомогательной, тормозной гидросистемах, а также системе гидравлических демпферов лопастей НВ;
смазки шарниров и подшипников несущего, рулевого винтов и трансмиссии;
несливаемого масла в маслосистемах двигателя, главного, промежуточного и хвостового редукторов;
масла двигателя ТА-8;
несливаемого остатка топлива в баках и системе;
лебедки ЛГ-1500 - 1 шт. (с ПУЛ и КУЛ);
грузоподъемного и погрузочного устройства (УГП) — 2 шт. (каретки с двумя задними
блоками);
несъемных узлов санитарного оборудования;
бортовых сидений на 4 чел. в кабине сопровождающих;
швартовочного кольца на 1 шпангоуте;
накладки 90-7980-04 на 1 шпангоуте;
накладок (2 шт.) 90-7980-02 между 1 и 4 шпангоутами носовой части фюзеляжа.
Масса оборудования в санитарном варианте состоит из:
стоек для носилок с креплением;
бортового санитарного оборудования (туалет, судно, утки, поильники, санитарные
сумки);
кислородного оборудования для раненых;
трех столиков и трех сидений медработников.
Масса внешней подвески включает в себя массу подкосов, верхнего замка, замка-сцепки,
ограждения люка внешней подвески, камеры БТУ-1.
Оборудование перегоночного варианта включает четыре (два) дополнительных топливных
бака с креплением и установкой.
В счет полезной нагрузки в любом варианте может быть установлено:
съемная броня кабины экипажа;
115
Раздел 6. Основные данные вертолета
115
бронежилеты и бронешлемы экипажа;
кислородное оборудование экипажа;
погрузочно-разгрузочное и швартовочное оборудование с лебедкой (комплект);
канаты и стропы внешней подвески;
патроны АСО-2В или УВ-26;
заглушки АСО-2В или боковые крышки контейнеров УВ-26;
контейнеры УВ-26;
съемная площадка для осмотра ЛРВ;
съемная площадка для осмотра УВ-26;
держатели с кассетами УВ-26;
заправка системы опрыскивания стекол;
аварийно-спасательная радиостанция Р-861;
шторки слепого полета;
шкворни (7 шт.);
питьевая вода;
вода в умывальниках;
бортовые стремянки и инструмент;
бачки, кипятильник, умывальник, сумки для документации;
сидения десантников по правому борту на 20 человек.
Масса полного комплекта п о грузоч но-разгрузочного и швартовочного оборудования
6.6.7.
включает массы:
швартовочных узлов;
швартовочных цепей;
швартовочных сеток;
веревочного и деревянного настилов;
откидных трапов;
отбойников;
лебедки Л Г-1500 (2 шт.);
грузовой балки;
прочего мелкого оборудования.
6.6.8. Масса комплекта внешней подвески включает массы:
канатов центральных;
замка электрического;
карданов, болтов, гаек;
строп грузовых;
кардана с наконечником;
вертлюга;
грузодержателя центрального каната;
скоб (4 шт.);
траверса (2 шт.);
мелких деталей и нормалей.
6.6.9. В варианте с БМП-П масса швартовочного оборудования составляет 489 кг и включает
массы швартовочных цепей — 249 кг, швартовочных узлов — 6 кг, настила веревочного —
54 кг, настила деревянного — 103 кг и направляющих гусениц — 77 кг.
6.6.10. Основные варианты заправки топливом и соответствующая им загрузка вертолета приведе
ны в табл. 6.4.
Таблица 6.4
Варианты заправки
Заправка на условную дальность 500 км
Заправка на условную дальность 800 км
При ручной дозаправке после централизованной заправки
Заправка основных и 4 дополнительных баков
без ручной дозаправки основных баков
Заправка основных и 4 дополнительных баков
при ручной дозаправке основных баков
Заправка основных и 2 дополнительных баков
без ручной дозаправки основных баков
Заправка основных и 2 дополнительных баков
при рутой дозаправке основных баков
Загрузка вертолета при
Количество топлива, кг
взлетной массе, кг
по топливомеру фактически
располагаемое
нормальной
максимальной
5970
5873
5700
20000
14768
9500
9800
9323
9633
9150
9500
20803
20614
9800
21113
20924
В пределах установленной
грузоподъемности
То же
9500
15063
14882
»
9800
15373
15192
»
9460
11318
11008
17718
17408
Примечание. Располагаемый запас топлива перед взлетом, приведенный в таблице, меньше полного запаса на величину расхода топлива на земле (70кг) и невырабатываемого остатка (103 кг в основных баках, 16 кг в 4 дополнительных баках или 8 кг в двух дополнительных баках).
116
116
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
6.6.11. Разрешается перевозить не более 82 десантников с личным оружием и снаряжением.
Десантники должны размещаться только на сиденьях в следующем порядке:
вдоль правого борта, начиная с передних сидений;
вдоль левого борта, начиная с передних сидений;
по среднему ряду справа, начиная с задних сидений;
по среднему ряду слева, начиная с задних сидений;
на грузовом трапе, начиная с первого ряда.
В кабине сопровождающих и на одноместном дополнительном сиденье в грузовой кабине
разрешается размещать десантников независимо от их наличия на других сиденьях.
Командиру десанта разрешается переходить в любое место грузовой кабины.
6.6.12. Разрешается перевозить 60 человек раненых на носилках, устанавливаемых на специальных
кронштейнах. При перевозке раненых на носилках менее 60 человек они должны размеща
ться в следующем порядке:
вдоль правого борта, начиная с передних носилок;
вдоль левого борта, начиная с передних носилок;
в среднем правом ряду, начиная с передних носилок;
в среднем левом ряду, начиная с передних носилок.
Для сопровождения раненых предусмотрены три медицинских работника. С целью оказания раненым медицинской помощи медработникам разрешается в полете переходить в
любое место грузовой кабины.
6.6.13. Размещение грузов в грузовой кабине должно производиться в соответствии с разметкой,
нанесенной на правом борту кабины. Общий центр масс всех грузов располагать между
красной и синей стрелками, соответствующими массе перевозимых грузов.
Пример. Грузы массой 1 тонна, 2 тонны, 2 тонны (в сумме 5 топи) располагать так, чтобы их общий центр масс был
между красной и синей стрелками, соответствующими массе 6 тонн, так как стрелки, соответствующие массе 5 тонн, отсутствуют.
В поперечном отношении грузовую кабину необходимо загружать симметрично. При
невозможности симметричной загрузки груз размещается так, чтобы момент от массы груза
не превышал 4000 кгм относительно средней оси пола грузовой кабины.
6.6.14. Масса перевозимого груза на внешней подвеске не должна превышать 20 000 кг. В пределах
установленной грузоподъемности допускается одновременная перевозка грузов на внеш
ней подвеске и в грузовой кабине, при этом внутри кабины необходимо размещать грузы в
соответствии с разметкой, нанесенной на борту грузовой кабины.
6.6.15. В перегоночном варианте внутри грузовой кабины устанавливаются четыре (два) дополни
тельных топливных бака. При установке дополнительных баков перевозка грузов внутри
грузовой кабины разрешается в пределах установленной грузоподъемности вертолета. Об
щий центр масс должен быть в пределах от +250 мм (впереди оси НВ) до —150 мм (позади
оси НВ).
117
РАЗДЕЛ 7 СПРАВОЧНЫЕ ДАННЫЕ
ДЛЯ ПОДГОТОВКИ К ПОЛЕТУ
СОДЕРЖАНИЕ
7.1. Расчет предельной взлетной массы ....................................................................... 118
7.2. Взлетно-посадочные характеристики и соответствующие им потребные
длины площадок...................................................................................................... 120
7.3. Характеристики набора высоты, горизонтального полета и снижения .......... 122
7.4. Краткий расчет дальности полета ......................................................................... 124
7.5. Изменение центровки вертолета в зависимости от выработки топлива
в полете ..................................................................................................................... 127
7.6. Полет при одном выключенном двигателе ............................................................128
7.7. Снижение на режиме самовращения несущего винта ..........................................129
7.8. Эксплуатационные частоты вращения несущего винта в полете.......................137
118
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
118
7.1. РАСЧСТ ПРЕДЕЛЬНОЙ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
7.1.1. Предельная взлетная масса вертолета зависит от высоты расположения аэродрома (площад
ки) над уровнем моря, температуры наружного воздуха, высоты висения над площадкой и
определяется по графикам на рис. 7.1, 7.2, 7.10, 7.11 и 7.12. Массы вертолета, определяемые
по графикам, справедливы для взлета и посадки.
7.1.2. Графики на рис. 7.1, 7.2, 7.11 и 7.12 рассчитаны для частоты вращения НВ 91 %, разнорежимности работы двигателей по ИКМ в 3 %, т.е. когда один двигатель работает на взлетном
режиме, соответствующем 77,5 % по ИКМ, а другой — на режиме 74,5 %. При увеличении
разнорежимности работы двигателей по ИКМ сверх 3 % предельная взлетная масса, опреде
ленная по графикам, должна быть уменьшена на 250 кг на каждый процент увеличения раз
норежимности; при уменьшении разнорежимности (менее 3 %) — увеличена на 250 кг на
каждый процент уменьшения разнорежимности.
В случаях когда крутящий момент меньше 77,5 % (двигатели вышли на режим ограничения по температуре газов за турбиной), разрешается взлет с частотой вращения НВ 88 %.
При этом предельная взлетная масса, определенная по графикам на рис. 7.1, 7.2, 7.11 и 7.12,
увеличивается на 500 кг.
7.1.3. При взлете по-вертолетному с разгоном в зоне влияния земли предельная взлетная масса
вертолета определяется по графику на рис. 7.1., ас разгоном вне зоны влияния земли — по
графику на рис. 7.2.
7.1.4. При взлете по-самолетному с разбегом и последующим разгоном в зоне влияния земли пре
дельная взлетная масса вертолета определяется по графику на рис. 7.11, а при разбеге на но
совом колесе —- по графику на рис. 7.12.
7.1.5. Приращение предельной взлетной массы вертолета под влиянием ветра на площадке опре
деляется по графику на рис. 7.13. График рассчитан и построен таким образом, что прира
щение выбирается в процентах к предельной взлетной массе, определенной по графикам на
рис. 7.1, 7.2, 7.11 и 7.12.
7.1.6. Во всех случаях предельная взлетная масса вертолета не должна превышать максимальную
взлетную массу.
7.1.7. Порядок определения предельной взлетной массы вертолета по графикам приведен в приме
рах 1, 2 и 3.
Пример 1. Определить предельную излетную массу вертолета, если температура наружного воздуха на площадке -10 °С,
площадка расположена на высоте 2000 м над уровнем моря, размеры площадки и воздушные подходы к ней позволяют выполнить взлет и посадку с использованием шшяния земли. На площадке ветер слева к направлению взлета скоростью 7 м/с.
Решение.
По графику на рис. 7.1 на шкале температур наружного воздуха найти точку, соответствующую температуре —10 "С, и
провести горизонтальную прямую до линии высоты 2000м. В этом случае предельная взлетная масса вертолета в штиль будет равна 55 300 кг. По графику на рис. 7.13 определяем, что при ветре слева 7 м/с предельная взлетная масса должна быть
уменьшена на 2,3 % и составит 54028 кг (55300-55300-0,023-54028 кг).
35000
25000
зоооо
WQOO
50000
Ключ;
55000 т
кг
Рас. 7.1. К определению предельной массы вертолета при взлете и пВсадке по-вертолетпому в
зоне влияния земли
119
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
119
Ключ:
55000/п, к г
m
tu.ntc~
ИЗООкгШ
и 13!/
включены)
25000
30000
50000
W000
зяю о
«5000
Рис. 7.2. К определению предельной массы вертолета при взлете и посадке по-вертолетному
вне зоны влияния земли
Пример 2. Определить предельную взлетную массу вертолета, если высота расположения площадки над уровнем моря
1000 м, температура наружного воздуха +15 "С, размеры площадки и воздушные подходы к ней позволяют выполнить взлет
и посадку по-иертолетному без использования влияния земли.
Решение.
По графику на рис. 7.2 на шкале температур наружного воздуха найти точку, соответствующую температуре +15 "С, и провести горизонтальную прямую до пересечения с кривой высоты 1000 м. Из точки пересечения опустить перпендикуляр на линию шкалы взлетных масс и найти предельную взлетную массу вертолета в штилевых условиях. Она будет равна 49 200 кг.
Пример 3. Определить предельную взлетную массу вертолета, если температура наружного воздуха на площадке -15 °С,
площадка расположена на высоте 3000 м над уровнем моря, размеры площадки и воздушные подходы к ней позволяют выполнить взлет и посадку по-самолетному.
Решение.
По графику на рис. 7.11 на шкале температур наружного воздуха найти точку, соответствующую температуре -15 "С, и провести горизонтальную прямую до пересечения с кривой высоты 3000 м. Из точки пересечения опустить перпендикуляр на линию взлетных масс и найти предельно-допустимую взлетную массу вертолета в штилевых условиях. Она будет равна 53 100 кг.
7.1.8. Графики на рис. 7.1, 7.2, 7.11 и 7.12 построены с учетом использования максимальной
мощности двигателей и потерь мощности на включение СКВ, установку и включение ПЗУ,
но без учета отбора воздуха на ПОС двигателей и ПОС ПЗУ.
Предельную взлетную массу вертолета, определенную по указанным графикам, необходимо увеличить:
на 600 кг при выключении СКВ в кабине экипажа;
на 700 кг при выключении эжектора ПЗУ.
Предельную взлетную массу вертолета, определенную по графикам, необходимо уменьшить
на 6000—7000 кг при включении ПОС двигателей и ПОС ПЗУ, если площадки взлета (посадки)
расположены на высотах более 1000 м. (При расположении площадок на высотах от 0 до 1000 м
потери мощности при включении ПОС двигателей и ПОС ПЗУ практически отсутствуют.)
7.1.9. При перевозке грузов на внешней подвеске предельную взлетную массу вертолета опреде
лить по графику на рис. 7.2 и уменьшить на 1500 кг. Полученное значение необходимо ум
ножить на коэффициент, величина которого определяется по табл. 7.1.
Таблица 7.1
Длина подвески от гидрозамка ло нижней точки rovaa. м
Коэффициент умножения
10
15
20
1,07
1,03
1,01
Предельная взлетная масса вертолета с грузом на внешней подвеске, определенной по
графику и с учетом поправочных коэффициентов, не должна превышать 54 000 кг. 7.1.10. При
отсутствии данных о температуре наружного воздуха на месте предполагаемой посадки для расчета
предельной посадочной массы вертолета учитывать:
если высоты площадок взлета и посадки равны, то температура наружного воздуха берется равной температуре аэродрома (площадки) вылета;
при разных высотах расположения взлетной и посадочной площадок изменение температуры наружного воздуха оценивается в соответствии с ИСА (на каждые 1000 м увеличения высоты температура падает на 6,5 "С).
120
120
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
7.2. ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ И СООТВЕТСТВУЮЩИЕ ИМ
ПОТРЕБНЫЕ ДЛИНЫ ПЛОЩАДОК
7.2.1. Минимальные размеры площадок (ширина, длина) для взлета и посадки по-вертолетному
без использования влияния земли не зависят от высоты их расположения над уровнем моря
и температуры наружного воздуха и составляют 50x80 м.
7.2.2. Длины взлетных (посадочных) дистанций и длины разбегов (пробегов), а также соответству
ющие им потребные размеры площадок при взлетах (посадках) по-вертолетному и по-само
летному приведены на номограммах в зависимости от высоты расположения площадок над
уровнем моря, температуры наружного воздуха, скорости и направления ветра для предель
ных и меньших взлетных (посадочных) масс вертолета.
Все номограммы рассчитаны для следующих условий:
температур наружного воздуха от —50 °С до 40 °С;
высот расположения взлетно-посадочных площадок от 0 до 4000 м над уровнем моря;
встречного ветра до 20 м/с и попутного ветра до 5 м/с.
Ввиду непостоянства значения ветра по скорости и направлению для расчета номограмм
скорость встречного ветра принималась равной 50 %, а для попутного ветра — 150 % от указанной величины в номограмме;
масс вертолета, равных 1,0; 0,9 и 0,8 предельной массы;
уклон ВПП равен 0. В номограммах приняты следующие
обозначения:
£вд — длина взлетной дистанции от места старта до достижения высоты 10 м. Lm
— длина посадочной дистанции при посадке с высоты 10 м до приземления
(остановки) вертолета.
Lm — потребный размер площадки для выполнения взлета (посадки) по-вертолетному или по-самолетному.
Lp — длина разбега вертолета при взлете по-самолетному с разбегом на трех опорах
шасси или на колесах носовой опоры с момента страгивания до отрыва от
поверхности ВПП.
Lnp ~ длина пробега вертолета при посадке по-самолетному с момента приземления
до полной остановки на ВПП.
7.2.3. На номограммах рис. 7.14, 7.15 приведены зависимости взлетных (посадочных) дистанций и
соответствующих им потребных размеров площадок при взлетах (посадках) по-вертолетно
му с использованием зоны влияния земли. Минимальная ширина площадки должна состав
лять 50 м.
Длины взлетных (посадочных) дистанций даны до набора высоты 10 м (с высоты 10 м) при
условии выхода на эту высоту на приборной скорости 60 км/ч.
7.2.4. На номограммах рис. 7.16, 7.17, 7.22 и 7.23 приведены зависимости длин разбегов и взлетных
дистанций и соответствующих им потребных размеров площадок для взлетов по-самолетно
му с разбегом на трех опорах шасси и на колесах носовой опоры. Минимальная ширина лет
ной полосы в этом случае должна составлять 50 м, а ширина ВПП — 35 м.
Длины разбегов даны с момента страгивания до отрыва вертолета от поверхности ВПП на
скорости 50 км/ч, а длины взлетных дистанций — до высоты 10 м при условии выхода на эту
высоту на приборной скорости 90 км/ч.
7.2.5. На номограммах рис. 7.18—7.21 приведены зависимости длин пробегов и посадочных дис
танций и соответствующих им потребных размеров площадок при посадках по-самолетному
с использованием для сокращения длины пробега несущего винта и тормозов колес.
Длины посадочных дистанций даны с высоты 10 м при проходе ее на приборной скорости 70 км/ч до полной остановки вертолета на ВПП, а длины пробегов — при приземлении
на ВПП на скорости 50 км/ч.
Минимальная ширина летной полосы в этом случае должна составлять 50 м, а ширина
ВПП - 35 м.
7.2.6. Определение взлетно-посадочных характеристик и соответствующих им потребных разме
ров площадок (ВПП) по номограммам производится с помощью ключей, приведенных на
каждой номограмме.
7.2.7. На номограммах (рис. 7.14 и 7.15) область эксплуатационных температур наружного воздуха
и барометрических высот разбита на две зоны, и натри зоны для номограмм рис. 7.16—7.23.
В зоне I в любой ее точке предельная масса, определенная по графикам рис. 7.1, 7.2, 7.11,
7.12 и 7.13, меньше 56 000 кгс (максимальная масса). В этой зоне при висении на заданной
высоте тяга равна массе. В зоне II в любой точке масса вертолета равна 56 000 кгс и вертолет
имеет избыток тяги.
121
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
121
В зоне III возможен взлет (посадка) по-вертолетному в зоне влияния земли. В этом случае необходимо пользоваться номограммами рис. 7.14 и 7.15.
При взлетах и посадках, когда фактическая масса вертолета меньше предельной для зоны
I или меньше 56 000 кгс для зоны II, значения взлетно-посадочных характеристик и соответствующих им потребных длин площадок (ВПП) определяется для значения т = —^- или
т„
т
т ~ *'-, где /и* — фактическое значение массы вертолета, а тп — предельная
масса, Фопре56000 деленная по графикам рис. 7.1, 7.2, 7.11—7.13 для данных
условий.
Пример 1. Дано tHO~ 17,5°С, //= 3000м, V= 1 м/с (попутный), масса при посадке равна 0,9 предельной массы.
Определить: длины пробегов и потребные длины ВПП с использованием на пробеге только несущего винта и
совместно несущего винта и тормозов колес. Р е ш е н и е . По номограммам рис. 7.18 и 7.20 с помощью
приведенного ключа находим:
Lnp = 245 м -> LBnn = 325 м (тори. НВ); Z,np -170 м
-> Ькпп =235 м (торм. колес и НВ).
Пример 2. Дано: /нв = 25 "С, Я = 2800 м, V= 3 м/с (встречный), масса при посадке равна 0,9 предельной массы.
Определить: длину посадочной дистанции и потребную длину площадки при посадке по-вертолетному с влиянием
земли.
Решение.
По номограмме рис. 7.15 с помощью приведенного ключа находим
L^ = 225 м -> Lm = 255 м. Аналогично определяются
взлетно-посадочные характеристики и по другим номограммам.
122
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
122
7.3. ХАРАКТЕРИСТИКА НАБОРА ВЫСОТЫ, ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА И СНИЖЕНИЯ
7.3.1. Набор высоты, горизонтальный полет и снижение с работающими двигателями в зависимости от полетной массы вертолета и высоты полета разрешается выполнять в диапазоне скоростей, указанных в табл. 7.2.
Таблица 7.2
Минимальные и максимальные скорости полета, км/ч
Полетная масса вертолета, кг
Высота полета, м
35000 и менее
40000
49650
44500
мин.
макс.
мин.
макс.
мин.
макс.
мин.
У земли
60
295
60
60
295
60
500
295
60
60
60
60
60
60
60
60
60
70
90
100
—
—
—
_
295
2000
60
60
60
295
295
290
60
60
60
60
75
1000
3000
60
3500
60
4000
60
4600
5300
60
60
60
5500
60
5650
70
75
90
5000
6000
6500
290
245
225
2)0
200
60
60
60
60
195
190
60
175
170
150
145
120
70
90
—
—
60
245
225
200
180
175
170
155
140
120
—
„
290
245
225
190
160
155
150
130
—
—
„
_
90
ПО
„
—
_
_
_
_
52800
56000
макс.
295
мин.
макс.
мин.
макс.
60
60
245
295
290
60
60
60
255
250
240
220
180
160
140
—
—
_
—
—
_
—
60
235
210
200
160
140
—
—
—
—
—
_
—
245
225
190
160
140
—
—
—
—
—
90
ПО
120
—
_
—
_
—
„
__
60
60
100
120
—
—
—
_
—
—
Примечание. Указанные в таблице значения допустимых максимальных скоростей полета соответствуют диапазон у
температур наружного воздуха от 40 °С до —20 °С. При Тт ниже —20 °С допустимая максимальная скорость полета должна
уменьшаться на величину, численно равную фактическому значению температуры наружного воздуха по указателю.
Пример. При полетной массе 49 650 кг на высоте 2000 м допустимая максимальная скорость полета составляет
245 км/ч. Фактическая температура наружного воздуха на высоте 2000 м по указателю —30 °С. Следовательно, допустимая
максимальная скорость полета для этих условий будет равна 215 км/ч (245 - 30 = 215).
Если при этом максимальная скорость получится меньше минимально допустимой, указанной в таблице, полет выполнять на высотах, на которых максимальная скорость больше
минимально допустимой.
7.3.2. Наивыгоднейшие скорости набора высоты и моторного планирования в зависимости от полетной массы вертолета и высоты полета указаны в табл. 7.3.
Таблица 7.3
Наивыгоднейшие скорости набора высоты и моторного планирования, км/ч
высота полета, м
35000 и менее
40000
У земли
500
1000
2000
3000
3500
3600
4000
4500
5000
5300
5500
5850
6000
6500
110-120
110-120
110-120
110-120
110-120
110-120
110-120
110-120
110-120
110-120
130-140
130-140
130-140
130-140
110-120
110-120
110-120
105-115
100-110
120-130
120-130
120-130
120-130
120-130
110-120
110-120
110-120
110-120
—
—
Полетная масса вертолета, кг
45000
140-150
140-150
140-150
140-150
125-135
125-135
125-135
120-130
120-130
115-120
110-120
—
—
„
%
49650
150-160
150-160
150-160
140-150
135-145
130-140
130-140
130
120
—
—
—
—
_
_
56000
160-170
160-170
160-170
160-170
140
130
130
—
—
—
—
—
—
_
__
123
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
3QQQQ
123
WQQQ
Рис. 7.3. Характеристики скороподъемности и время
набора рис. 7.4. Зависимость динамического потолка от взлетной
высоты па поминальном режиме работы двигателей
массы вертолета
7.3.3. Характеристики скороподъемности при работе двигателей на номинальном режиме в стан
дартных атмосферных условиях с выключенной СКВ и время набора заданной высоты, в за
висимости от 1ззлетной массы вертолета, показаны на рис. 7.3.
7.3.4. Динамический потолок вертолета зависит от взлетной массы вертолета, температуры наруж
ного воздуха, включения отбора воздуха на СКВ и ПОС. Зависимость динамического потол
ка от взлетной массы вертолета в стандартных атмосферных условиях с включенной СКВ
показана на рис. 7.4.
124
124
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
7.4. КРАТКИЙ РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
7.4.1. Расчет дальности полета, в зависимости от запаса топлива и массы перевозимого груза, вы
полняется с помощью графиков, приведенных на рис. 7.5 и 7.6.
Sooa
НЗООн
Рис, 7.5. Зависимость дальности полета на высоте i 00 м от массы перевозимого груза,
запаса топлива и взлетной массы вертолета
гоо
оо
150
00
£^s
^
taoo
o
sooo
Рис. 7.6. Зависимость дальности полета на высоте 1000 м от Лассы перевозимого
груза, запаса топлива и взлетной массы вертолета
125
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
125
На графиках показана зависимость взлетной массы вертолета от потребного топлива,
массы перевозимого груза и расстояния, на которое необходимо доставить груз.
7.4.2. При расчете графиков приняты следующие исходные данные и условия полета:
масса снаряженного вертолета..................................................... 29 282 кг;
расход топлива на земле ...................................................................... 70 кг;
расход топлива на висении при взлете и выполнении посадки . . 100 кг;
невырабатываемый остаток топлива ................................................ 103 кг;
расход топлива и путь при наборе высоты и снижении .............. в зависимости от
взлетной массы вертолета и высоты полета;
километровый расход топлива ....................................................... в зависимости от вы
соты полета и средней
массы на участке го
ризонтального полета;
скорости горизонтального полета................................................... в соответствии с таб
лицей 7.5 при частоте
вращения несущего
винта 88 %\
минимальный гарантийный запас топлива .................................... 5 % от расчетного
запаса для данного
полета (учитывается
как остаток топлива
при посадке);
высота полета по маршруту .............................................................. 100 или 1000 м.
7.4.3. По графикам зависимости дальности полета от массы груза, запаса топлива и взлетной мас
сы вертолета на рис. 7.5 и 7.6 дальность полета, потребное количество топлива и полезная
нагрузка определяются в следующем порядке.
Пример 1. Определить максимальную дальность полета на высоте 1000 м при перевозке груза массой 15 000 кг с полной
заправкой основных топливных баков.
Решение.
По графику на рис. 7.6 из точки А, соответствующей массе груза 15 000 кг, провести горизонтальную линию до пересечения с линией, соответствующей полной заправке топливом основных баков. Из точки пересечения (В) опустить перпендикуляр на горизонтальную ось графика (£) и определить значение дальности полета (790 км) без учета влияния ветра. По
линии взлетных масс, проходящей через ту же точку пересечения, определить значение взлетной массы вертолета
(53 000 кг).
Пример 2. Определить потребное количество топлива для полета вертолета на высоте 100 м с грузом 16 000 кг на дальность 500 км.
Решение.
По графику на рис. 7.5 из точки Л, соответствующей заданной массе груза (16 000кг), провести горизонтальную линию.
Из точки Б на горизонтальной оси, соответствующей заданной дальности (500 км), провести вертикальную линию. В точке
пересечения этих линий определяем потребное количество топлива (5940 кг) и взлетную массу вертолета (50 940 кг).
Примерз. Определить максиматьную массу груза, которую можно перевезти на дальность 700 км на высоте полета 1000м.
Решение.
По графику на рис. 7.6 из точки Б\, соответствующей заданной дальности (700 км), провести вертикальную линию до
пересечения с линией максимальной массы (56 000 кг) — точка В\. На точке пересечения этих линий определить максимальную массу груза (18 400 кг) и потребное количество топлива (8620 кг).
7.4.4. Если фактические условия предстоящего полета и исходные данные будут отличаться от приня
тых для расчета графиков, то необходимо руководствоваться следующими рекомендациями:
высота полета по заданию отличается от принятой для графиков (100 и 1000 м). В этом
случае необходимо уточнить дальность полета, учитывая, что увеличение высоты полета
на 500 м (до высоты 2000 м) увеличивает дальность полета на 2—3 %;
взлет производится с массой вертолета выше нормальной. В этом случае при расчете
полета необходимо предусмотреть два участка маршрута с режимами полета, рекомендуемыми для максимальной (перегрузочной) и нормальной масс вертолета. Смена режима
полета должна производиться в момент, когда из-за выгорания топлива масса вертолета
уменьшается до нормальной;
масса снаряженного вертолета больше принятой для расчета графиков (29 282 кг). В
этом случае в зависимости от задания и обстановки необходимо уменьшить на соответствующую величину массу перевозимого груза или уменьшить количество заправляемого
топлива и пересчитать дальность полета;
включена СКВ в кабине экипажа — дальность полета уменьшается на 2,1 %, а при
включении ПОС ПЗУ и ПОС двигателей дальность полета уменьшается на 6,1 %.
7.4.5. Рекомендуемые крейсерские скорости полета по высотам, $ зависимости от полетной массы
вертолета, приведены в табл. 7.4.
126
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
126
Таблица 7 . 4
Крейсерская скорость полета, км/ч
Высота полета, м
У земли
500
1000
2000
3000
3500
4000
4500
5000
5300
5500
5850
6000
6500
Полетная масса вертолета, кг
35000 и менее
40000
44500
49650
52800
56000
255
255
250
245
225
210
200
195
190
255
255
250
245
225
255
250
250
235
235
155
140
120
—
_
240
220
180
160
140
__
__
—
__
„
—
_
210
200
175
170
150
145
120
255
255
250
245
225
195
160
140
—
_
__
_
—
__
255
250
245
225
195
160
200
180
175
155
170
150
130
—
_
—
—
160
140
__
_
—
—
—
_
—
__-
Примечание. Частота вращения несущего винта должна выдерживаться в соответствии с требованиями подр. 7.8.
7.4.6. Величина километрового расхода топлива на крейсерских скоростях полета зависит от по
летной массы вертолета, высоты полета и частоты вращения несущего винта. Изменение ки
лометрового расхода от полетной массы вертолета и высоты полета показано на рис. 7.7.
7.4.7. Часовой расход топлива зависит от полетной массы вертолета и высоты полета. Минималь
ный часовой расход топлива соответствует полету на экономической скорости 160 км/ч. Из
менение часового расхода от величины полетной массы вертолета показано на рис. 7.8.
1000
3000
Z5QO
£000
мага
500DO
ткг
Рис. 7.7. Зависимость километрового расхода топлива от
взлетной массы вертолета и высоты на крейсерской скорости полета
so
60
Рис. 7.8. Зависимость часового расхода топлива от взлетной
массы вертолета и высоты на крейсерской скорости полета
127
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
127
7.5. ИЗМЕНЕНИЕ ЦЕНТРОВКИ ВЕРТОЛЕТА В ЗАВИСИМОСТИ ОТ ВЫРАБОТКИ ТОПЛИВА В ПОЛЕТЕ
7.5.1. При размещении груза по разметке на борту грузовой кабины и выработке топлива в последовательности, определяемой автоматикой, положение центра массы вертолета в полете находится в допустимых пределах.
Граница допустимой максимальной
взлетной пассы
* сэ
х
е~
•J
j
- ?
^
хf
/
/^
r
±
f
Вертолет
Ш груза
у
m n u = 25340 лг fc пенополиуретаном ё топливнь/х
f
V Й баках. )
.1 Выра^атыбаепое топливо 8 основных
р
s
;50
\
'
Г
.
ч
1у е
ч.
V
-
s\
л
*
о
V
i
ц
3
V
1
- ^ *
= - .
ч
»
^
•к
•ш
""^
,
6
32
31
GO
300
200
^00
0
./
\
\
3
2
11299кг из дапд~ако8 Сняты
>
ч>
ч
s\
и допооках 2QSitKr (6ts ro кг топлива,
расходуемого на земле )
fe
^
ч1
\
ё-'
^ Граница
типой пркдельнодопус \\\\\\\\\\\\\\ ns \\\\\\\\\\\\\\\\\\\\
- полетная пасса
вертолета
//////
^>
I
6>t
-100
W~
дополнительные гГоки с не-
Li ^
_
V^
1
1/2
j
.8
_
i
*
^
—
9ч-9кг
'-s^
Вырайатыбаепов
8 основных
/65кг
из Лзкоб №1 итопливо
8
-^ исках 9150кг (без 7окгроскооуепоео на зепле
Вырабатываемое топливо 8 основных
"'баках "!пиикг(дез юкг расходуемого на зепле
"*^\35?0«г
из 6ако& №2,з. Б и 7
(r
7
^
Х-т-*«^ S/tJ' "3 dDKOd
/V*£ 3 и!>
^ij
1770кг из баков № Ч и 5
7"т~-*-- _^5кг из da/fa л/- 4
-
-200
/вырабатываемым S них
-300 -325
-__ Граница допустимой предельно задней центровки
Рис. 7.9. Изменение эксплуатационных и допустимых центровок вертолета в зависимости от массы и выработки топлива
в полете
Изменение положения центра массы вертолета в зависимости от полетной массы и выработки топлива в полете приведено на рис. 7.9. Изменение центровки в полете отмечено позициями:
1 __ 2 ~ при выработке 11 299 кг топлива из дополнительных топливных баков;
2 — 3 — за счет установки дополнительных баков (масса баков с их креплением 949 кг);
3 — 4 — при выработке 165 кг топлива из баков № 1 и 8;
4 — Ю — при выработке 9150 кг топлива из основных баков;
4 — 5 — при выработке 1785 кг топлива из баков № 1 и 8;
5 — 6 — при выработке 3810 кг топлива из баков № 2, 3 и 6, 7;
6 _ 7 — при выработке 90 кг топлива из баков № 2, 3 и 5;
7 — 8 — при выработке 1770 кг топлива из баков № 4 и 5;
8 _ 9 — при выработке 45 кг топлива из бака № 4;
9 _ ю — при выработке 1650 кг топлива из бака № 9 и 10;
U _ 14 — при выработке 5700 кг топлива из основных баков.
128
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
128
7.6. ПОЛЕТ ПРИ ОДНОМ ВЫКЛЮЧЕННОМ ДВИГАТЕЛЕ
7.6.1. Полетная масса вертолета, при которой возможен горизонтальный полет с одним выключенным двигателем и другим двигателем, работающим на максимальном взлетном режиме, в
зависимости от высоты полета и температуры наружного воздуха, определяется по графику
на рис. 7.10.
Пример. Высота полета 1000 м, температура наружного воздуха 20 "С. Пользуясь ключом на графике, определяется допустимая полетная масса — 50 250 кг.
3000
3500
I^c. 7.10. К определению предельной массы вертолета, обеспечивающей возможности выполнения горизонтального полета на наивыгоднейшей скорости при отказе одного двигателя и работе другого на МБР
7.6.2. Диапазон скоростей полета в стандартных условиях при одном работающем двигателе на
максимальном взлетном режиме, в зависимости от высоты и полетной массы вертолета, указаны в табл. 7.5.
Таблица 7 . 5
Диапазон скоростей полета (км/ч) в МСА при одном работающем двигателе на максимальном взлетном режиме
Высота полета, м
Полетная масса вертолета, кг
35000
40000
45000
49650
52800
56000
У земли
60-270
60-260
60-250
70-240
115-210
500
60-260
60-250
60-240
60-230
60-215
60-200
60-190
70-170
90-150
60-250
60-240
65-230
80-210
90-190
110-170
80-230
90-220
105-210
120-190
140-170
1000
1500
2000
2500
3000
3500
4000
4500
60-240
60-230
60-215
70-200
80-180
100-160
_
—
—
—
—
__
95-210
110-190
130-160
—
—
—
—
—
—
—
—
—
„
_
130-190
_.
—
—
—
_
—
—
—
129
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
129
7.7.СНИЖЕНИЕ НА РЕЖИМЕ САМОВРАЩЕНИЯ НЕСУЩЕГО ВИНТА
7.7.1. Снижение на режиме самовращения несущего винта в зависимости от высоты и полетной
массы вертолета выполнять в диапазоне скоростей, указанных в табл. 7.6.
Таблица 7.6
Диапазон допустимых скоростей (км/ч) при снижении
на режиме самовращения несущего винта
Полетная масса вертолета, кг
высота полета, м
35000
40000
45000
49650
56000
До 500
120-250
120-250
120-250
120-250
120-235
1000
120-245
120-245
120-245
120-245
120-210
2000
120-225
120-225
120-225
120-225
120-200
3000
120-210
120-210
120-210
120-210
120-140
3500
120-185
120-185
120-185
120-185
-
4000
120-160
120-160
120-160
120-160
-
4500
120-130
120-130
120-130
120-130
—
5000
!20
120
—
-
-
5500
115
115
-
—
-
6000
ПО
-
-
_.
-
6500
105
-
—
_
-
7.7.2. Минимальные вертикальные скорости снижения на режиме самовращения несущего винта
соответствуют рекомендуемым в таблице поступательным скоростям.
При нормальной полетной массе в стандартных условиях вертикальная скорость снижения соответствует значению 10,7 м/с.
7.7.3. Максимальная дальность планирования на режиме самовращения несущего винта, незави
симо от полетной массы, соответствует скорости полета 210—230 км/ч.
7.7.4. Зависимость потери высоты за разворот (на скорости полета 160 км/ч) с различными углами
крена на режиме самовращения несущего винта указана в табл. 7.7.
Таблица 7 . 7
Потеря высоты, м
Угол разворота, ...
Угол крена, ...°
15
30
45
225
150
90
400
250
135
575
350
180
750
450
130
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
130
т*53ЮОкг(СКВи ПЗУ
ч
ч чs ч ч ч чs ч чs s sч чч чч ч ч чч ч ч ч *s <•
ч
& ч ^„
ч
миц <
ч
ч ч s. k /X ^
ч
S
ч
ч
ч
ч ч k^ ч
:
Ч Чч ч ч ч ч
А- ^ х
s
чs >
ч
ч
ч
ь
s
ч
sч ч s
ч
ч *<ч V
ч ч
ч ч чN ч ч ^ 1 ч \
^ Ч
т
•s
•s
30
го
w
ь
ч\ ч
10 20
-зо
iQQQ
30000
V
Л
t
f
ч
N\
\
л
*/ J
0-
-50
2
c
?
k \\ \ч
ч
i
N
ч
X
,
\
\ i
, / 1
// / J > /1 //
/.
1
t
{ 1 У
>'
/
.
/
i
35000
40000
WOOD /
.
*
<\
V
J
1
1
'
1
I
1
50000
\
}.
ъ.
\
\
1
1
п
SSOl
/Г
Рис. 7,11. К определению предельной массы вертолета при взлете и посадке по -самолетному
~50
25000
50000
30000
35000
WQOO
55000
т,кг
Рис. 7.12. К определению предельной массы вертолета при взлете с разбегом на колесах передней
опоры
131
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
131
Лs
5s
оя
о3
8о
S И
са о
5s >,
a
^ О
ч Sr;
С S
о о.
о —
Н (О
132
Ветер, п/с
Ветре чный
20 /5 Ю
5
Попутный
О
1 2
3
t
5
Руководство по
Рис. 7.15. Номограмма для определения посадочной дистанции и соответствующей по- Рис. 7.16. Номограмма для определения длины разбега и соответствующей ей потребной
требной длины площадки при посадке по-вертолетному с использованием влияния земли
длины БПП при взлете по-самолетному с разбегом на трех опорах шасси
133
Semep, м/с
Встречный
Попутный
Встречный
Яетед м/с
Попутной
£015 W 5
О
•5-и
о
20 15 W 5
0 1 2 3 *
0
1
2
3
Ц
5
|Г"т/~г / г~/—i /i—/"
Рис. 7.17. Номограмма для определения взлетной дистанции и соответствующей ей по- Рис. 7.18. Номограмма для определения длины пробега и соответствующей ей потребтребной длины площадки при взлете по-самолетному с разбегом на трех опорах шасси ной длины ВПП при посадке по-самолетному с использованием для торможения несущего винта
134
fie/лед м/с
Встречный
Ветер, м/с
Ветре чныц
Попутный
Попутнь/й
с -so -чо -зо -го -ю о ю го зо
ю
ia,,«600
LC-50 -tO -30 -20 -10 О Ю SO
30
2015 W 5
го 15 Ю 5
0 1
2
3 Ч-
0
1
2
3
Ч-
5
5
Рис. 7,19. Номограмма для определения посадочной дистанции и соответствующей ей Рис. 7.20. Номограмма для определения длины пробега и соответствующей ей потребпотребной длины площадки при посадке по-самолетному с использованием на пробеге ной длины ВПП при посадке по-самолетному с использованием для торможения недля торможения несущего винта
сущего винта и тормозов колес
135
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
135
о, ц
О P2S
м2
i-i X
(D Ю
ID О)
S о.
яs
О О)
Rо
iS H S
Hi
III
8oS
о
Г
*
Q,
S о tx
&3
136
136
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Ветер, п/с Встречный
Попутный
го is ю 5
огг з «
Рис. 7.23. Номограмма для определения взлетной дистанции при взлете по-самолетному
с разбегом на колесах носовой опоры и соответствующей ей потребной длины плошадки
137
Раздел 7. Справочные данные для подготовки к полету
137
7.8. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ЧАСТОТЫ ВРАЩЕНИЯ НЕСУЩЕГО ВИНТА В ПОЛЕТЕ
7.8.1. Для получения максимальных тяговых характеристик НВ, а следовательно, и максимальной
грузоподъемности, когда взлетный режим работы двигателя устанавливается при действии
ограничения по крутящему моменту (Мкр = 77,5 %) взлет (висение) необходимо выполнять
при частоте вращения НВ 91 %.
Если взлетный режим устанавливается по ограничению температуры газов за турбиной
низкого давления (Мкр < 77,5 %), то взлет (висение) необходимо выполнять при частоте вращения НВ 88 %. В этом случае тяга (грузоподъемность) на 500 кг больше, чем при частоте
вращения НВ 91 %.
7.8.2. В наборе высоты, горизонтальном полете и на снижении в зависимости от полетной массы,
высоты и скорости полета частоту вращения несущего винта выдерживать в соответствии с
табл. 7.8.
Таблица 7.8
Условия для выдержи на и и« частоты вращения НВ
Полетная масса
Частота вращения НВ,
нормальная и менее
91±0,5
более нормальной
V < 100 км/ч на всех высотах полета
V> 100 км/ч
На высотах 2000 м и более
На высотах 1000 м и более
88±0,5
V> 100 км/ч
На высотах менее 2000 м
На высотах менее 1000 м
С одним отказавшим двигателем на высотах более 2000 м
Примечания: 1. Мощность силовой установки вертолета с одним отказавшим двигателем на высотах менее 2000 м уменьшена, и посадку с полетными массами менее 40 000 кг разрешается выполнять при частоте вращения несущего винта 86 %.
1, При выполнении длительных полетов по маршруту с применением планшета ДБ-26 разрешается использование частот вращения несущего винта в диапазоне 85—91 %.
3. Установка заданной частоты вращения НВ производится летчиками с помощью рукояток перенастройки, расположенных на рычагах общего шага.
138
РАЗДЕЛ 8 ЭКСПЛУАТАЦИЯ
СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ
СОДЕРЖАНИЕ
8.1. Особенности конструкции вертолета .................................................................. 139
8.2. Двигатель Д-136...................................................................................................... НО
8.3. Вспомогательный газотурбинный двигатель ТА-8В............................................147
8.4. Трансмиссия ........................................................................................................... 150
8.5. Топливная система ..................................................................................................152
8.6. Масляная система двигателей и редукторов ...................................................... 156
8.7. Система запуска двигателей ................................................................................. 158
8.8. Система управления вертолетом .......................................................................... 160
8.9. Гидравлическая система ........................................................................................ 164
8.10. Противопожарное оборудование ........................................................................... 170
8.11. Пневматическая система и оборудование для аварийного сброса люков. . . 172
8.12. Система кондиционирования воздуха ................................................................. 173
8.13. Кислородное оборудование .................................................................................. 176
8.14. Система электроснабжения .................................................................................. !78
8.15. Противообледенительная система ........................................................................ 184
8.16. Приборное оборудование ...................................................................................... 191
8.17. Светотехническое оборудование ...........................................................................212
8.18. Пилотажный комплекс вертолета ПКВ-26-1 ........................................................216
8.19. Аппаратура вертолете вождения ............................................................................221
8.20. Радиосвязное оборудование ...................................................................................235
8.21. Аппаратура оповещения и опознавания ..............................................................242
8.22. Система регистрации режимов полета «Тестер~УЗ» ...........................................244
8.23. Взлетно-посадочные устройства ...........................................................................246
8.24. Десантно-транспортное оборудование .................................................................248
8.25. Устройство выброса УВ-26 и автомат АСО-2В ..................................................251
8.26. Сигнализатор радиационной опасности рентгенометр ДП-ЗА-1
и измеритель мощности дозы ИМД-1А .............................................................253
8.27. Шторки приборного полета ..................................................................................255
8.28. Система измерения массы .....................................................................................256
8.29. Электронная система ограничения режимов работы двигателей Д-136 . . . . 257
139
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
139
8.1. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА
8.1.1. Вертолет разработан по одновинтовой схеме с восьмилопастным несущим винтом и пятилопастным рулевым винтом. Фюзеляж представляет собой цельнометаллический полумонокок
переменного сечения.
8.1.2. Носовая часть фюзеляжа вертолета включает радиопрозрачный обтекатель, закрывающий
антенну РЛС, кабину экипажа, кабину для сопровождающих и отсеки для размещения обо
рудования. В кабине сопровождающих, отделенной от кабины экипажа металлической пе
регородкой со сдвижной дверью, размещается бортовой механик и четыре человека,
сопровождающих перевозимую технику.
Носовая часть фюзеляжа выполнена герметичной и оборудована системой кондиционирования и комплектом съемного кислородного оборудования индивидуального пользования. Передняя часть кабины экипажа защищена съемными бронеплитами по шпангоуту
отсека РЛС и по бортам вертолета до уровня плеч летчиков, У рабочего места каждого члена
экипажа и в кабине сопровождающих расположены люки (блистеры) для аварийного покидания вертолета. Под полом кабины экипажа слева по направлению полета размещены агрегаты радионавигационного и радиосвязного оборудования, системы кондиционирования
кабины экипажа, отопления и вентиляции грузовой кабины.
Между носовой и центральной частями фюзеляжа имеется перегородка с дверью.
8.1.3. Центральная часть фюзеляжа включает в себя грузовую кабину и задний отсек, переходящий
в концевую балку. В грузовой кабине могут быть размещены различная техника и грузы, а
также сиденья для десантников или стандартные санитарные носилки и два санитарных по
ста для сопровождающих медработников. Загрузка крупногабаритной техники и грузов про
изводится через грузовой люк с опускаемым трапом и подтрапниками. Проем грузового
люка закрывается трапом и двумя боковыми створками. Управление трапом и створками —
гидравлическое. В створках имеются люки для аварийного выхода на земле.
Для механизированной погрузки и выгрузки грузов и колесной несамоходной техники в
грузовую кабину вертолет оборудован двумя электролебедками с подъем но-погрузочным
устройством, обеспечивающим загрузку грузов с максимальной массой до 5 т. Для крепления грузов и техники вертолет снабжен швартовочным оборудованием.
В центральном люке пола грузовой кабины установлен съемный верхний замок системы
внешней подвески.
В грузовой кабине имеются три двери-трапа: одна — передняя левая, две задние — на
правом и левом бортах.
8.1.4. Концевая балка в технологическом отношении представляет собой единую конструкцию,
включающую в себя горизонтальную часть — хвостовую балку и наклонную — киль. В кон
цевой балке имеются люки для обслуживания агрегатов управления, хвостового редуктора и
рулевого винта.
Для обеспечения необходимой продольной устойчивости на концевой балке установлен
неуправляемый в полете стабилизатор. Предусмотрена возможность регулировки угла установки стабилизатора на земле.
8.1.5. Шасси вертолета состоит из передней, двух главных ног шасси и хвостовой опоры. Для обес
печения закатки техники в грузовую кабину главные ноги шасси конструктивно выполнены
таким образом, что могут изменять клиренс вертолета на стоянке.
8.1.6. Втулка несущего винта имеет разнесенные горизонтальные, вертикальные и осевые с торсионом шарниры. Лопасти несущего винта смешанной конструкции (лонжерон — металличе
ский, каркас — стеклопластиковый) изготовлены с применением клеевых соединений.
Лопасти оборудованы электрической противообледенительной системой и системой сигна
лизации повреждения лонжерона.
8.1.7. Главный редуктор трехступенчатый, многопоточный с зубчатыми передачами внешнего за
цепления.
8.1.8. Силовая установка вертолета состоит из двух двигателей, выполненных по трехроторной
схеме со свободной турбиной. Особенностью силовой установки является наличие двухкаскадного осевого компрессора. Для защиты силовой установки от песка и пыли предусмотре
на установка пылезащитного устройства.
Запуск двигателей осуществляется воздушным стартером с питанием его от вспомогательной силовой установки. Запуск возможен также от работающего двигателя и от наземного
источника.
8.1.9. Рулевой винт — пятилопастной. Втулка рулевого винта имеет разнесенные горизонтальные
и осевые шарниры. Лопасть рулевого винта — стеклопласт^иковой конструкции, имеет элек
трическую противообледенительную систему.
140
140
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.2. ДВИГАТЕЛЬ Д-136
8.2.1. На вертолете установлены два двигателя, передающие крутящий момент через главный ре
дуктор на несущий и рулевой винты. Двигатели работают независимо друг от друга, что по
зволяет, в случае необходимости, производить полет с одним работающим двигателем.
Запуск двигателей автономный и осуществляется воздухом от бортовой вспомогательной
силовой установки, аэродромной установки сжатого воздуха или от ранее запущенного дви
гателя на вертолете.
8.2.2. Двигатель выполнен по трехвальной схеме с осевым тринадцатиступенчатым компрессором,
кольцевой камерой сгорания, двухступенчатой турбиной компрессора, двухступенчатой сво
бодной турбиной и нерегулируемым соплом. На входе двигателя крепится пылезащитное
устройство инерционного типа для очистки входящего воздуха от частиц пыли, песка, мел
кого гравия и других посторонних предметов. Степень очистки составляет 65—70 %.
Компрессор двигателя — осевой, двухкаскадный, состоит из компрессоров низкого и высокого давления.
Компрессор низкого давления приводится во вращение одноступенчатой турбиной низкого давления, а компрессор высокого давления — одноступенчатой турбиной высокого
давления. Роторы турбин низкого и высокого давления имеют различные обороты, связь
между ними — только газодинамическая. Ротор свободной турбины имеет газодинамическую связь с роторами турбин низкого и высокого давления и преобразует энергию газового
потока в механическую работу на выходном валу.
8.2.3. Масляная система двигателя —- циркуляционная под давлением. Все агрегаты масляной сис
темы смонтированы на двигателе, за исключением дополнительного воздушно-масляного
теплообменника, установленного на вертолете. Подача масла на смазку осуществляется на
гнетающей частью масляного агрегата. Четыре откачивающих ступени откачивают масло из
масляных полостей подшипников роторов двигателя и полости коробки приводов. Суфли
рование масляных полостей подшипниковых опор и масляного бака осуществляется через
коробку приводов. Суфлирование коробки приводов производится через центробежный
суфлер.
8.2.4. Топливная система двигателя предназначена для автоматической подачи топлива к рабочим
форсункам в количествах, обеспечивающих запуск и работу двигателя на всех заданных ре
жимах во всех условиях эксплуатации, при этом она выполняет следующие функции:
автоматически изменяет расход топлива при запуске двигателя по заданному закону;
защищает двигатель от механических и тепловых перегрузок по возросшей степени
повышения давления воздуха в компрессорах двигателя, температуре газов за турбиной
низкого давления, частоте вращения роторов высокого давления и свободной турбины;
обеспечивает синхронизацию (равенство) мощностей двигателей путем выравнивания
давления воздуха за редукторами синхронизаторов за счет изменения расхода топлива;
обеспечивает расход топлива, необходимый для поддержания частоты вращения свободной турбины (несущего винта) в диапазоне изменения настройки регулятора частоты
вращения свободной турбины.
8.2.5. Запуск двигателя осуществляется воздушным стартером, установленным на коробке приво
дов двигателя. В качестве источника сжатого воздуха используется бортовая вспомогатель
ная силовая установка, аэродромная установка сжатого воздуха или ранее запущенный
двигатель.
8.2.6. Электрооборудование двигателя обеспечивает:
управление агрегатами, участвующими в работе при запуске двигателя;
ограничение температуры газов за турбиной низкого давления;
ограничение предельного значения частоты вращения ротора свободной турбины и
компрессора высокого давления;
выдачу сигнала ПРЕДЕЛ п и выключение двигателя в случае превышения частоты
вращения свободной турбины;
выдачу сигнала ПЕРЕГРЕВ в случае перегрева масляных полостей двигателя;
выдачу сигнала ПРЕДЕЛ Т и выключение двигателя при обжатых стойках шасси (на
земле) или снижение режима его работы до 0,7 Ne (эффективная мощность) на скоростях
полета более 70 км/ч в случае повышения температуры газов за ТНД выше максимально
допустимого значения;
выдачу сигнала ВЗЛЕТ ЗАПРЕЩЕН в случае, когда рычаги раздельного управления
двигателями находятся не в положении автоматического регулирования;
уменьшение режима работы двигателя до 0,7 Ne при возникновении помпажа;
уменьшение режима работы двигателя до 0,7 Ne при отказе БПР.
141
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
141
.2.7. Противообледенительная система предотвращает обледенение входной части воздушного
тракта двигателей. Двигатели и ПЗУ обогреваются горячим воздухом, отбираемым из-за
компрессора высокого давления двигателя.
.2.8. Органы управления, приборы контроля и сигнализации за работой двигателей размещены в
кабине экипажа.
На пульте левого летчика установлены:
переключатель ДВИГАТЕЛИ с положениями ЛЕВ. и ПРАВ, для выбора запускаемого
двигателя;
переключатель ЗАПУСК—ХОЛОД. ПРОКРУТ.—ЛОЖН. ЗАПУСК. Устанавливается в
соответствующее положение перед выполнением запуска, холодной прокрутки или ложного запуска двигателя;
кнопки ЗАПУСК и ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА;
кнопки ЭКСТРЕННОЕ ЗАКРЫТИЕ ЗАСЛОНОК СТАРТЕРА ЛЕВ. и ПРАВ, для отключения воздушного стартера, если он не отключается автоматически через 45 с. после
начала запуска или после нажатия на кнопку ПРЕКРАЩЕНИЕ ЗАПУСКА;
зеленое табло ГОТОВ К ЗАПУСКУ сигнализации наличия давления воздуха в магистрали запуска;
желтые табло СТАРТЕР ЛЕВ. и СТАРТЕР ПРАВ, сигнализации подачи сжатого воздуха к воздушным стартерам двигателей;
желтое табло АВТОМАТ РАБОТАЕТ сигнализации включения автоматики запуска.
На левой панели приборной доски летчиков установлены:
двухстрелочный измеритель частоты вращения несущего винта и свободной турбины.
Стрелка № 1 показывает частоту вращения несущего винта, стрелка № 2 — свободной
турбины левого двигателя;
двухстрелочный индикатор крутящего момента. Стрелка № 1 показывает величину
крутящего момента левого двигателя, стрелка № 2 — правого двигателя;
выключатель ТА-12 для включения тахометрической аппаратуры;
кнопка КОНТРОЛЬ ТА для контроля исправности тахометрической аппаратуры;
кнопка КОНТРОЛЬ Мкр ЛЕВ. ДВИГ., ПРАВ. ДВИГ. для контроля исправности системы измерения крутящих моментов двигателей;
красное табло Мкр ОПАСЕН сигнализации достижения величины крутящих моментов
обоих двигателей 77,5 % и более по ИКМ;
красное табло ВЗЛЕТ ЗАПРЕЩЕН сигнализации нахождения рычагов раздельного
управления двигателями не в положении автоматического регулирования. На средней
панели приборной доски летчиков установлены:
указатели температуры газов двигателей;
двухстрелочный указатель частоты вращения компрессоров высокого давления двигателей. Стрелка № 1 показывает частоту вращения КВД левого двигателя, стрелка № 2 —
КВД правого двигателя;
кнопки КОНТРОЛЬ Т ° Газов для контроля исправности аппаратуры измерения температуры газов;
выключатели БПР для включения блоков предельных регуляторов;
нажимной переключатель КОНТРОЛЬ с положениями 1 КАНАЛ и 2 КАНАЛ для проверки исправности системы сигнализации перегрева внутренних полостей (масляных и
суфлирующих) двигателей;
кнопка СНЯТИЕ СИГНАЛА для снятия сигнала перегрева (выключение табло ПЕРЕГРЕВ) при контроле исправности системы сигнализации перегрева или при ее ложном
срабатывании в полете;
красные табло ПРЕДЕЛ п сигнализации выключения двигателей блоками предельных
регуляторов (БПР) совместно с сигнализатором предельных оборотов (СПО);
красные табло ПРЕДЕЛ Т сигнализации повышения температуры газов за турбиной
низкого давления выше максимально допустимого значения;
красное табло Р МАСЛА сигнализации падения давления масла в двигателях до
(1,6 ± 0,3) кгс/см 2 [(1600 + 300) гПа];
красные табло ПЕРЕГРЕВ сигнализации перегрева внутренних полостей двигателей;
желтое табло Т° МАСЛА СТРУЖКА сигнализации перегрева масла или появления
стружки в масле на выходе из подшипников двигателей, а также появления стружки в
масле двигателей;
желтые табло ПОВЫШ. ВИБРАЦИЯ сигнализации появления вибрации на двигателях выше допустимой;
желтые табло ОТКАЗ БПР сигнализации отказа блоков предельных регуляторов;
желтые табло АВТОМАТ ОГРАНИЧ. БПР сигнализации работы БПР в режиме огра
ничения частоты вращения компрессоров высокого давления, свободных турбин или
температуры газов;
*
желтые табло РУЧНОЕ ОГРАНИЧ. сигнализации отсутствия электропитания БПР;
142
142
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
зеленые табло МАЛЫЙ ГАЗ сигнализации установки рычагов раздельного управления в
положение малого газа. На правой панели приборной доски летчиков установлены:
двухстрелочный измеритель частоты вращения несущего винта и свободной турбины.
Стрелка № 1 показывает частоту вращения несущего винта, стрелка № 2 — свободной
турбины правого двигателя;
выключатель ТА-12 для включения тахометрической аппаратуры;
кнопка КОНТРОЛЬ ТА для контроля исправности тахометрической аппаратуры.
На приборной доске бортового техника установлены:
двухстрелочный измеритель частоты вращения компрессоров низкого давления.
Стрелка № 1 показывает частоту вращения КНД левого двигателя, стрелка № 2 — КНД
правого двигателя;
указатели вибрации двигателей;
индикаторы давления топлива двигателей;
индикаторы давления масла двигателей;
индикаторы температуры масла двигателей;
индикаторы уровня масла двигателей;
галетный переключатель для проверки исправности аппаратуры и изменения вибра ции ИВ-300 с положениями СТ, КВД, КНД (ИВ-79 — с положениями КНД +СТ ПЕРЕДН., КВД, КНД + СТ ЗАДН., АВТОМАТ);
выключатель ТА для включения тахометрической аппаратуры;
кнопка КОНТРОЛЬ для контроля исправности тахометрической аппаратуры;
кнопка СНЯТИЕ СИГНАЛОВ ПОМПАЖА для выключения табло ПОМПАЖ;
кнопка СНЯТИЕ СИГНАЛОВ РУЧ. ОГРАНИЧ. для выключения табло РУЧНОЕ
ОГРАНИЧ. после включения питания БПР;
красные табло ПРЕДЕЛ п сигнализации выключения двигателей блоками предельных
регуляторов (БПР) совместно с сигнализатором предельных оборотов (СПО);
красные табло ПРЕДЕЛ Т сигнализации повышения температуры газов за турбиной
низкого давления выше максимально допустимого значения;
красное табло Р МАСЛА сигнализации падения давления масла в двигателях до
(1,6 + 0,3) кгс/см2 [(1600 ± 300) гПа];
красные табло УРОВЕНЬ МАСЛА (МАКСИМ. УРОВЕНЬ МАСЛА) сигнализации наличия масла в баках (16 ± 0,6) л и более;
желтые табло Т ° МАСЛА СТРУЖКА ТК сигнализации перегрева масла или появления стружки в масле на выходе из подшипников КВД или КНД;
желтое табло Т ° МАСЛА СТРУЖКА СТ сигнализации перегрева масла или появления
стружки в масле на выходе из подшипников СТ;
желтые табло ОТКАЗ БПР сигнализации отказа блоков предельных регуляторов;
желтые табло СПО ОТКЛ. сигнализации отключенного положения сигнализатора
предельных оборотов (СПО-5Р-С);
желтые табло ДОЛЕЙ МАСЛО (МИНИМ. УРОВЕНЬ МАСЛА) сигнализации наличия масла в масляных баках (4 ± 0,6) л и менее;
желтые табло ФИЛЬТР МАСЛА сигнализации засорения масляных фильтров;
желтые табло ФИЛЬТР ТОПЛИВА сигнализации засорения топливных фильтров;
желтые табло СТРУЖКА сигнализации появления стружки в масле двигателей;
красные табло ПЕРЕГРЕВ сигнализации перегрева внутренних полостей двигателей;
желтые табло ПОМПАЖ сигнализации возникновения помпажа на двигателях;
зеленые табло КПВ КНД сигнализации открытия клапанов перепуска воздуха компрессоров низкого давления;
зеленые табло КПВ КВД сигнализации открытия клапанов перепуска воздуха компрессоров высокого давления;
желтые табло ВИБРАЦ. сигнализации появления вибрации на двигателях выше допустимой. На левом боковом пульте бортового техника установлены:
выключатели КОНТРОЛЬ ПРОТИВОПОМПАЖНЫХ КЛАПАНОВ для контроля исправности противопожарного устройства при наземной проверке;
выключатели ПЗУ Л ЕВ., ПРАВ, для включения пылезащитных устройств двигателей;
желтые табло ВКЛ. сигнализации включения ПЗУ двигателей.
8.2.9, Для управления ПЗУ и контроля за его работой на левом боковом пульте бортового техника
установлены два выключателя для включения ПЗУ двигателей. После включения ПЗУ открываются заслонки отбора воздуха от четвертой ступени компрессора соответствующего
двигателя. Время открытия и закрытия заслонок 23—38 с. При открытом положении воздушных заслонок загораются желтые табло ВКЛ.
Выключатели ПЗУ сблокированы с системой запуска двигателя. При включенном ПЗУ
запуск двигателя невозможен.
143
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
143
8.2.10. Двигатель разрешается эксплуатировать на топливах ТС-1, Т-1, Т-2, РТ и их смесях в лю
бых пропорциях, на масле ИПМ-10 или резервных маслах ВНИИ НП 50-1-4Ф, ВНИИ НП
50-1-4У.
8.2.11. Подготовка к запуску, запуск, прогрев двигателей, а также действия членов экипажа при
этом изложены в разделе 2 РЛЭ.
8.2.12. Разрешается производить три запуска подряд каждого двигателя с перерывами между мо
ментом прекращения вращения ротора ВД (по указателю) и началом следующего запуска
не менее 30 с. При необходимости разрешается произвести последующий запуск с момента
прекращения вращения ротора ВД, но таких запусков должно быть не более 30 за ресурс.
Второй цикл из трех запусков разрешается производить не ранее чем через 15 мин после
предыдущего цикла.
8.2.13. Перед запуском двигателей необходимо:
проверить исправность системы контроля крутящего момента, для чего при подключенном источнике переменного тока нажать на кнопку КОНТРОЛЬ Мкр. ЛЕВ. ДВИГ.
(ПРАВ. ДВИГ.) и убедиться в отклонении стрелок индикатора ИКМ на значение 90 %.
После отпускания кнопки стрелки должны возвратиться в нулевое положение;
проверить исправность системы сигнализации перегрева внутренних полостей двигателей, для чего установить переключатель КОНТРОЛЬ в положение 1 КАНАЛ и убедиться в загорании табло ПЕРЕГРЕВ на приборных досках летчиков и бортового техника.
Установить переключатель КОНТРОЛЬ в нейтральное положение, нажать на кнопку
СНЯТИЕ СИГНАЛА и убедиться в погасании табло ПЕРЕГРЕВ. Установить переключатель КОНТРОЛЬ в положение 2 КАНАЛ и повторить проверку;
проверить исправность виброаппаратуры, для чего:
а) на вертолетах, оборудованных ИВ-300, установить галетный переключатель в положение
СТ и нажать на кнопку КОНТРОЛЬ ИВ; убедиться в отклонении стрелок указателей
виброскорости на значения 70—100 мм/с и загорании желтых табло ПОВЫШ. ВИБРАЦИЯ на приборной доске летчиков и ВИБРАЦ. на приборной доске бортового техника.
После отпускания кнопки табло должны погаснуть, а стрелки указателей возвратиться в
нулевое положение. Повторить проверку при установке переключателя в положение
КВД и КНД. После проверки установить галетный переключатель в положение СТ;
б) на вертолетах, оборудованных ИВ-79, установить галетный переключатель в положение СТ + КНД ПЕРЕДН. и нажать на кнопку КОНТРОЛЬ ИВ; убедиться в отклонении стрелок указателей виброскорости на значения 70—100 мм/с и загорании желтых
табло ПОВЫШ, ВИБРАЦИЯ на приборной доске летчиков и ВИБРАЦ. на приборной доске борттехника. После отпускания кнопки табло должны погаснуть, а стрелки
указателей возвратиться в нулевое положение. Повторить проверку при установке переключателя в положение КВД и СТ + КНД ЗАДН. После проверки галетный переключатель установить в положение АВТОМАТ.
Примечания: 1. На указателях значения виброскорости в процентах соответствуют фактическим численным значениям виброскоростн в мм/с.
2. Загорание желтых табло ПОВЫШ. ВИБРАЦИЯ и ВИБРАЦ. левого (правого) двигателя происходит в случаях, когда
виброскорость достигает величины 45 мм/с и более.
3. Указатели виброскорости фиксируют наличие повышенной вибрации при условиях:
на вертолетах, оборудованных ИВ-300, когда галетный переключатель находится в положении канала повышенной
вибрации;
на вертолетах, оборудованных ИВ-79, когда галетный переключатель находится в положении АВТОМАТ или в положении канала повышенной вибрации;
проверить исправность сигнализации положения рычагов раздельного управления
двигателями, для чего установить РРУД обоих двигателей в положение малого газа, при
этом должны загореться красное табло ВЗЛЕТ ЗАПРЕЩЕН и зеленое табло МАЛЫЙ
ГАЗ. Переместить рычаги раздельного управления двигателями в положение автоматического регулирования, при этом табло МАЛЫЙ ГАЗ должно погаснуть, табло ВЗЛЕТ ЗАПРЕЩЕН погаснет при установке РРУД обоих двигателей в положение АР.
8.2.14. После запуска двигателей необходимо:
проверить исправность тахометрической аппаратуры, для чего нажать на кнопку
КОНТРОЛЬ ТА (летчикам и борттехнику) и убедиться, что стрелки измерителей установились на 0. После отпускания кнопки стрелки должны возвратиться в первоначальное
положение;
проверить исправность аппаратуры измерения температуры газов, для чего нажать на
кнопку КОНТРОЛЬ Т ° ГАЗОВ левого (правого) двигателя, при этом стрелка указателя
должна показать значение температуры газов 0—150 "С. После отпускания кнопки стрелка должна возвратиться в первоначальное положение.
8.2.15. Холодная прокрутка двигателя производится для:
проверки работы воздушного стартера;
144
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми~26
8.2.16,
8.2.17
8.2.18
8.2.19
8.2.20
8.2.21
заполнения маслосистемы после установки двигателя или замены масла; продувки
газовоздушного тракта двигателя после неудавшегося запуска; охлаждение двигателя,
если температура газов превышает 150 °С перед повторным запуском или после его
останова.
Выполнение холодной прокрутки аналогично выполнению запуска, но без подачи топлива
в двигатель, при этом переключатель ЗАПУСК-ХОЛОД. ПРОКРУТ.—ЛОЖН. ЗАПУСК
устанавливается в положение ХОЛОД. ПРОКРУТ. и не открывается стоп-кран.
Ложный запуск производится для расконсервации и консервации топливной системы двигателя, проверки герметичности трубопроводов топливной системы двигателя или проверки
подачи топлива в камеру сгорания. Выполнение ложного запуска аналогично выполнению
запуска, но без включения системы зажигания, при этом переключатель устанавливается в
положение ЛОЖН. ЗАПУСК. Если производился ложный запуск, то перед запуском двигателя необходимо произвести холодную прокрутку.
Для проверки работоспособности двигателей и их систем устанавливаются следующие
виды опробования двигателей:
поочередное опробование двигателей с выходом на максимальный взлетный режим,
при этом вертолет должен быть загружен до массы не менее 56 000 кг;
совместное опробование двигателей с выходом на режим, при котором исключается
отрыв вертолета от земли.
Полное опробование двигателей, которое включает в себя поочередное и совместное опробование, производится:
после установки двигателя на вертолет;
при выполнении регламентных работ;
после замены регулятора частоты вращения свободной турбины, топливного регулятора или блока топливных насосов;
для выявления и устранения неисправностей двигателей.
В том случае, когда полное опробование двигателей на земле с выходом на максимальный взлетный режим невозможно, проверку максимального взлетного режима выполнять в
полете (подразд. 3.17).
В начале летного дня (ночи) производится совместное опробование двигателей.
Параметры работы двигателей указаны в таблицах 8.1 и 8.2.
Таблица 8.1
Параметр
Режим
«Малый газ»
Температура масла, °С
Давление масла, кгс/см2
Давление топлива, кгс/см2
Суммарная наработка за ресурс, %
•Крейсерский»
«Номинальный-
От -40 до ПО
«Взлетный»
«Максимальный
взлетный»
3
1
5-110
2-4,5
Не более 70
Неограничена
25
Время работы на максимальном взлетном режиме входит в суммарную наработку на
взлетном режиме.
На установившихся режимах допускается колебание параметров по прибору не более:
±10 °С; +0,5 %\ ±0,25
температуры газов
2
2
частоты вращения КВД кгс/см ; ±3 кгс/см .
Режимы работы двигателей, при которых срабатывают
давления масла
КПВ,
являются проходными из-за повышенных колебаний
давления топлива
параметров двигателей.
В горизонтальном установившемся полете допускаются срабатывания КПВ КПД. На
отдельных режимах полета при уменьшении общего шага с установившегося значения
ИКМ 5—12 % возможна работа силовой установки с периодическим срабатыванием КПВ
КВД, сопровождающаяся изменением ИКМ от 0 до 20 %, пт = ±(2—4) %, Ггаз — ±60 °С и
рысканием вертолета по курсу ±4°.
В целях исключения длительного режима моторного планирования при периодическом
срабатывании КПВ КВД необходимо изменить режим работы двигателей увеличением общего шага на 2—3°.
При тактической необходимости разрешается выполнение режима моторного планирования при работе КПВ КВД в течение 30 с.
145
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
145
Частота вращения ротора СТ, при которой БПР выдает команду на ее ограничение, составляет 96,5—99,7 %, а на выключение двигателя — 106,7—109,9 %.
Максимально допустимая температура газов за турбиной низкого давления, ограничиваемая БПР:
на малом газе — (600±12) "С;
на максимальном взлетном режиме — указана в формуляре двигателя с допуском ±12 °С.
Предельная температура газов за ТНД, при которой срабатывает электронная система
ограничения режимов работы двигателей, выше максимально допустимой, указанной в
формуляре двигателя, на 35—65 °С.
.2.22. Режимы работы двигателей определяются величиной крутящих моментов и температуры
газов за турбиной низкого давления, указанных в табл. 8.2. На земле и в полете режимы работы двигателей устанавливать по параметру (Мкр или Г°тнд), по тому из них, который первым достиг максимально допустимого значения для данного режима.
Таблица 8.2
Режим
«Максимальный
взлетный»
«Взлетный»
«Номинальный*
«Крейсерский»
Температура газов за ТНД,
"С
77,5-88,4
695-720
Показания ИКМ, %
65,0-77,5
52,5-65,0
40,0-52,5
665-695
615-665
Ниже 615
8.2.23. Установку режимов работы двигателей по табло режимов, расположенных на левой панели
приборной доски летчиков, временно не производить.
8.2.24. При отказе одного двигателя второй двигатель автоматически выходит на повышенный ре
жим работы. В этом случае при необходимости разрешается устанавливать максимальный
взлетный режим работающему двигателю с крутящим моментом до 88 % в течение 30 мин,
не допуская превышения максимально допустимой температуры газов за ТНД. На посадке
с подрывом, при одном работающем двигателе, допускается увеличение крутящего момен
та до 104 % в течение 3 с. За ресурс редуктора допускается до трех раз увеличение крутяще
го момента более 88 % от левого или правого двигателей. После трехразовой работы
главного редуктора с крутящим моментом более 88 % со стороны одного двигателя или од
норазовой работы с крутящим моментом более 104 % редуктор подлежит замене.
8.2.25. Для останова двигателя в полете необходимо перевести его рычаг раздельного управления в
положение малого газа, убедиться в увеличении режима работы другого двигателя и воз
можности выполнения горизонтального полета. Через 1 мин работы на режиме малого газа
закрыть кран останова выключаемого двигателя, выключатель БПР установить в положе
ние ВЫКЛЮЧЕНО.
8.2.26. Запуск от работающего двигателя в полете разрешается производить до высоты 4000 м при
авторотации ротора БД с установившейся частотой вращения не более 14 %.
Порядок запуска в полете такой же, как и на земле. При использовании работающего двигателя в качестве источника сжатого воздуха ему необходимо установить такой режим работы, на котором давление воздуха в магистрали запуска будет не более 5 кгс/см^. В случае
авторотации двигателя более 15 мин после запуска его необходимо прогреть на режиме малого газа в течение не менее 1 мин.
При этом перемешать рычаг раздельного управления необходимо плавно для обеспечения
безударного включения муфты свободного хода. В одном полете производить не более трех
запусков каждого двигателя.
8.2.27. Максимальная взлетная мощность соответствует показаниям ИКМ 88 % при частоте вра
щения несущего винта 88 %.
8.2.28. При отказе БПР на скорости полета более 70 км/ч и работе двигателей на режиме выше 0,7
номинального (МКр> 46 %) происходит автоматическое снижение режима работы двигателя
с отказавшим БПР до 0,7 номинального, загорание табло ОТКАЗ БПР и выход другого
двигателя на повышенный режим.
В этом случае летчику необходимо:
на безопасной высоте установить режим горизонтального полета; для снятия
блокировки перемещением рычага раздельного управления в промежуточное положение
установить режим работы двигателя с отказавшим БПР ниже 0,7 номинального и
выключить отказавший БПР, при этом должно загореться табло РУЧНОЕ
ОГРАНИЧ.;
146
146
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
плавно установить рычаг раздельного управления во взлетное положение.
На режиме работы двигателей ниже 0,7 номинального или на скорости полета 70 км/ч и
менее при отказе БПР происходит только загорание табло ОТКАЗ БПР. В этом случае необходимо выключить отказавший БПР.
В обоих случаях прекратить выполнение задания, усилить контроль за температурой газов и частотой вращения роторов СТ и ВД, произвести посадку на своем или запасном
аэродроме, не допуская резких движений рычагом общего шага и резких эволюции вертолета.
.2.29. При возникновении помпажа двигателя появляется характерный звук (хлопки), возрастает
температура газов, загорается табло ПОМПАЖ, а на скорости более 70 км/ч и работе двигателей на режиме выше 0,7 номинального (Л/кр > 46 %) происходит автоматическое снижение режима работы двигателя до 0,7 номинального и выход другого двигателя на
повышенный режим работы. При этом загорается табло КПВ КНД.
При снижении режима работы двигателя до 0,7 номинального и прекращения помпажа
летчику необходимо:
на безопасной высоте установить режим горизонтального полета;
для снятия блокировки перемещением рычага раздельного управления в промежуточное положение установить режим работы двигателя, на котором возник помпаж, несколько ниже 0,7 номинального и дать команду бортовому технику на снятие сигнала
помпажа;
после доклада бортового техника о погасании табло ПОМПАЖ и КПВ КНД установить необходимый режим полета и продолжить выполнение задания.
При возникновении помпажа двигателя на висении, взлете и предпосадочном снижении необходимо выполнить посадку, после чего выключить двигатель, на котором возник
помпаж.
Если помпаж не прекращается или если он возник на режиме ниже 0,7 номинального,
необходимо перевести рычаг раздельного управления на малый газ и выключить двигатель.
.2.30. Причины и физическая сущность ограничений по двигателю следующие:
максимально-допустимая частота вращения роторов ВД, НД и СТ обусловлена условиями прочности роторов. При превышении допустимой частоты вращения возможна
остаточная деформация (вытяжка) лопаток и дисков ротора вследствие воздействия на
них чрезмерных центробежных сил. В процессе эксплуатации это может привести к задеванию лопаток о корпус и разрушению ротора;
максимально-допустимая температура газов двигателя ограничивается условиями
обеспечения прочности лопаток турбины двигателя. Превышение допустимой температуры газов приводит к перегреву и нарушению структуры материала лопаток, что снижает
их прочностные характеристики;
максимально-допустимая величина виброскорости ограничена условиями прочности
опор и роторов двигателя;
предельная величина крутящих моментов ограничена из условий прочности главного
редуктора;
допустимая разнорежимность двигателей ограничивается необходимостью равномерной нагрузки на главный редуктор;
минимально-допустимая температура масла перед запуском, выводом на полетный
малый газ, опробовании двигателей и в полете ограничивается тем, что при меньшей температуре повышается вязкость масла, уменьшается прокачка его через трущиеся детали
двигателя. Это ухудшает условия работы подшипников и может привести к заклиниванию двигателя;
максимально-допустимая температура масла ограничивается тем, что при более высо
кой температуре ухудшаются условия смазки, что приводит к перегреву опор двигателя;
минимально-допустимое давление масла на входе в двигатель ограничивается тем, что
при меньшем давлении может наступить масляное голодание и, как следствие, перегрев и
разрушение подшипников опор;
в связи с ограничением наработки и времени непрерывной работы на взлетном и максимальном взлетном режимах их использование при выполнении учебных полетов при
одном задросселированном двигателе не рекомендуется;
время непрерывной работы на взлетном и максимальном взлетном режимах ограничено условиями обеспечения прочности дисков и лопаток турбины и компрессора двигателя от воздействия высокой частоты вращения и повышенной температуры газов.
147
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
147
8.3. ВСПОМОГАТЕЛЬНЫЙ ГАЗОТУРБИННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТА-8В
.3.1. Двигатель ТА-8В предназначен:
для воздушного запуска двигателя Д-136 на земле и в полете на высотах до 3000 м
(ТА-8В серия 2 до 5000 м) ограничение по Д-136 (4000 м);
для питания сжатым воздухом системы кондиционирования на земле и в полете на
высотах до 3000 м (5000 м);
для питания бортовой сети вертолета электроэнергией переменного и постоянного
тока через ВУ на земле и в полете на высотах до 3000 м (5000 м);
для вентиляции грузовой кабины вертолета при погрузке и выгрузке самоходной техники с работающими двигателями.
.3.2. Органы контроля работы и управления двигателем расположены на приборной доске и пульте № 1 бортового техника (рис. 8.1).
На приборной доске бортового техника установлены:
указатель температуры выходящих газов;
измеритель частоты вращения ротора двигателя;
индикатор температуры масла на входе в двигатель;
индикатор давления в магистрали отбора воздуха;
желтое табло Т ° ГАЗОВ; загорается при температуре выходящих газов (745 ± 25) °С;
желтое табло п; загорается при частоте вращения двигателя Ю5^|;
желтое табло ТСА; загорается при неисправности тахометрической аппаратуры;
зеленое табло ГОТОВ К ЗАПУСКУ; загорается при условии, что заслонка отбора воздуха находится в закрытом положении, створки воздухозаборника или заслонка в грузовой кабине открыты, топливный кран открыт и включен топливный насос;
зеленое табло и; загорается при выходе двигателя на обороты 90 % (на 44-й сек. при
частоте вращения >90 %);
красное табло Р МАСЛА; загорается при падении давления масла на работающем двигателе до (1 ± 0,2) кгс/см2;
переключатель ЖАЛЮЗИ; имеет положение ОТКР. и ЗАКР. Перед запуском двигателя переключатель устанавливается в положение ОТКР;
выключатель ТОПЛИВНЫЙ НАСОС; устанавливается в верхнее положение перед запуском двигателя, при этом одновременно включается топливный насос и открывается
топливный кран в магистрали подвода топлива к двигателю;
Рис. 8.1. Схема расположения органов управления ВСУ
148
148
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
переключатель ЗАПУСК—ПРОКРУТКА; в положение ЗАПУСК устанавливается при
запуске двигателя и при ложном запуске, в положение ПРОКРУТКА — при холодной
прокрутке двигателя;
выключатель ОТБОР ВОЗДУХА; устанавливается в верхнее положение при отборе
воздуха на запуск двигателя Д-136 или в систему кондиционирования;
кнопки ЗАПУСК и ОСТАНОВ — для запуска и останова двигателя соответственно.
На пульте № 1 бортового техника установлены;
переключатель ВСУ — АЭРОДР. ПИТАНИЕ; устанавливается в положение ВСУ для
включения генератора ВСУ;
желтое табло ГЕНЕРАТ. ВКЛ.; загорается при включении генератора ВСУ.
8.3.3. Двигатель ТА-8В может быть запущен:
от аэродромного источника переменного тока через бортовые выпрямительные
устройства параллельно с бортовыми аккумуляторными батареями;
от аэродромного источника постоянного тока (на вертолетах с установленным
ШРАП-500К);
от бортовых аккумуляторных батарей.
8.3.4. Запуск двигателя производит бортовой техник. Запуск и управление двигателем дистанцион
ное с пульта, находящегося на рабочем месте бортового техника.
8.3.5. Для запуска двигателя необходимо:
убедиться, что выключатель ОТБОР ВОЗДУХА находится в выключенном положении;
установить переключатель ЖАЛЮЗИ в положение ОТКР. или открыть вентиляционную заслонку воздухозаборного устройства в грузовой кабине. На пыльных аэродромах
(площадках) переключатель ЖАЛЮЗИ установить в положение ЗАКР. и открыть заслонку воздухозаборного устройства в грузовой кабине;
установить выключатели кранов баков № 9 и 10 и кольцевания в верхнее положение,
при этом должны загореться желтые табло КРАН ОТКР, и погаснуть два желтых табло
КРАН ЗАКРЫТ;
установить выключатель ТОПЛИВНЫЙ НАСОС в верхнее положение. Через 2—3 с
должно загореться зеленое табло ГОТОВ К ЗАПУСКУ;
переключатель ЗАПУСК—ПРОКРУТКА установить в положение ЗАПУСК;
нажать на 1—2 с кнопку ЗАПУСК и включить секундомер.
8.3.6. В процессе запуска контролировать:
температуру газов за турбиной. Допускается кратковременный (не более 5 с) заброс
температуры газов до 640 DC с последующим уменьшением до 575 °С и ниже, которая
удерживается на режиме холостого хода;
время выхода двигателя на режим холостого хода, которое должно быть в пределах
14—44 (25—44) с при запуске на высоте уровня моря и не более 60 с при запуске на высоте
3000 (5000) м над уровнем моря;
нарушение частоты вращения ротора двигателя по указателю. В процессе запуска допускается кратковременный заброс частоты вращения до 104 %, с последующим восстановлением равновесной частоты вращения lOl^J^ в течение 5 с. Указанная частота вращения
соответствует режиму холостого хода;
загорание зеленого табло п при достижении частоты вращения 90 %, на 44-й секунде
при частоте вращения >90 %, при этом гаснет табло ГОТОВ К ЗАПУСКУ. Если двигатель
за 32 с не выходит на режим 45%, то происходит отключение стартера-генератора, а через
4 с происходит отработка полного цикла автоматикой запуска.
8.3.7. Двигатель останавливается автоматически:
при достижении температуры газов (745 ± 25) "С, при этом загорается желтое табло Т °
ГАЗОВ. Повторный запуск двигателя после автоматического отключения по превышению температуры газов запрещается;
при достижении частоты вращения 105 *|J, при этом загорается желтое табло и, повторный запуск в этом случае можно производить после нажатия на кнопку ОСТАНОВ;
при падении давления масла до значения (1 ± 0,2) кгс/см2, при этом загорается красное табло Я МАСЛА. Повторный запуск возможен после нажатия на кнопку ОСТАНОВ;
сработала система пожаротушения в отсеке.
8.3.8. Прекратить запуск или экстренно остановить двигатель нажатием на кнопку ОСТАНОВ, если:
произошел заброс частоты вращения выше 104 %\ температура газов при запуске
возросла до 640 °С на время более 5 с; появляется помпаж при запуске, который
определяется по характерному звуку; не происходит воспламенение топлива
(температура газсв по указателю не растет); сработала система пожаротушения в
отсеке;
149
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
149
произошло зависание частоты вращения ротора с интенсивным ростом температуры
газов;
обнаружена течь топлива или масла;
отклонение частоты вращения на установившихся режимах ниже 98,5 % и выше
102%;
увеличилась температура выходящих газов более 670 "С на установившихся режимах
загрузки.
Количество холодных прокруток двигателя или попыток его запуска подряд, а также необходимое при этом время для охлаждения определяется руководством по эксплуатации
двигателя ТА-8В.
8.3.9. Запуск двигателя в зимних условиях без подогрева разрешается при температуре масла не
ниже —25 °С, если двигатель заправлен маслами ИК-8 или ИК-8П;
при температуре масла не ниже —40 °С, если двигатель заправлен маслами ИПМ-10
или ВНИИ НП-50-1-4Ф.
При более низких температурах необходимо подогреть отсек ВСУ горячим воздухом с
температурой не выше 80 °С в течение 20 мин (не менее).
Для подогрева маслосистемы на земле или в полете необходимо запустить двигатель и
проработать в течение 10 мин при температуре масла от —20 до —25 °С для масел МК-8 и
МК-8П и при температуре масла от -35 до -40 "С для масел ИПМ-10 и ВНИИ НП50-1-4Ф.
8.3.10. Включение внешней нагрузки разрешается после загорания зеленого табло я и работы дви
гателя на холостом ходу не менее 1 мин.
Для отбора воздуха на запуск двигателей или в систему кондиционирования необходимо
выключатель ОТБОР ВОЗДУХА поставить в верхнее положение и по указателю проверить
давление воздуха, которое должно быть не ниже 2,3 кгс/см2 на высоте 0 в условиях ИСА и
не ниже 1,5 кгс/см2 на высоте 3500 м в условиях ИСА.
8.3.11. Для включения генератора необходимо переключатель ВСУ, АЭРОДР. ПИТАНИЕ поста
вить в положение ВСУ, на вертолетах с генераторами 90 кВА загорается желтое табло ГЕНЕРАТ. ВКЛ., на вертолетах с генераторами 120 кВА загорается желтое табло ГЕНЕРАТ.
ВКЛ. через 2—3 с при исправности генератора. Допускается одновременное включение ге
нератора и отбора воздуха. В этом случае необходимо при отборе воздуха на запуск двигате
лей Д-136 отключить лебедку, насосную станцию и обогрев стекол, а при отборе воздуха в
систему кондиционирования — лебедку и насосную станцию.
Примечание. При одновременном отборе воздуха на запуск двигателей или систему кондиционирования и работе
генератора ВСУ величина тока по амперметру не должна превышать 45 А.
8.3.12. Для вентиляции грузовой кабины при погрузке и выгрузке самоходной техники с работаю
щими двигателями необходимо при работающей ВСУ открыть заслонку в грузовой кабине
и закрыть створки жалюзи.
1
8.3.
останова двигателя необходимо:
выключить генератор переменного тока; при этом гаснет желтое табло ГЕНЕРАТ.
Л.;
установить выключатель ОТБОР ВОЗДУХА в выключенное положение;
проработать на холостом ходу не менее 1 мин для охлаждения двигателя;
нажать на кнопку ОСТАНОВ;
замерить время выбега ротора, которое должно быть не менее 12 с с частоты вращения
20 % до 5 %.
8.3.14. После полной остановки двигателя установить выключатель ТОПЛИВНЫЙ НАСОС в вы
ключенное положение и установить переключатель ЖАЛЮЗИ в положение ЗАКР.
8.3.15. Холодную прокрутку двигателя производить после неудавшегося запуска, после ложного
запуска, а также в случае догорания топлива после останова двигателя, которое определяет
ся визуально по дымлению из выхлопной трубы.
Выполнение холодной прокрутки аналогично выполнению запуска, при этом переключатель ЗАПУСК—ПРОКРУТКА устанавливается в положение ПРОКРУТКА. Цикл холодной прокрутки с момента нажатия на кнопку ЗАПУСК длится 32 с, при этом топливо в
камеру сгорания не подается и не включается зажигание^ Частота вращения ротора двигателя по измерителю при холодной прокрутке должна быть не менее 20 %.
150
150
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8,4. ТРАНСМИССИЯ
8.4.1. Трансмиссия вертолета предназначена для изменения частоты вращения и передачи крутя
щего момента от двух газотурбинных двигателей к несущему и рулевому винтам, вентилято
ру и вспомогательным агрегатам, установленным на главном редукторе.
Трансмиссия состоит из главного редуктора, тормоза несущего винта, хвостового вала,
промежуточного редуктора и хвостового редуктора.
8.4.2. Главный редуктор предназначен для передачи мощности от двигателей к несущему и рулево
му винтам, вентилятору, генераторам переменного тока, гидронасосам и воздушному комп
рессору. Передаточное число от двигателя к несущему винту 1:62,53. С валами двигателей
главный редуктор соединяется через муфты свободного хода, предназначенные для автома
тического отключения двигателей от трансмиссии при выполнении посадки на режиме са
мовращения несущего винта или при отказе одного из двигателей в полете.
Система смазки главного редуктора принудительная.
Применяемое масло Б-ЗВ ТУ38-101296-75 заправляется в количестве 250 л, из которых
180 л находится в маслоотстойнике, а 70 л — в системе смазки. Заправка контролируется по
масломерному стеклу. Для охлаждения масла на вертолете установлены четыре воздушномасляных теплообменника.
8.4.3. Хвостовой вал трансмиссии предназначен для передачи крутящего момента от главного ре
дуктора к рулевому винту. Вал состоит из горизонтальной и наклонной частей.
8.4.4. Тормоз несущего винта предназначен для ускоренного останова несущего винта после вы
ключения двигателей, а также для торможения трансмиссии во время стоянки вертолета.
Управление тормозом сблокировано с системой запуска двигателей. Запуск двигателей
возможен только при расторможенном несущем винте, когда ручка управления тормозом
находится в крайнем нижнем положении.
8.4.5. Промежуточный редуктор предназначен для передачи крутящего момента от главного редук
тора к рулевому винту и изменения направления оси хвостового вала на 44°. Передаточное
число промежуточного редуктора равно 1. Система смазки принудительная. Применяемое
масло Б-ЗВ заливается в количестве 11,5 л и контролируется по масломерному стеклу. Для
охлаждения масла на вертолете установлен воздушно-масляный теплообменник.
8.4.6. Хвостовой редуктор предназначен для установки и вращения рулевого винта, имеет переда
точное отношение 1:4,848. Система смазки принудительная. Применяемое масло Б-ЗВ зали
вается в количестве 23,5 л и контролируется по масломерному стеклу.
Для охлаждения масла на вертолете установлен теплообменник.
Для смазки шлицевых муфт хвостового вала применяется гипоидное масло (ГОСТ 4003-53).
8.4.7. Приборы контроля и сигнализации за работой редукторов и хвостового вала установлены на
приборных досках летчиков и пульте № 2 бортового техника.
На средней панели приборной доски летчиков установлено красное табло ГЛ. РЕД. Р
МАСЛА, загорается при давлении масла в главном редукторе (1,7 ± 0,3) кгс/см2.
На приборной доске бортового техника установлены:
нажимной переключатель ВЕНТИЛЯТ. с положениями ОТКР. и ЗАКР. для открывания и закрывания лопаток вентилятора в пределах 30—90°.
индикатор положения лопаток вентилятора;
индикаторы давления масла в главном, промежуточном и хвостовом редукторах;
индикатор температуры масла в главном, промежуточном и хвостовом редукторах;
красное табло Р МАСЛА. Соответствующее табло загорается при давлении масла в
главном, промежуточном или хвостовом редукторе (1,7 ± 0,3) кгс/см2;
желтое табло СТРУЖКА сигнализации появления стружки в масле главного редуктора;
желтое табло СТРУЖКА сигнализации появления стружки в масле промежуточного и хвостового редукторов (на вертолетах с установленными в редукторах сигнализаторами стружки);
желтое табло ВЕНТИЛЯТ. ЗАКРЫТ сигнализации полного закрытия лопаток вентилятора при возникновении пожара в отсеке главного редуктора и при проверке исправности системы пожаротушения.
На вертолетах, оборудованных системой контроля температуры подшипников, на пульте
№ 2 бортового техника расположен пульт КТП, на котором установлены:
выключатель КТП для включения питания системы;
светосигнальное табло красного цвета ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПН., загорается при превышении температуры в любом из семи подшипников опор хвостовой трансмиссии;
кнопка СБРОС СИГН. сброса информации табло;
индикаторы ПАМЯТЬ превышения температуры в любом из подшипников опор с сохранением индикации до выключения питания постоянным током;
индикаторы ТЕКУЩЕЕ, соответствующие номеру подшипника опоры и сохраняющие индикацию на время превышения температуры;
галетный переключатель схемы встроенного контртя с положениями РАБОТА и
КОНТРОЛЬ!, 2, 3,4, 5,6,7;
151
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
151
индикаторы -115 и = 27 наличия питания переменным и постоянным токами. .4.8.
В табл. 8.3. указаны температуры и давление масла на разных режимах работы двигателей.
Таблица 8.3
Режим
Параметр
Другие режимы
«Малый газ»
Давление масла, кгс/см2
Главный редуктор
Промежуточный и хвостовой редукторы Главный
редуктор Промежуточный и
хвостовой редукторы
Не менее 2
Не менее 2
От -40 до +90
От -40 до +90
4 ± 0,5 (кратковременно в полете
со скольжением до 2,5) 5± 1
10—90 (рекомендуемая 30—70)
10-90
Температура масла, °С
Примечания: I. При отрицательной температуре масла во время запуска двигателя допускается заброс давления
масла в редукторах до 8 кгс/см2. При температуре масла
на входе в главный редуктор от —15 до 40 °С на режимах выше малого газа допускается давление масла до 6 кгс/см2.
2. Допускается колебание давления масла в главном редукторе по прибору ±0,3 кгс/см2 в пределах допустимого давления на всех установившихся режимах.
8.4.9. При частоте вращения свободной турбины 88 % частота вращения несущего винта состав
ляет 132 об/мин.
8.4.10. Суммарная наработка главного редуктора от установленного ресурса.
При работе от двух двигателей:
на максимальном взлетном режиме (Л/кр > 77,5 %), мин . . . 12 (из них непрерывно
не более 3 мин);
на взлетном режиме (Л/кр = 65,0 - 77,5 %), % ......................... 3 ] включая наработна номинальном режиме (Мкр = 52,5 — 65,0 %), % ................... 25
ку от одного двина прочих режимах ............................................ остальное время
гателя.
При работе от одного двигателя:
на максимальном взлетном режиме (Мкр > 77,5 %, в качестве
чрезвычайного режима) при отказе одного двигателя, включая
работу на МБР от двух двигателей, мин ........................................ 30;
на взлетном режиме (Мкр = 65,0 — 77,5 %), % ........................... 3;
на номинальном режиме (Л/кр = 52,5 — 65,0 %), % ................ 5;
на прочих режимах, % .................................................................. 5.
Примечания: 1. Общее время наработки главного редуктора на одном двигателе не должно превышать 10 % установленного ресурса (по 5 % в сумме на всех режимах от каждого двигателя).
2. В расчет ресурса включается время наработки редуктора в полете и 20 % от времени, наработанного на земле.
8.4.11. При подготовке к полету необходимо:
по масломерным стеклам проверить заправку масла в редукторах;
убедиться в исправности сигнализаторов давления масла в редукторах. При отсутствии
давления масла красное табло главного, промежуточного и хвостового редукторов Р
МАСЛА должны гореть;
по соответствию температуры наружного воздуха и показаниям температуры масла в главном,
промежуточном и хвостовом редукторах убедиться в исправности датчиков температуры масла;
проверить исправность механизма открывания и закрывания лопаток направляющего
аппарата вентилятора. Положение лопаток контролировать по показаниям прибора;
на вертолетах с установленной системой контроля температуры подшипников выключатель КТП установить во включенное положение;
по загоранию индикаторов с надписями ~115 и =27 убедиться в наличии питания КТП
переменным и постоянным токами;
встроенным контролем проверить исправность КТП, для чего галетный переключатель КОНТРОЛЬ—РАБОТА установить в положение КОНТРОЛЬ 1. При этом загораются красное табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИП. и индикаторы ТЕКУЩЕЕ 1 и ПАМЯТЬ.
Нажать на кнопку СБРОС СИГН, убедиться в погасании табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИПН.
Повторить проверку, установив галетный переключатель последовательно в положения
КОНТРОЛЬ 2, 3, 4, 5, 6, 7.
Установить галетный переключатель в положение РАБОТА, при этом гаснет индикатор ТЕКУЩЕЕ 7, происходит кратковременное загорание индикаторов ТЕКУЩЕЕ 6, 5,
4, 3, 2 и 1, а после нажатия кнопки СБРОС СИГН гаснет табло ПЕРЕГРЕВ ПОДШИЛИ.
Выключатель КТП установить в выключенное положение и убедиться в погасании индикаторов 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 ПАМЯТЬ и -115 и =27;
выключатель КТП установить во включенное положение и убедиться в загорании индикаторов ~П5 и =27.
8.4.12. После запуска двигателей давление масла в редукторах должно соответствовать значению,
указанному в табл. 8.3.
8.4.13. В полете необходимо контролировать работу трансмиссии по показаниям приборов и заго
ранию сигнальных табло, регулировать температуру масла в двигателях и главном редукто
ре путем открывания и закрывания лопаток вентилятойд.
8.4.14. При отказе указателей температуры масла в редукторах усилить контроль за давлением масла.
152
152
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.5. ТОПЛИВНАЯ СИСТЕМА
8.5.1. Топливная система предназначена для обеспечения питания топливом основных двигателей
и вспомогательной силовой установки.
В состав топливной системы (рис. 8.2) входят:
десять топливных баков; два
подкачивающих насоса;
четыре перекачивающих насоса (по два насоса в каждом предрасходном баке);
два блока струйных насосов (по два насоса в каждом блоке); перекрывные
краны, поплавковые краны, трубопроводы; топливный насос для питания ВСУ.
8.5.2. По выработке и измерению топлива баки разбиты на группы и отдельные баки:
первая группа — баки № 1,6, 7;
вторая группа — баки № 2, 3, 8;
баки № 4 и 5;
расходные баки — № 9 и 10.
В перегоночном варианте предусмотрена установка в грузовой кабине четырех (двух)
дополнительных баков. Для определения фактического количества заправленного топлива в каждом дополнительном баке установлено топливоизмерительное устройство.
Фактическое количество топлива в дополнительных баках определяется с помощью
шкалы и переводной таблицы (п. 8.5.8). Шкала установлена на каждом баке и имеет 40
делений, переводная таблица с градуировкой от 0 до 5000 кг расположена на баке ниже
смотрового окна.
8.5.3. Питание топливом левого двигателя производится из баков I группы, бака № 5 и расходного
бака № 9, а питание правого двигателя — из баков И группы, бака № 4 и расходного бака
№ 10.
При выходе из строя подкачивающего насоса одного из расходных баков питание
двигателя топливом будет обеспечиваться из другого расходного бака через блок перепуска топлива, при этом через линию кольцевания обеспечивается выработка топлива
из всех баков.
При выходе из строя обоих перекачивающих насосов бака № 4 или 5 через линии перекачки и кольцевания обеспечивается питание топливом обоих двигателей и выработка топлива из всех баков.
8.5.4. Подкачивающие насосы под давлением 0,5—1,2 кгс/см2 через пожарные краны подают топ
ливо к двигателям. Перекачивающие насосы подают топливо из баков № 4 и 5 в расходные,
Струйные насосы обеспечивают перекачку топлива из I и II групп в баки № 4 и 5, они всту
пают в работу после включения перекачивающих насосов.
При отказе обоих перекачивающих насосов бака № 4 или 5 перекачивающие и
струйные насосы другого бака (№ 5 или 4) обеспечивают перекачку топлива из нижних
баков в расходные. Из дополнительных баков топливо поступает самотеком в баки
№ 6 и 8.
8.5.5. Управление и контроль за работой топливной системы производится с пульта № 3 бортового
техника, на котором установлены:
переключатель РАСХОД—ЗАПРАВКА. При питании топливом двигателей переключатель устанавливается в положение РАСХОД, при заправке — в положение ЗАПРАВКА;
два выключателя, которыми обеспечивается управление пожарными кранами двигателей.
Выключатели закрыты предохранительными колпаками при открытых пожарных кранах.
Закрытое положение пожарных кранов сигнализируется загоранием желтых табло КРАН
ЗАКРЫТ.
Приме ч анис. На вертолетах с выполненной доработкой на предохранительных колпаках нанесена надпись «Левый»,
«Правый»;
два выключателя подкачивающих насосов баков № 9 и 10. Под выключателями имеются надписи НАСОС. Включение подкачивающих насосов сигнализируется загоранием
зеленых табло Р, расположенных над выключателями;
два выключателя кранов баков № 9 и 10. В рабочем положении краны должны быть
открыты. Закрытое положение кранов сигнализируется загоранием желтых табло КРАН
ЗАКРЫТ;
153
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
153
S 6С
154
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
154
выключатель ТОПЛИВОМЕР. Включается для замера количества (в кг) топлива в
баках;
индикатор топливомера со стрелками Л и П для замера количества топлива в левом и
правом расходных баках;
индикатор топливомера со стрелками 4 и 5 для замера топлива в баках № 4 и 5;
индикатор топливомера со стрелками 1 и 2 для замера топлива в группах I и II;
выключатели кранов перекачки и кольцевания. Открытое положение кранов сигнализируется загоранием желтых табло КРАН ОТКР,;
четыре выключателя перекачивающих насосов баков № 4 и 5 1 НАСОСЫ 2. При
включении насосов загораются зеленые табло Р, расположенные рядом с выключателями;
кнопка КОНТРОЛЬ исправности индикаторов топливомера;
желтые табло ОСТАЛОСЬ 460 кг. Загораются при остатке топлива в расходных баках
по 460 кг;
зеленые табло ДОП. БАКИ, сигнализирующие о выработке топлива из дополнительных баков. Табло гаснет после выработки топлива из дополнительных баков;
переключатель КРАНЫ ДОП. БАКОВ кранов дополнительных баков в системе выработки топлива из дополнительных баков. Открытое положение кранов сигнализируется
загоранием зеленого табло КРАНЫ ОТКР.
На приборной доске летчиков расположены желтые табло ОСТАЛОСЬ 460 кг, индикатор
топливомера, который показывает суммарное количество топлива во всех группах, а также
кнопка контроля исправности индикатора топливомера.
8.5.6. Последовательность выработки топлива из баков и групп указана в табл. 8.4.
Таблица 8.4
Очередность выработки
1
Дополнительные баки
Номера баков
2
1,8
3
4
5
2, 3, 6, 7
4, 5
9, 10
Включены насосы баков
4,
4,
4,
4,
5, 9, 10
5, 9, Ю
5, 9, 10
5, 9, 10
9, 10
Примечание. После выработки из баков № 9 и 10 по 10—20 кг топлива насосы баков № 4 и 5 автоматически отключаются не позднее чем через 5 с, при этом табло Р на пульте N° 3 бортового техника должно погаснуть. При остатках в баках № 9 и 10 по 460 кг топлива загораются желтые табло ОСТАЛОСЬ 460 кг.
Указанная в таблице последовательность выработки топлива определяется минимальным
изменением центровки вертолета по мере выработки горючего и обеспечивается конструкцией топливной системы.
В процессе полета допускается неравномерная выработка топлива из нижних групп баков
(по индикаторам топливомера до 350 кг), при этом обеспечивается полная выработка из
нижних групп баков до начала выработки топлива из расходных баков.
В случае превышения допустимого значения неравномерности выработки топлива из
нижних групп баков (более 350 кг) необходимо:
выключить насосы перекачки той группы баков, в которой меньше топлива и одновременно открыть кран кольцевания;
до выравнивания объема топлива (совмещения стрелок топливомера) в баках первой и
второй групп перекачку в расходные баки производить только из той группы баков, в которой топлива больше;
после совмещения стрелок топливомера включить ранее выключенные насосы и закрыть кран кольцевания.
8.5.7. При подготовке к полету по топливной системе необходимо:
после подключения источника питания включить выключатель ТОПЛИВОМЕР и проверить заправку топлива;
нажать на кнопку КОНТРОЛЬ, при этом стрелки индикаторов топливомера должны отклониться к максимальным значениям. После отпускания кнопки стрелки индикаторов должны
возвратиться в первоначальные положения, соответствующие количеству топлива в баках;
нажать на кнопку КОНТРОЛЬ СУММЫ и убедиться, что счетчик суммарного индикатора отрабатывает на увеличение количества топлива. После отпускания кнопки счетчик должен отработать на прежнее значение количества топлива;
155
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
155
включить подкачивающие и перекачивающие насосы и убедиться в загорании зеленых
табло Р. Насосы включать только при наличии источника переменного тока. После проверки выключить насосы и убедиться в погасании зеленых табло Р;
перед запуском ВСУ включить топливный насос и убедиться в загорании желтого табло
ТСА, открыть краны баков №9 и 10, кран кольцевания и убедиться в погасании желтого табло КРАН ЗАКРЫТ и загорании желтого табло КРАН ОТКР.;
перед запуском основных двигателей переключатель РАСХОД—ЗАПРАВКА установить в
положение РАСХОД, открыть пожарные краны, включить подкачивающие и перекачивающие насосы, при заправленных дополнительных баках открыть краны этих баков;
после выключения ВСУ закрыть кран кольцевания, выключить топливный насос и убедиться в погасании желтого табло КРАН ОТКР. и желтого табло ТСА.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При выполнении полета с полностью заправленными дополнительными баками на углах тангажа вертолета более 30°30' возможно кратковременное выбивание топлива из дренажа основных баков. Для
исключения выбивания топлива борттехнику краны дополнительных баков включать после выработки топлива из основных баков в
количестве 3000+50° кгс по топливомеру, о чем своевременно докладывать командиру экипажа.
.5.8. В полете следить за выработкой топлива из групп и отдельных баков. О количестве топлива в
баках докладывать командиру экипажа. В полете на малых скоростях возможно погасание
табло ДОП.БАКИ в конце выработки топлива из дополнительных баков.
Для определения фактического количества топлива в дополнительных баках необходимо:
вынуть ручку топливоизмерительного устройства из лирки и вставить в нее переносную лампу;
через боковое окно подсветить шкалу топливоизмерительного устройства; через
верхнее окно в баке произвести счисление значений по шкале; перевести значение
шкалы в величину количества топлива по переводной таблице.
После выработки топлива из баков №4 и 5 необходимо закрыть краны баков №9 и 10.
После выработки топлива из дополнительных баков закрыть краны этих баков.
156
156
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.6. МАСЛЯНАЯ СИСТЕМА ДВИГАТЕЛЕЙ И РЕДУКТОРОВ
.6.1. Масляная система двигателей предназначена для смазки, охлаждения двигателей и выноса
частиц износа трущихся частей двигателей. Каждый двигатель имеет самостоятельную, замкнутую масляную систему, состоящую из двигательной и вертолетных частей.
В двигательную часть маслосистемы (рис. 8.3) входят:
масляный бак;
топливо-масляный агрегат (ТМА), предназначенный для охлаждения масла и одновременного подогрева топлива;
центробежный суфлер;
стружкосигнализатор;
воздухоотделитель;
сигнализатор предельного перепада давления масла на фильтре тонкой очистки;
термостружкосигнализаторы опор КНД, ТНД, ТВД и свободной турбины.
Все указанные агрегаты установлены на двигателе. В вертолетную часть
маслосистемы входят:
воздушно-масляный теплообменник;
клапан отбора проб;
термостатический клапан;
сливные краны;
датчик давления масла;
сигнализатор минимального давления;
датчик замера температуры.
.6.2. Основные технические данные масляной системы:
полная заправка .................................................................... (16 ± 0,6) л;
минимальная заправка масла ............................................... 10л;
сорт масла:
основной ................................................................................ ИМП-10;
резервный .
......................................................ВНИИ НП 50-1-4Ф,
ВНИИ НП 50-1-4У.
.6.3. Работа масляной системы осуществляется в следующей последовательности: из масляного
бака масло поступает к нагнетающей ступени маслонасоса и через фильтр тонкой очистки
на смазку турбокомпрессорной части двигателя, коробки приводов и свободной турбины.
Откачивающая ступень маслонасоса перегоняет масло в нижнюю часть коробки приводов.
Из коробки приводов масло проходит через стружкосигнализатор, воздухоотделитель, топHfu6np40.il доска летчиков
Рис. 8.3. Принципиальная схема маслосистемы двигателя:
/ — кран сливной; 2 — маслобак; 3 — уровнемер; 4 — заливная горловина с сетчатым фильтром; 5 — штуцер закрытой заправки; 6 — клапан
предохранительный; 7 —обратный клапан; S — трубопровод охлажденного масла; 9 — трубопровод из воздухоотделителя; 10 — трубопровод
суфлирования маслобака; // — сигнализатор предельного перепада давления на фильтре тонкой очистки; /2— двигатель; 13 -— сигнализатор
максимальной температуры на выходе из подшипников КВД; !4 — сигнализатор максимальной температуры на выходе из подшипников
свободной турбины; 15 --- замер температуры на входе п двигатель; 16 — стружкосигнализатор; 17 — теплообменник воздушно-масляный;
IS •- кран сливной; 19 — клапан термостатический; 20 — клапан отбора проб; 2J — теплообменник топливно-масляный с тсрмоклапаном:
22 — трубопровод выхода масла из двигателя; 23 — замер давления масла на входе в двигатель; 24 — трубопровод подвода масла в двигатель;
25 — сигнализатор минимального даштения масла
157
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
157
ливо-масляный агрегат, термостатический клапан и через теплообменник воздушно-масляный (радиатор) поступает в масляный бак.
Термостатический клапан пропускает масло через теплообменник (ТВМ) при температуре масла от 60 до 90 °С. Охлаждение ТВМ осуществляется воздухом от вентилятора.
8.6.4. Для контроля давления и температуры масла в двигателе в масляной системе установлены:
датчик давления масла; датчик температуры
масла; сигнализатор минимального давления
масла;
сигнализатор предельного перепада давления масла на фильтре тонкой очистки;
гермостружкосигнализаторы опор свободной турбины, компрессора высокого давления
и компрессора низкого давления.
8.6.5. Приборы контроля, сигнализация и их размещение в кабине экипажа указаны в подразде
ле 8.2.
8.6.6. При подготовке к полету необходимо проверить:
количество масла в маслобаках по указателю масломера;
отсутствие течи масла в соединениях; закрытие и контровку
сливных кранов и пробоотборников; чистоту теплообменников.
8.6.7. В полете регулировать температуру масла в двигателях и главном редукторе путем открытия
и закрытия лопаток вентилятора. Открытие и закрытие лопаток вентилятора производить
нажимным переключателем, а их положение контролировать по прибору на приборной до
ске бортового техника.
8.6.8. Масляная система главного редуктора состоит из внешней и внутренней частей. Система
смазки принудительная. В маслосистему входят четыре воздушно-масляных теплообменни
ка, датчик появления металлической стружки, датчик и сигнализатор давления, приемник
температуры масла, два термостатических клапана.
8.6.9. Масляные системы промежуточного и хвостового редукторов состоят из внешних и внутрен
них частей. Системы смазки — принудительные. В системы входят по одному воздуш
но-масляному теплообменнику. В системах установлены приемники температуры, датчики
и сигнализаторы давления масла. Приборы и табло контроля, их размещение в кабине эки
пажа, указания по эксплуатации редукторов в полете изложены в подразделе 8.4.
158
158
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.7. СИСТЕМА ЗАПУСКА ДВИГАТЕЛЕЙ
.7.1. Запуск двигателя производится от воздушного стартера. Автоматическое управление запуском осуществляется автоматической панелью запуска — АПД. Принципиальная схема системы воздушного запуска показана на рис. 8.4.
Топливо-воздушная смесь воспламеняется от агрегата зажигания. Воздух к стартеру для
запуска двигателя подается от работающей бортовой вспомогательной силовой установки,
наземной установки или другого запущенного двигателя, работающего на режиме не выше
0,7 номинального, при этом давление воздуха в магистрали запуска не должно превышать
5 кгс/см2.
.7.2. Очередность запуска двигателей определяется в зависимости от направления и скорости ветра, а также равномерностью выработки ресурса двигателями. Первым запускается двигатель
со стороны, противоположной направлению ветра.
.7.3. Запуск двигателей, профев и опробование силовой установки, проверку работоспособности
систем вертолета при работающих двигателях разрешается производить при обязательном
нахождении летчиков на своих рабочих местах. Запуск двигателей производит летчик. При
этом бортовой техник должен контролировать процесс запуска по показаниям приборов и
сигнальным табло.
.7.4. Органы управления запуском двигателей установлены на пульте левого летчика и описаны в
подразделе 8.2.
На левом пульте бортового техника установлены:
переключатели ОТБОР ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ с положениями ЗАКР. и ОТКР.;
переключатель КОНДИЦИОНИР.-ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ. Перед запуском двигателей переключатель необходимо установить в положение ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ, а
после запуска — в положение КОНДИЦИОНИР.;
зеленое табло ЗАСЛОНКИ ОТКРЫТЫ. Перед запуском двигателей табло не должно
гореть.
.7.5. Запуск двигателя от ВСУ изложен в разделе 2. Запуск двигателя от наземной установки производить в том же порядке, как и от ВСУ. При этом дополнительно необходимо:
установить выключатель ОТБОР ВОЗДУХА на щитке ВСУ (при неработающем ВСУ)
во включенное положение;
подсоединить шланг наземной установки к бортовому штуцеру и убедиться, что давление воздуха в магистрали запуска находится в пределах 2—5 кгс/см*;
произвести запуск двигателей;
Рис. 8.4. Принципиальная схема системы воздушного запуска:
1 — электроуправляемая заслонка ТА-8; 2 — обратный клапан; 3 — заслонка к СКВ; 4 — заслонка запорная в ПЗУ; 5— клапан воздушный стартера; 6~ воздушный стартер, 7 —датчик расхода воздуха;
8 — заслонка 3236; 9 — датчик замера давления; 10 — приемник температуры
159
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
159
отсоединить шланг наземной установки от бортового штуцера;
установить выключатель ОТБОР ВОЗДУХА в отключенное положение.
8.7.6. Запуск двигателя с отбором воздуха от работающего двигателя производить в том же поряд
ке, как и от ВСУ. При этом дополнительно необходимо:
убедиться, что выключатель ОТБОР ВОЗДУХА на щитке ВСУ находится в отключенном положении. При подготовке к запуску и в процессе запуска положение этого выключателя не менять;
установить работающему двигателю режим не выше 0,7 номинального и не ниже ПМГ
и убедиться, что давление воздуха в магистрали запуска не превышает 5 кгс/см2;
произвести запуск двигателя.
Примечание. При необходимости разрешается произвести один запуск от работающего двигател я на режиме выше
0,7 номинального, но не выше взлетного. В случае повторного запуска при повышенном режиме работающего двигателя
воздушный стартер запускавшегося двигателя подлежит замене.
8.7.7. После запуска двигателей необходимо установить переключатель КОНДИЦИОНИР.—ЗА
ПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ в положение„КОНДИЦИОНИР. и убедиться, что переключатели
ОТБОР ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ находятся в нейтральном положении.
160
160
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.8. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ВЕРТОЛЕТОМ
8.8.1. Система управления вертолетом включает в себя продольно-поперечное управление, путе
вое управление, управление общим шагом несущего винта, управление пружинными меха
низмами загрузки, раздельное управление двигателями, управление перенастройкой
частоты вращения несущего винта и остановом двигателей, управление тормозами колес и
тормозом несущего винта. Схема управления вертолетом показана на рис. 8.5.
8.8.2. Управление вертолетом в полете относительно трех осей осуществляется путем изменения
величины и направления силы тяги несущего и рулевого винтов. Оно обеспечивается про
дольно-поперечным управлением, путевым управлением, управлением общим шагом несу
щего винта и пружинными механизмами загрузки.
8.8.3. Продольно-поперечное управление обеспечивает циклическое изменение углов установки
каждой лопасти в зависимости от азимутальных положений, что вызывает изменение вели
чины и направления силы тяги несущего винта.
8.8.4. Путевое управление обеспечивает изменение шага рулевого винта, а следовательно, и его
тяги.
8.8.5. Управление общим шагом осуществляет одновременное изменение углов установки у всех
лопастей несущего винта на одну и ту же величину, что приводит к изменению величины
силы тяги несущего винта. При увеличении общего шага двигатели автоматически перехо
дят на режим большей мощности.
8.8.6. Пружинные механизмы загрузки создают усилия на ручке продольно-поперечного управ
ления, пропорциональные ее отклонениям. Усилия с ручки управления при необходимо
сти могут сниматься кнопками включения электромагнитных тормозов, расположенными
на ручках управления левого и правого летчиков.
8.8.7. Управление двигателями обеспечивает:
работу двигателей на режиме малого газа при нахождении рычагов раздельного управления в положении МАЛЫЙ ГАЗ;
включение в работу автоматики поддержания частоты вращения несущего винта, когда рычаги раздельного управления находятся в положении ВЗЛЕТНЫЙ;
поочередное опробование двигателей изменением общего шага несущего винта, при
этом его рычаг раздельного управления после запуска необходимо установить в положение ВЗЛЕТНЫЙ. Второй двигатель должен быть выключен.
8.8.8. Управление перенастройкой частоты вращения предусматривает возможность перена
стройки регуляторов оборотов двигателей для обеспечения в полете заданной частоты вра
щения несущего винта.
8.8.9. Управление остановом двигателей кинематически связано со стоп-кранами на топливных
регуляторах и обеспечивает как раздельный, так и одновременный останов двигателей с
любого режима работы.
8.8.10. Управление тормозом несущего винта производится ручкой, расположенной на полу каби
ны с правой стороны от сиденья бортового техника. Управление тормозом сблокировано с
системой запуска двигателей. Запуск двигателей возможен только при расторможенном не
сущем винте.
8.8.11. Управление тормозами колес главных ног шасси осуществляется нажатием на рычаг, рас
положенный на ручке продольно-поперечного управления левого летчика.
8.8.12. В путевом управлении вертолета установлена система подвижного упора управления, пред
назначенная для ограничения максимального значения шага рулевого винта в зависимости
от плотности наружного воздуха. Ограничение шага предохраняет рулевой винт и транс
миссию от перегрузок.
Для предотвращения резкого перемещения правой педали и, как следствие, резкого увеличения установочного угла лопастей рулевого винта в путевом управлении установлен
гидродемпфер.
8.8.13. Для контроля работы и управления системами, входящими в управление вертолетом, в ка
бине экипажа устанавливаются:
на левой и правой панелях приборной доски летчиков указатели шага винта, предназначенные для контроля изменения установочного угла лопастей несущего винта при изменении положения рычага общего шага. Крайнее нижнее положение рычага общего
шага должно соответствовать Г по УШВ;
на левом щитке приборной доски летчиков выключатель ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ;
на левом щитке и средней панели приборной доски летчиков желтые табло ПЕДАЛИ,
которые загораются при превышении допустимого темпа перемещения правой педали;
161
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
161
ЙЗЯЯ '
О м D, •г'ЧX » Я 3<N
Э- Р Ж ¥ .„
ill Si
..«
Sч1S*
Я
хЯ я
3 gj
вя
&Я£S*ю
З В . О ? S°
g§ 2H
2 ^°с« е£
sglT.Sl
ш
32«о
РI я В R
аления
вертолете
1вления общим
ша правления; 9—
KOI бщим шагом;
12 — 6— кнопка
«PC» о аг
торможения кол
:ния фрикдйона р;
щ D- IT и
•ч О>-ч гр
& 1эЕс sг а «т g.
S, а^: J S P l
« "^ S P« !^s г5а 5-^
И
С ^ ~
и RS
х £S5 1
; Е^£^fe 1 ^ в
и 1 :; Г^га>
£ 30
1
Л
.
С1
К К 4J _^ Щ
sске л
£!£.-•&
ь*
"8,13 8 8
&
s&g^S.^
§££>>£
« >•
Й
Р'
§*-.
И'<н
162
Рб
-КО
и Ж S
р-й
н та ^
та S
£^2 2
г৫"
™
-*<
U-
X3 I V
5 окС,
>.
сг
«
*
.ёк
163
162
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
на средней панели приборной доски летчиков желтое табло УПОР СПУУ сигнализации положения подвижного упора, соответствующего отклонению лопастей рулевого
винта на 20°;
на центральном пульте летчиков переключатель ПОДВИЖН. УПОРЫ, предназначенный для включения системы подвижного упора управления; щиток ПОДВИЖНЫЕ
УПОРЫ, на котором размещены нулевой индикатор с подвижным индексом, кнопкалампа ОТКЛ. с красным светофильтром и нажимной переключатель Р <-> t: переключатель ПЕРЕНАСТР. ОБОРОТ. ЛЕВ., ПРАВ, для переключения перенастройки частоты
вращения несущего винта на левого или правого летчика;
на ручках управления вертолетом левого и правого летчиков кнопки снятия усилий с
ручки управления при изменении режима полета, рычаг управления торможением колес
(только на левой ручке), который стопорится в заторможенном положении. Поступление
гидросмеси к тормозам колес контролируется по загоранию желтого сигнального табло
ТОРМОЗ КОЛЕС на средней панели приборной доски летчиков (для вертолетов с недоработанной тормозной системой) или по нарастанию давления на индикаторе ТОРМОЗ
КОЛЕС на левой панели приборной доски летчиков (для вертолетов с доработанной тормозной системой);
рычаги раздельного управления двигателями, расположенные рядом с креслом левого
летчика. Рычаги раздельного^правдения двигателями имеют фиксированные положения
МАЛЫЙ ГАЗ и ВЗЛЕТНЫЙ;
левее кресел летчиков установлены рычаги останова для каждого двигателя, имеющие
положения ОТКРЫТО и ЗАКРЫТО.
8.8.14. При подготовке к полету, после занятия рабочих мест экипажем, убедиться в том, что:
рычаг общего шага находится в крайнем нижнем положении;
рычаги раздельного управления двигателями в положении МАЛЫЙ ГАЗ;
рычаги останова двигателей в положении ЗАКРЫТО;
рычаг управления тормозом несущего винта в крайнем нижнем положении;
выключатель ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ включен и закрыт предохранительным колпачком;
ручка управления и педали в нейтральном положении.
8.8.15. После включения источника питания:
установить выключатель ПРОВЕРКА УПРАВЛЕНИЯ НА ЗЕМЛЕ во включенное положение;
создать давление в дублирующей гидросистеме и, перемещая рычаг общего шага, проверить исправность его хода. Перемещение рычага во всем диапазоне должно быть плавным и без заеданий;
проверить исправность продольного, поперечного и путевого управления путем перемещения ручки управления и педалей во всем диапазоне их хода;
проверить исправность механизмов загрузки в системах продольного и поперечного
управления. При отклонении ручки управления от нейтрального положения нагрузки на
ручке должны возрастать;
проверить исправность механизма электромагнитных тормозов. При нажатии на
кнопку снятия усилий нагрузки с ручек управления должны сниматься;
проверить исправность гидродемпфера в системе путевого управления. Убедившись,
что выключатель ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ включен и закрыт предохранительным колпачком, необходимо плавно перемещать педали. При перемещении педалей усилия должны
возрастать пропорционально скорости их отклонения. При выключенном гидродемпфере
усилия на педалях должны значительно уменьшаться. Энергично переместить правую
педаль вперед и убедиться в загорании табло ПЕДАЛИ;
убедиться в герметичности тормозной системы. При нажатии на тормозной рычаг должно загореться желтое сигнальное табло ТОРМОЗ КОЛЕС на средней панели приборной
доски летчиков (на вертолетах с недоработанной тормозной системой) или расти давление на индикаторе ТОРМОЗ КОЛЕС (на вертолетах с доработанной тормозной системой);
проверить исправность системы подвижных упоров, для чего установить выключатель
ПОДВИЖНЫЕ УПОРЫ во включенное положение на центральном пульте летчиков и
убедиться, что кнопка-лампа с красным светофильтром погаснет, а подвижный индекс
нулевого индикатора займет положение, соответствующее плотности воздуха. На высотах, близких к уровню моря, при средних и низких температурах наружного воздуха (большая плотность) стрелка нулевого индикатора переместится вправо от крайнего левого
положения. При малых значениях плотности воздуха стрелка может оставаться в крайнем
левом или близком к нему положении.
8.8.16. При появлении в полете неисправностей в управлении необходимо:
в случае несрабатывания электромагнитных тормозов от кнопки снятия усилий на одной из ручек управления снятие нагрузок производить исправной кнопкой. При несра-
164
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
163
батывании электромагнитных тормозов от обоих кнопок необходимо: на висении —
произвести посадку с целью устранения неисправности, в полете — прекратить выполнение задания, произвести посадку на своем или ближайшем аэродроме, осуществляя совместное пилотирование вертолета левым и правым летчиками;
при загорании сигнального табло ПЕДАЛИ уменьшить темп отклонения вперед правой педали;
учитывать, что частота вращения несущего винта в полете поддерживается постоянной с помощью автоматики. При необходимости изменение частоты вращения производить поворотом рукоятки перенастройки (влево — частота вращения уменьшается,
вправо — частота вращения увеличивается);
при падении давления воздуха в баллонах пневмосистемы в полете (при нажатии на
рычаг управления тормозом табло ТОРМОЗ КОЛЕС не горит на вертолетах с недоработанной системой торможения колес или не растет давление на индикаторе ТОРМОЗ КОЛЕС на вертолетах с доработанной системой торможения колес) посадку выполнять
по-вертолетному, руление производить на минимальной скорости. Для останова вертолета торможение разрешается выполнять отклонением ручки управления на себя на величину не более 1/3 хода;
в случае появления значительных усилий на педалях, затрудняющих пилотирование
вертолета, необходимо выключить демпфер педалей. Отклонение педалей в этом случае
производить более плавно;
при отказе СПУ выключить выключатель ПОДВИЖН. УПОРЫ и убедиться в переходе индекса в крайнее левое положение. Посадку вертолета необходимо производить не
допуская резких и на большую величину отклонений педалей.
Если подвижный индекс не устанавливается в крайнее левое положение, посадку производить по-самолетному. При невозможности посадки по-самолетному, необходимо выработать топливо до резервного остатка и произвести посадку против ветра по-вертолетному.
165
164
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.9. ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
8.9.1. Гидравлическая система вертолета предназначена для обеспечения работы:
комбинированных агрегатов управления, установленных в системах продольного, поперечного, путевого управлений и в системе управления общим шагом; гидродемпфера,
установленного в системе путевого управления; цилиндра верхнего замка внешней
подвески груза; цилиндра управления лопастями направляющего аппарата вентилятора;
системы торможения колес основных ног шасси; управления клиренсом вертолета;
управления уборкой и выпуском хвостовой опоры; открывания и закрывания створок
грузового люка и трапа; системы измерения массы.
8.9.2. Гидравлическая система вертолета состоит из трех систем: основной, дублирующей и вспо
могательной.
В гидросистеме вертолета соблюден принцип дублирования агрегатов и трубопроводов
основной системы агрегатами и трубопроводами дублирующей системы. Блок-схема гидравлической системы показана на рис. 8.6.
8.9.3. Основная гидросистема обеспечивает работу: комбинированных агрегатов управления (гид
роусилителей), установленных в системах управления продольного, поперечного, путевого
и общим шагом.
8.9.4. Дублирующая гидросистема предназначена для выполнения функций основной гидросисте
мы при ее отказе. Дублирующая система обеспечивает проверку управления вертолетом на
земле при неработающих двигателях и отсутствии наземного гидроагрегата.
Включение дублирующей гидросистемы происходит автоматически при падении давления в основной гидросистеме до значения 125tJ° кгс/см2. При проверке управления вертолетом от дублирующей гидросистемы ее включение производится установкой переключателя
ГИДРОСИСТЕМА в положение ДУБЛ.
При работе основной гидросистемы насос дублирующей системы работает на слив в бак
гидроблока.
8.9.5. Вспомогательная гидросистема обеспечивает в полете работу гидродемпфера путевого управ
ления, верхнего замка внешней подвески, управления лопатками направляющего аппарата
вентилятора, уборку и выпуск хвостовой опоры, открытием и закрытием створок грузового
люка и трапа, управление клиренсом вертолета, системой измерения массы вертолета и тор
можение основных колес шасси. При вступлении дублирующей гидросистемы в работу гид
ронасос вспомогательной системы автоматически переводится на питание дублирующей
гидросистемы.
8.9.6. Для создания давления во вспомогательной и дублирующей гидросистемах при неработаю
щих двигателях на вертолете установлена насосная станция. Для создания давления во вспо
могательной гидросистеме на земле в гидросистему подключен ручной насос.
Насосная станция включается на время непрерывной работы не более 4 мин. Повторное
включение разрешается после охлаждения в течение не менее 15 мин.
8.9.7. Основные данные гидросистемы.
Рабочая жидкость ............................................................................... масло АМГ-10
(ГОСТ 6794-75).
Рабочее давление ............................................................................. 160—220 кгс/см2.
Количество жидкости, заливаемой в гидробак основной
системы .................................................................................................. 38—41 л.
Количество жидкости, заливаемой в гидробак дублирующей
и вспомогательной систем ................................................................... 50—53 л.
Диапазон температур наружного воздуха, при которых
обеспечивается нормальная работа гидросистемы ............................. от —60 °С до +60 °С.
Диапазон температур рабочей жидкости ........................................ от —60 °С до +90 °С.
Давление азота в гидроаккумуляторах:
основной и дублирующей гидросистем .......................................... 110+5 кгс/см2;
вспомогательной гидросистемы ..................................................... 80"1"5 кгс/см2;
системе торможения колес ............................................................. 80+5 кгс/см2.
8.9.8. Органы управления и контроля гидросистемы (рис. 8.7).
На левой панели приборной доски летчиков установлены:
переключатель ГИДРОСИСТЕМА ОСН. — ДУБЛ. Исходное положение переключателя — ОСН. При отказе основной системы происходит автоматическое переключение на
дублирующую систему, при этом гаснет зеленое табло ОСН. РАБОТАЕТ, загораются
166
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
165
желтые табло ДУБЛ. РАБОТАЕТ и ВЫКЛЮЧИ ОСН. В этом случае необходимо переключатель гидросистемы установить в положение ДУБЛ.;
зеленое табло ОСН. РАБОТАЕТ, загорается при достижении давления в основной системе (140 ± 10) кгс/см2;
желтое табло ДУБЛ. РАБОТАЕТ, загорается при достижении давления в дублирующей
системе (140 ± 10) кгс/см2;
желтое табло ВЫКЛ. ОСН.;
красное табло ДУБЛ. НЕ РАБОТАЕТ, загорается при отказе насоса дублирующей системы;
кнопка отключения сигнализатора давления. Она нажимается для проверки исправности сигнализатора давления МСТ-120 при переходе с дублирующей гидросистемы на
основную;
унифицированный индикатор давления для контроля в системе торможения основных колес ТОРМОЗ КОЛЕС (на вертолетах с доработанной системой торможения колес).
На левом щитке приборной доски летчиков установлены:
выключатель ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ. Во включенном положении выключатель закрыт предохранительным колпачком. Для снятия усилий при отклонении педалей переключатель устанавливается в нижнее положение при открытом предохранительном
колпачке;
переключатель УПРАВ. В ВОЗДУХЕ ХВОСТ. ОПОРОЙ с положениями АВТОМАТУБОРКА-ВЫПУСК;
желтое табло ПЕДАЛИ, загорается при резком отклонении правой педали вперед.
При загорании табло необходимо уменьшить темп отклонения правой педали вперед;
желтое табло ХВОСТ. ОПОРА УБРАНА;
зеленое табло ВЕРХ. ЗАМОК ЗАКРЫТ;
зеленое табло ХВОСТ. ОПОРА ВЫПУЩ.
На средней панели приборной доски летчиков установлены:
желтое табло ВЕРТОЛЕТ ПОДНЯТ, загорается на стоянке при увеличении клиренса
вертолета;
желтое табло ПЕДАЛИ. Указанное табло имеет аналогичное назначение одноименному табло, установленному на левом щитке приборной доски летчиков;
желтое табло ТОРМОЗ КОЛЕС, загорается при нажатии рычага тормоза колес (на вертолетах с недоработанной системой торможения колес). На вертолетах с доработанной
системой это табло отключено;
На приборной доске бортового техника установлены:
индикаторы давления ОСНОВН., ВСПОМ., ДУБЛИР.;
красное табло Т ° ГИДРОМАС. основной и дублирующей гидросистем, загораются
при повышении температуры масла в гидроблоках выше 90 °С;
желтое табло УРОВЕНЬ ГИДРОМАС. МАЛ основной и дублирующей систем, загораются при понижении уровня жидкости до значения ниже допустимого. При понижении в
баках основной и дублирующей систем уровня жидкости ниже 20 л (загораются оба табло) автопилот необходимо выключить (на вертолетах с доработанной в соответствии с
бюллетенем № 90.0252-БД-В электрической схемой по уровням жидкости в баках основной и дублирующей систем автопилот выключается автоматически).
В этом случае гидроусилители работают только в режиме ручного управления;
желтое табло НАСОС 1, НАСОС 2, загораются при падении давления на входе в гидроблок основной системы ниже рабочего.
На левом пульте бортового техника установлены:
переключатель УПРАВЛ. СТВОРКАМИ с положениями ГР. КАБ. и Б/ТЕХН. При
управлении грузовыми створками с рабочего места бортового техника этот переключатель устанавливается в положение Б/ТЕХН., а при управлении с пультов грузовой кабины — в положение ГР. КАБ.;
переключатель УПРАВЛ. СТВОРКАМИ с положениями ОТКР. и ЗАКР. для открывания и закрывания створок;
желтое табло СТВОРКИ загорается при открытом замке грузовых створок;
выключатель ПРОВЕРКА УПРАВЛ. НА ЗЕМЛЕ закрыт предохранительным колпаком.
Устанавливается во включенное положение при проверке управления на земле от насосной станции при неработающих двигателях;
выключатель НАСОСН. СТАНЦИЯ устанавливается во включенное положение при
необходимости создания давления во вспомогательной и дублирующей гидросистемах.
На пульте управления из грузовой кабины установлены:
переключатель УПРАВЛЕНИЕ с положениями ГРУЗОВ. КАБИНА и СНАРУЖИ для
переключения управления из грузовой кабины на управление снаружи вертолета;
167
166
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
ПРИ&ОРНЯЯ даскл
БОРТТЕХНИКЛ
г1_а
/1£ШИ ЩИТОК ПРИБОРНОЙ
/ШЯ ПЯНЕЛЬ ШЧИНЙ
ДОСКИ
основн. -вспоп - дмьлир.
DCHDB.
ДУ6ЛИР,
1
-
l_
J ________
1
J------------------------ L рч-J
^-tC
. _________ U -Ц_ ____________ |_L_^
t--
гидРОблак
БГ-16
основной
ГИДРОСИСТЕМ
Ы
!_L_-zii
г
I I ______
_J I
L
.
[_РУЧНОИ Hflcoc
гилРПБлан
БГ-17
ЙСПОМОГДТЕЛЬНП
ИИ
ДУ6/1ИРУШШ.ЕЙ
ГИДРОСИСТЕМ
ЙН-!
- - -
1Е ЦТВОРНДМИ
it.:
ГР.^ЛЬИН
^Т Е Х Н.
)
.
ГиЬри-
*
ПРОВЕРИЛ
HflCDCH.
CUCIILMfl
ynpfle/iEH.
сгянция
Hfl 2ЕМПЕ
iflWP
1
ПУЛЬТ БПРТТЕХНИКЛ
1
t-
т- i
J
J
168
ГНЛРЧШ СКРЫТЫ
НОРМ/МО
ГР^ОВ. CT6DPKH | НЛИРЕНС ИЛБИНЯ
У
ЛВЛЕНИЕ
П
„ВНУТРИ"
Р
КЯЬИНЫ
Рис. 8.6. Блок-схема
169
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
167
СРЕДНЯЯ ПЯНЕЛЬПРИБПРНОИ
ЛОСКИ /1 ЕТЧИКД
РУЧКЛ
тдктич
N
fetpiDnerf (ТОРИ пг 1
Q <1E. С |
Я-гш?£ Lnotujgjj 1 x
':'
авар.
СБРОС
[гнщдлй]
—
— ^— ;
— ДЕМПФЕР
1
1
1
1
1
8ЕНТИ/1. ------ - ------
*
1|
• — ШЛИРЕНС — L -|
1
1
1
1
J
РЕДУКТОР
1
•'""I
T
с
1
L_
.
i
1
Q
Г
*
__
1
___
__
__
_ ._ _^__. „„^
,
1
i
р -
"~"
___
,
a -'«*
м
'
^^
I
В
zr^i
1^3 П
гидравлической системы
ЛД8ЛЕМИ6
а г/исвпй
ПОЛОСТИ
Гг* 0
8
/D
Я
ч ______
DTCEK
bl ~
1** _
И
=
Ы
=_а и
1
=_о
1
___
1ЫЙ
РЕДУКТОР
=
_____________________________________ /x
_ '*/
Г
|ВЕ " НТЙЛЬ ] -^о
ЧПРД8ЛЕНИЕ
..СНЛРУЖИ
грнгоепй КАБИНЫ
1
1
D
r-_ ,.e
.
_.
НОРИЙЛЬНО
!
к
М
КЛИРЕНС
1УРЕЛИЧЕН
1
__ __ _ 1
Г5!
i
'
tI t
. ________ 1
f«
CTBDPkH
QTKPbljfbl
{(
ИХ
^L—
П
I
1
—1t
КОЛЕС
Г~~| " '
____ __^
,^ _
|
! :М
ТОРМОЗ
_[
l=LJ~~
__
- ------- 1
1
ГГТТ1
f
| СТВОРКИ
______
_ J ТРЯП
(ГРУЗ . ЛЮКЛ _______
i
W
1
1
i
ОПОРЯ
и ЯК К
м
I
------ 1 ---- ----
хвастпвчн
°
g ЯКК
и
I
ВНЕЫНЯЯ
ПОДВЕСИВ —
---------1
ГРУЗОВОЙ
ПРЛ8ЫЙ
60РГ
НЛБИНЫ
р
170
168
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Рис. 8.7. Схема размещения органон управления гидросистемой
переключатель СТВОРКИ с положениями ОТКРЫТЫ и ЗАКРЫТЫ для открывания
и закрывания створок;
переключатель КЛИРЕНС с положениями УВЕЛИЧЕН., НОРМАЛЬНО и нейтральным средним положением;
выключатель НАСОСН. СТАНЦИЯ для включения гидронасоса и создания давления
во вспомогательной гидросистеме.
На пульте управления снаружи вертолета установлены:
переключатель СТВОРКИ с положениями ОТКРЫТЫ и ЗАКРЫТЫ для открывания
и закрывания створок;
переключатель КЛИРЕНС с положениями УВЕЛИЧЕН., НОРМАЛЬНО и нейтральным средним положением.
.9.9. При подготовке к полету необходимо:
стравить жидкость из гидроаккумуляторов открыванием вентиля в редукторном отсеке, предварительно убедившись в наличии колодок под колесами шасси;
проверить уровень жидкости в баках гидросистем. Уровень жидкости должен находиться между верхней и нижней рисками;
проверить по индикаторам давление азота в гидроаккумуляторах вспомогательной системы и системы торможения колес. Для получения информации о величине давления
нажать на кнопку, расположенную рядом с индикаторами;
проверить давление азота в воздушных полостях силовых цилиндров трапа. Информация выдается также после нажатия на кнопку;
осмотреть грузовую кабину и убедиться в отсутствии подтекания жидкости;
установить выключатель ПРОВЕРКА УПРАВЛ. НА ЗЕМЛЕ во включенное положение;
включить насосную станцию и создать рабочее давление в дублирующей и вспомогательной гидросистемах не менее 160 кгс/см2;
проверить плавность хода ручки управления, педалей и рычага общего шага. При перемещении органов управления не должно быть рывков и заеданий;
убедиться, что переключатель ^ГИДРОСИСТЕМА находится в положении ОСН., выключатель ДЕМПФЕР ПЕДАЛЕЙ включен и закрыт колпачком;
проверить работу тормоза колес. При нажатии на рычаг тормоза должно загореться
желтое табло ТОРМОЗ КОЛЕС (на вертолетах с недоработанной системой торможения
171
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
169
колес) или расти давление на индикаторе ТОРМОЗ КОЛЕС от 0 до (100 ± 10) кгс/см2 (на
вертолетах с доработанной системой торможения колес);
выключить насосную станцию и установить выключатель ПРОВЕРКА УПРАВЛ. НА
ЗЕМЛЕ в выключенное положение, закрыть его колпачком.
8.9.10. В процессе запуска следить за нарастанием давления в основной и дублирующей системах.
При нарастании давления в основной и дублирующей системах должны погаснуть табло
ДУБЛ. НЕ РАБОТАЕТ, НАСОС 1 и НАСОС 2, а при давлении (140 ± 10) кгс/см2 должно
загореться табло ОСН. РАБОТАЕТ. Давление в дублирующей гидросистеме должно упасть
до нуля, а во вспомогательной возрасти до 190—220* кгс/см2.
Давление в основной гидросистеме поддерживается в пределах 190—220* кгс/см2 при неподвижных рычагах управления.
8.9.11. При прогреве двигателей на режиме малого газа проверить систему управления вертолетом
от основной и дублирующей гидросистем, для чего:
убедится, что переключатель систем находится в положении ОСН. и горит зеленое
табло ОСН. РАБОТАЕТ;
плавно перемещая ручку управления и педали, убедиться, что питание комбинированных агрегатов управления происходит нормально, нет заеданий и рывков в системе
управления вертолетом;
давление в основной гидросистеме должно поддерживаться в пределах
160—220 кгс/см2, во вспомогательной гидросистеме — 190—220* кгс/см2,а давление в
дублирующей гидросистеме должно отсутствовать;
проверить работу дублирующей гидросистемы, для чего установить переключатель ГИДРОСИСТЕМА в положение ДУБЛ., при этом должно загореться желтое табло ДУБЛ. РАБОТАЕТ и погаснуть зеленое табло ОСН. РАБОТАЕТ. Плавно перемещая ручку управления и
педали, убедиться, что нет рывков и заеданий, давление в дублирующей гидросистеме поддерживается в пределах 160—220 кгс/см2, а в основной гидросистеме 190—220* кгс/см2;
проверить исправность сигнализатора давления МСТ-120. Плавно, не допуская увеличения режима работы двигателей, перемещать рычаги (рычаг) раздельного управления из положения малого газа в промежуточное до момента погасания табло МАЛЫЙ ГАЗ. Установить
переключатель ГИДРОСИСТЕМА в положение ОСН. и убедиться, что не происходит перехода
на основную гидросистему. Нажать на кнопку отключения сигнализатора давления, при этом
должно загореться табло ОСН. РАБОТАЕТ и погаснуть табло ДУБЛ. РАБОТАЕТ. Отпустить
кнопку и убедиться в отсутствии давления в дублирующей гидросистеме и в наличии рабочего
давления в основной и вспомогательной гидросистемах. После проверки установить рычаги
(рычаг) раздельного управления двигателями в положение малого газа.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. В процессе проверки работы гидросистемы резкое перемещение органов управления ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
Отклонения ручки управления по величине должны быть такими,
чтобы не допускать ударов рукавов втулки несущего винта об ограничители свеса лопастей и возникающих при этом вибраций вертолета.
2. При температуре наружного воздуха ниже —30 °С необходимо прогреть масло АМГ-10 вначале в основной, а затем и в дублирующих
гидросистемах плавными перемещениями органов управления на
5—10 мм в течение 5—7 мин;
при включенном демпфере педалей убедиться в его нормальной работе. Усилия на педалях должны возрастать пропорционально величине и темпу отклонения педалей. При
энергичном отклонении правой педали вперед должно загореться желтое табло ПЕДАЛИ.
Примечания: 1. При отключенном гидродемпферс и плавном 1Угклонении педалей усилия на педалях значительно
уменьшатся.
2. В момент включения и выключения гидродсмпфера допускается перемещение штока демпфера и педалей (слабые
подергивания).
3. При температуре наружного воздуха ниже —20 "С, перед проверкой гидродемпфера, предварительно плавно выпол
нить 5—10 перекладок педалей с отключенным гидродемпфером.
*
С учетом погрешности измерения величина давления по индикатору может достигать 230 кгс/см 2.
172
i70
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.10. ПРОТИВОПОЖАРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.10.1. Противопожарное оборудование предназначено для обнаружения и ликвидации пожара в
отсеках левого и правого двигателей, отсеке главного редуктора и расходных топливных ба
ков, отсеке кессонов пола грузовой кабины (околобаковых пространств), отсеке вспомога
тельной силовой установки.
Противопожарное оборудование состоит из системы сигнализации, системы пожаротушения и системы предотвращении взрыва топливных баков.
8.10.2. Управление пожаротушения — электрическое, осуществляется с пульта № 3 бортового тех
ника и обеспечивает:
автоматическое включение сигнализации о возникновении пожара; автоматическое
включение огнетушителя первой очереди; ручное включение огнетушителей первой и
второй очереди; сигнализацию срабатывания пиропатронов; контроль исправности
элементов системы; контроль исправности пиропатронов. Ликвидация пожара в кабине
вертолета производится при помощи ручных огнетушителей.
8.10.3. Схема сигнализации о пожаре предназначена для обнаружения и оповещения экипажа о
появлении пожара в защищаемых отсеках, а также для подачи в них огнегасящих средств.
При возникновении пожара в каком-либо отсеке в термоэлементах датчиков системы сиг
нализации возникает ЭДС, которая через исполнительный блок обеспечивает включение
сигнализации возникновения и места пожара, а также срабатывание пиропатрона автома
тической очереди.
8.10.4. Система пожаротушения предназначена для ликвидации пожара в защищаемых отсеках и в
кабинах вертолета. В нее входят два стационарных и четыре переносных огнетушителя.
Стационарные огнетушители предназначены для ликвидации пожара в защищаемых отсе
ках. Огнетушители размещены в вентиляторном отсеке и разделены на две очереди сраба
тывания. Левый огнетушитель относится к первой очереди и включается автоматически.
При отказе автоматики или запаздывании ее срабатывания первая очередь может быть
включена вручную. Правый огнетушитель относится ко второй очереди и включается толь
ко вручную. Огнегасительный состав «Фреон 114В2» находится в огнетушителях под давле
нием в диапазоне 69—125 кгс/см2. Емкость каждого баллона 16 л.
Четыре переносных огнетушителя предназначены для ликвидации пожара в кабинах
вертолета. Два огнетушителя устанавливаются в грузовой кабине и по одному — в кабине
экипажа и в кабине сопровождающих. Огнегасительный состав «Хладон 12В!» находится в
огнетушителях под давлением (10 ± 0,5) кгс/см2. Емкость каждого баллона 6 л.
8.10.5. Управление и сигнализация системами пожаротушения расположены на пульте № 3 борто
вого техника. На пульте расположены:
выключатель ГЛАВНЫЙ ВЫКЛ. Выключатель устанавливается во включенное положение при проверке и работе системы пожаротушения;
переключатель ОГНЕТУШЕНИЕ—КОНТРОЛЬ. При проверке системы устанавливается в положение КОНТРОЛЬ, после проверки — в положение ОГНЕТУШЕНИЕ. При
установке переключателя в положение КОНТРОЛЬ загорается желтое табло КОНТР.
ДАТЧ.;
переключатель КОНТРОЛЬ ПИРОПАТР. Имеет два положения 1 и 2, устанавливается в соответствующее положение при проверке первых и вторых пиропатронов пироголовок;
кнопки включения первой и второй очереди пожаротушения соответственно под желтыми табло 1 и 2 срабатывания первой и второй очереди пожаротушения;
красные табло ОТСЕК ТА-8, ОТСЕК ЛЕВ. ДВИГ., ОТСЕК ПРАВ. ДВИГ, КЕССОН
(два) и ОТСЕК ГЛ. РЕДУКТ. должны загореться при проверке системы и возникновении
пожара в отсеках. После ликвидации пожара табло гаснут;
галетный переключатель КАНАЛЫ для проверки исправности групп датчиков. При
переключении галетного переключателя должны загораться соответствующие красные
табло контролируемых отсеков, при этом на приборных досках летчиков и бортового техника загораются красные табло ПОЖАР. Загорание табло свидетельствует об исправности датчиков.
На приборной доске бортового техника установлена кнопка СНЯТИЕ СИГНАЛА для
снятия сигнала ПОЖАР после ликвидации пожара.
8.10.6. При выполнении предполетного осмотра необходимо:
убедиться по показаниям манометров в нормальной заправке стационарных баллонов
системы пожаротушения, в наличии и исправности ручных огнетушителей;
173
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
171
после занятия рабочего места убедиться, что переключатель ОГНЕТУШЕНИЕ—КОНТРОЛЬ ДАТЧИКИ находятся в положении ОГНЕТУШЕНИЕ, а выключатель ГЛАВНЫЙ ВЫКЛ. — в нижнем положении;
убедиться, что переключатель КАНАЛЫ находится в положении 0.
8.10.7. После подключения электропитания необходимо:
установить переключатель ОГНЕТУШЕНИЕ—КОНТРОЛЬ ДАТЧИКИ в положение
КОНТРОЛЬ ДАТЧИКИ и убедиться, что ни одно табло сигнализации системы пожаротушения не горит;
установить выключатель ГЛАВНЫЙ ВЫКЛ. в верхнее положение, при этом должно
загореться желтое табло КОНТР. ДАТЧ.;
установить переключатель КОНТРОЛЬ ПИРОПАТР. поочередно в положения 1 и 2,
при этом не должны гореть желтые табло 1 и 2 всех пяти отсеков, что свидетельствует об
исправности обоих пиропатронов каждой пироголовки;
ручным насосом создать давление во вспомогательной гидросистеме не менее
100 кгс/см2 для проверки открытия и закрытия лопаток направляющего аппарата вентилятора;
с помощью нажимного переключателя ВЕНТИЛЯТОР установить лопатки вентилятора в открытое положение на 30°, контролируя это положение по индикатору, при этом
желтое табло ВЕНТИЛЯТ. ЗАКРЫТ не должно гореть;
установить переключатель КАНАЛЫ поочередно в положения 1 и 2, при этом должны
загореться и продолжать гореть на приборной доске летчиков красные табло ПОЖАР и
ОПАСНО, на приборной доске бортового техника — красное табло ПОЖАР и желтое
табло ВЕНТИЛЯТ. ЗАКРЫТ (лопатки вентилятора закрываются автоматически), на пульте № 3 — красные табло сигнализации места пожара ОТСЕК ТА-8, ОТСЕК ЛЕВ. ДВИГАТ., ОТСЕК ПРАВ. ДВИГАТ., КЕССОН (два табло), ОТСЕК ГЛ. РЕДУКТ. При
неисправности какого-либо канала соответствующее табло не горит. Индикатор положения лопаток вентилятора должен показывать значение около нуля;
установить переключатель КАНАЛЫ поочередно в положения 3, 4, 5, 6, при этом должны продолжать гореть при всех положениях переключателя все вышеуказанные табло,
за исключением табло ОТСЕК ТА-8, которое должно погаснуть;
установить переключатель КАНАЛЫ поочередно в положения 7, 8, 9, 10, при этом
продолжают гореть при всех положениях переключателя табло ПОЖАР, ОПАСНО, КЕССОН и ВЕНТИЛЯТ. ЗАКРЫТ, остальные табло должны погаснуть (табло ВЕНТИЛЯТ.
ЗАКРЫТ продолжает гореть, так как лопатки вентилятора остаются закрытыми);
установить переключатель КАНАЛЫ в положение 0, при этом табло ПОЖАР, ОПАСНО и КЕССОН должны погаснуть.
Примечание. При пере юле переключателя КАНАЛЫ из одного положения в другое табло противопожарной системы могут гаснуть:
нажать нажимной переключатель ВЕНТИЛЯТОР в положение ОТКР. и отпустить,
при этом табло ВЕНТИЛЯТ. ЗАКРЫТ должно погаснуть, а индикатор положения лопаток вентилятора должен показывать значение 30°;
установить переключатель ОГНЕТУШЕНИЕ—КОНТРОЛЬ ДАТЧИКИ в положение
ОГНЕТУШЕНИЕ, при этом табло КОНТР. ДАТЧ. должно погаснуть и ни одно табло системы не должно гореть;
установить выключатель ГЛАВНЫЙ ВЫКЛ. в нижнее положение.
При отсутствии аэродромного источника переменного тока проверку системы пожаротушения производить от бортовых источников питания, не запуская ТА-8. Для контроля
положения лопаток направляющего аппарата вентилятора и давления во вспомогательной
гидросистеме кратковременно включать преобразователь.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Запускать ВСУ и двигатели без проверки исправности системы пожаротушения ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
2. Проверку исправности системы пожарного оборудования производить с выключенной командной радиостанцией, так как речевые
команды о пожаре будут выдаваться в эфир.
8.10.8. После заруливания на стоянку и останова двигателей необходимо выключатель ГЛАВНЫЙ
ВЫКЛ. установить в нижнее положение.
8.10.9. Для предотвращения взрыва топливные баки, за исключением расходных, заполнены
пенополеуретаном.
174
172
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.11. ПНЕВМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА И ОБОРУДОВАНИЕ ДЛЯ АВАРИЙНОГО СБРОСА ЛЮКОВ
8.11.1. Пневматическая система вертолета предназначена для упражнения тормозом колес главных
опор шасси, герметизации блистеров на рабочих местах летчиков и бортового техника, кры
шек люков на рабочем месте штурмана и кабины сопровождающих, а также для обеспечения
работы насосов опрыскивания спиртом передних боковых стекол кабины экипажа.
8.11.2. Сжатый воздух под давлением находится в двух четырехлитровых баллонах. Зарядка балло
нов осуществляется от воздушного компрессора при работе двигателей или от наземного
баллона через бортовой штуцер.
Контроль наличия давления воздуха в баллонах производится по манометру, расположенному на левом пульте бортового техника.
Максимальное рабочее давление — 50+4 кгс/см2.
Минимальное рабочее давление — не менее 40 кгс/см2.
8.11.3. Герметизация блистеров и крышек люков осуществляется с помощью резиновых шлангов и
проверяется по загоранию зеленого сигнального табло ДВЕРИ, расположенному на левом
пульте бортового техника. Поступление воздуха для управления тормозом главных опор
шасси контролируется по желтому сигнальному табло ТОРМОЗ КОЛЕС, расположенному
на средней панели приборной доски летчиков (на вертолетах с недоработанной системой
торможения колес).
8.11.4. Для покидания вертолета экипажем служат сдвижные (сбрасываемые) блистера на рабочих
местах летчиков и бортового техника.
Покидание вертолета штурманом и сопровождающими может быть выполнено через
люки после аварийного сбрасывания крышек люков.
Покидание вертолета десантниками предусмотрено через переднюю и задние двери грузовой кабины, оборудованные механизмами сбрасывания. Для покидания вертолета на
земле в створках грузового люка предусмотрены аварийные выходы, закрытые сбрасывающимися крышками.
Аварийное сбрасывание блистеров и крышек люков кабины экипажа обеспечивается ручками на рабочих местах членов экипажа, а также четырьмя рычагами, расположенными с наружной стороны фюзеляжа на уровне пола рабочих мест летчиков, бортового техника и
штурмана. Аварийное сбрасывание блистера бортового техника и крышки люка штурмана
обеспечивает также одновременное сбрасывание крышек люков в кабине сопровождающих.
8.11.5. При эксплуатации пневматической системы вертолета необходимо:
перед полетом по манометру проверить наличие давления воздуха в системе;
убедиться, что кран герметизации, расположенный на боковой стенке левого пульта
бортового техника, открыт;
проверить систему герметизации блистеров и крышек люков кабины экипажа. При закрытых блистерах должно гореть табло ДВЕРИ;
убедиться, что кран опрыскивания, расположенный на боковой стенке левого пульта
бортового техника, открыт;
проверить систему опрыскивания передних боковых стекол кабины экипажа, если
предполагается ее использование в полете. Для проверки исправности системы опрыскивания нажать на кнопки ОПРЫСК. СТЕКЛА, расположенные на пульте левого летчика и
на правом щитке приборной доски летчиков, при этом струя спирта должна выливаться
через форсунки на стекла.
8.11.6. Перед полетом снять со стопора рычаги аварийного сбрасывания блистеров, дверей, кры
шек люков штурмана и кабины сопровождающих. Снятие со стопора рычагов аварийного
сброса контролируется по погасанию соответствующих сигнальных табло на рабочих мес
тах летчиков, бортового техника и штурмана. Проверить закрытие дверей грузовой кабины,
они не должны открываться без нажатия на кнопку.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Аварийный сброс блистеров, крышек люков и дверей обеспечивается
только при расстопоренных рычагах аварийного сбрасывания.
175
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
173
8.12. СИСТЕМА КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА
8.12.1. Система кондиционирования воздуха (СКВ) предназначена для создания и поддержания
нормальных условий работы экипажа, обогрева грузовой кабины, а также для очистки от
примесей кондиционируемого воздуха.
Система кондиционирования обеспечивает подачу теплого воздуха на обдув остекления
кабины экипажа с целью предохранения стекол от запотевания. Для системы кондиционирования используется горячий сжатый воздух, отбираемый от двигателей. При неработающих двигателях горячий воздух для СКВ может подаваться от бортовой вспомогательной
установки.
8.12.2. В состав СКВ входят подсистемы:
подачи воздуха;
распределения;
кондиционирования воздуха в кабине экипажа;
обогрев грузовой кабины;
регулирования давления.
8.12.3. Основные технические данные системы.
Максимальный расход воздуха, отбираемого от каждого двигателя:
при температуре воздуха в магистали ниже 180 "С ...................не более 0,5 кг/с;
при температуре воздуха в магистрали выше 180 °С ................не более 0,41 кг/с.
Поддерживаемая температура воздуха:
в кабине экипажа ........................................................................от +15 °С до +25 "С;
в грузовой кабине .......................................................................... не ниже +15 "С.
Примечания: I. Систему обогрева грузовой кабины рекомендуется включать при температуре наружного воздуха не
выше 10 "С.
2. При температуре наружного воздуха в диапазоне от -50 до 25 'С температура воздуха в кабине экипажа поддерживатся в пределах ±3 "С от заданной. При температуре наружного иоздуха выше 25"С понижение температуры воздуха в кабине экипажа обеспечивается не менее чем на 8 °С, независимо от положения задатчика темп ературы.
5.12.4. Для управления системой кондиционирования воздуха на левом пульте бортового техника
установлен щиток КОНДИЦИОНИРОВАНИЕ ОБОГРЕВ, на котором размещены:
переключатель КОНДИЦ.—ЗАПУСК ДВИГ. При установке переключателя в положение КОНДИЦ. производится подготовка к включению СКВ;
для переключателя ОТБОР ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ для ручного регулирования
отбора воздуха от двигателей на СКВ;
переключатель АВТОМАТ. —ГОРЯЧ. —ХОЛОД, автоматического и ручного регулирования температуры воздуха в кабине экипажа;
выключатель СКВ, предназначенный для включения СКВ кабины экипажа;
выключатель ВЕНТИЛЯЦ НАРУЖН. ВОЗДУХОМ для включения и выключения вентиляции кабины экипажа наружным воздухом;
желтое табло ФИЛЬТР сигнализации засорения воздушного фильтра;
желтое табло итх ВЫСОКИ сигнализации предельно допустимой частоты вращения
ротора турбохолодильника (на вертолетах с отключенной автоматикой СКВ табло не подключено);
желтое табло ОТКАЗ РИД (регулятора избыточного давления);
зеленое табло ЗАСЛОНКИ ОТКРЫТЫ, сигнализирующее открытое положение заслонки СКВ, ПЗУ или ВСУ;
указатель расхода воздуха, поступающего в кабину экипажа;
переключатель ОБОГРЕВ для ручного отключения обогрева грузовой кабины. При автоматическом управлении обогревом грузовой кабины переключатель должен быть в положении вверх по стрелке;
задатчик автоматического регулирования температуры воздуха в кабине экипажа;
переключатель АВТОМАТ.—МЕНЬШЕ—БОЛЬШЕ автоматического или ручного регулирования температуры воздуха в грузовой кабине;
желтое табло Т ° ВЫСОКА сигнализации предельно допустимой температуры воздуха
в грузовой кабине;
указатель расхода воздуха, подаваемого в грузовую кабину;
указатель температуры воздуха в грузовой кабине;
задатчик автоматического регулирования температуры воздуха в грузовой кабине.
8.12.5. Перед запуском двигателей переключатель КОНДИЦ.—ЗАПУСК ДВИГ. должен находить
ся в положении ЗАПУСК ДВИГ., а табло ЗАСЛОНКИ ОТКРЫТЫ на щитке СКВ не дол
жно гореть.
8.12.6. Включение системы кондиционирования воздуха разрешается производить на всех режи
мах работы двигателей и при работе одного двигателя.
176
174
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.12.7. Для включения СКВ в автоматический режим необходимо:
установить переключатель КОНДИЦ.—ЗАПУСК ДВИГ. в положение КОНДИЦ.;
убедиться, что выключатель ОТБОР ВОЗДУХА от ВСУ находится в отключенном положении;
нажать переключатели ОТБОР ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ в положение ОТКР.;
установить задатчик температуры воздуха в требуемое положение;
включить выключатель СКВ;
установить переключатель АВТОМАТ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД, в положение ГОРЯЧ, на
время 5 с;
установить переключатель АВТОМАТ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД, в положение АВТОМАТ.
Температуру воздуха в кабине экипажа контролировать по указателю термометра, расположенного с левой стороны над рабочим местом бортового техника, а расход воздуха —
по указателю РАСХОД ВОЗДУХА кабины экипажа. Расход воздуха по указателю не должен превышать 50 %, что соответствует 2500 кг/с.
При необходимости изменения температуры воздуха в кабинах относительно первоначально заданной установить задатчик температуры воздуха в необходимое положение.
Изменение температуры воздуха должно произойти в течение 15 мин.
8.12.8. При полете через зоны воздушного пространства с повышенным содержанием пыли не
обходимо выключатель ВЕНТИЛЯЦ. НАРУЖНЫМ ВОЗДУХОМ установить в выклю
ченное положение. Если в полете загорелось табло ФИЛЬТР, то после выполнения
задания необходимо заменить фильтр в системе СКВ.
8.12.9. Для выключения системы кондиционирования воздуха необходимо:
выключить выключатель СКВ;
установить переключатель КОНДИЦ.—ЗАПУСК ДВИГ. в положение ЗАПУСК
ДВИГ.;
нажать переключатели ОТБОР ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ на 10 с в положение
ЗАКР., а затем установить в нейтральное положение.
8.12.10. В случае отказа автоматики СКВ необходимо перейти на ручное управление, для чего:
если через 15 мин после изменения положения задатчика температура воздуха в кабине не меняется, необходимо нажимать переключатель АВТОМАТ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД, в
положение ГОРЯЧ, или ХОЛОД, на время 3—5 с с интервалом 20—30 с до получения желаемой температуры. Если при ручном регулировании в кабину поступает воздух с повышенной влажностью (туман, капли воды), необходимо нажать переключатель в
положение ГОРЯЧ, на 3—5 с и оставить заслонку в этом положении до поступления более сухого воздуха;
при загорании табло «тх ВЫСОКИ необходимо нажать переключатель АВТОМАТ.—ГОРЯЧ,—ХОЛОД, в положение ГОРЯЧ, и удерживать его до погасания указанного табло, а затем установить в нейтральное положение;
при увеличении расхода воздуха более 72 % (при работе двигателей на режиме до 0,7
номинального — Мк„<46 %) или 60 % (при работе двигателей на режиме свыше 0,7 номинального — Мкр > 46 %) в сумме по обоим указателям при неизменном положении задатчиков температур и трехпозиционных переключателей необходимо выключить обогрев
грузовой кабины;
при отказе регулятора избыточного давления загорается табло ОТКАЗ РИД и автоматически закрываются заслонки отбора воздуха от двигателей.
Для ручного управления отбором воздуха необходимо нажать переключатели ОТБОР
ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ в положение ОТКР. на 10—15 с, а затем установить их в
нейтральное положение. В случае повторного загорания табло ОТКАЗ РИД необходимо
нажать эти переключатели в положение ЗАКР. до погасания табло.
8.12.11. Для включения обогрева грузовой кабины необходимо:
установить переключатель АВТОМАТ,—БОЛЬШЕ—МЕНЬШЕ в положение АВТОМАТ.;
установить переключатель КОНДИЦ.—ЗАПУСК ДВИГ. в положение КОНДИЦ.;
установить задатчик температуры в желаемое положение;
установить переключатели ОТБОР ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, в положение ОТКР.
Обогрев кабины обеспечивается поддержанием в ней температуры не менее 15 °С.
Температуру воздуха контролировать по указателю, а расход воздуха — по указателю
РАСХОД ВОЗДУХА. Расход воздуха не должен превышать 50 %.
При отказе регулятора температуры воздуха в грузовой кабине необходимо нажимать
переключатель АВТОМАТ.—БОЛЬШЕ—МЕНЬШЕ в положение БОЛЬШЕ или МЕНЬШЕ на 2—3 с с интервалами 20—30 с до получения желаемой температуры. При загорании
табло Т ° ВЫСОКА необходимо нажать переключатель АВТОМАТ.—БОЛЬШЕ—МЕНЬ-
177
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
175
ШЕ в положение МЕНЬШЕ и удерживать его в этом положении до погасания табло, после чего установить в нейтральное положение. При отказе в полете одного двигателя
обогрев кабины необходимо выключить. При необходимости отключения обогрева грузовой кабины переключатель ОБОГРЕВ установить в нижнее положение.
8.12.12. При выполнении работ на вертолете на земле в условиях низких температур окружающе
го воздуха (—20 °С и ниже) при необходимости произвести подогрев грузовой кабины от
ВСУ.
Для включения СКВ и обогрева грузовой кабины от ВСУ необходимо:
убедиться, что табло ЗАСЛОНКИ ОТКРЫТЫ не горит, а переключатели ОТБОР
ВОЗДУХА ОТ ДВИГАТЕЛЕЙ находятся в нейтральном положении;
установить переключатель КОНДИЦ.—ЗАПУСК ДВИГ. в положение КОНДИЦ.;
включить отбор воздуха от ВСУ.
В дальнейшем последовательность действий должна быть аналогична действиям, изложенным в пунктах 8.12.7, 8.12.9, 8.12.11.
8.12.13. Установленная на вертолете система регулирования давления воздуха (СРД) предназначе
на для поддержания избыточного давления воздуха в кабине экипажа относительно пол
ного давления встречного потока воздуха, воспринимаемого ПВД (ППД СРД). Величина
избыточного давления составляет 50—200 мм вод. ст. В СРД имеется устройство, исклю
чающее обратный перепад давлений.
СРД работает при загерметизированных блистерах и аварийных люках, закрытой двери, разделяющей кабину экипажа и грузовую кабину, и при включенной СКВ. При этом
выключатель СНИЖЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ должен находиться в выключенном положении.
По достижении избыточного давления 50 мм вод. ст. загорается зеленое табло КАБИНА. Избыточное давление поддерживается автоматически. Если в кабине экипажа избыточное давление повысится до 0,085 кгс/см 2, загорается табло Р ВЕЛИКО. При
превышении указанного давления срабатывает автоматика и табло должно погаснуть. В
случае, если табло Р ВЕЛИКО не погаснет, необходимо включить выключатель СНИЖЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ, при этом должно погаснуть табло Р ВЕЛИКО.
Для выключения СРД необходимо включить выключатель СНИЖЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ
и убедиться в погасании табло КАБИНА. В случае работы СКВ кабины экипажа в режиме
обогрева, если возникла необходимость кратковременного выключения СКВ (например,
требуется открыть дверь в грузовую кабину), то для последующего включения СКВ в режиме обогрева необходимо включить СКВ, установить переключатель АВТОМАТ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД, в положение ХОЛОД, на время 20—25 с,, а затем установить его в
положение, обеспечивающее требуемую температуру подаваемого воздуха.
Примечание. При необходимости открывания двери в грузовую кабину на земле или в полете надо выключить СКВ.
включить выключатель СНИЖЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ, а затем открыть дверь. Перед вынужденным покиданием вертолета
экипажем через двери грузовой кабины для быстрой разгерметизации кабины экипажа левому или правому летчику необходимо сбросить или открыть сдвижной блистер.
8.12.14. На вертолете предусмотрена вентиляция кабины экипажа наружным воздухом. Для включения вентиляции необходимо:
переключатель АВТОМАТ.—ГОРЯЧ.—ХОЛОД, установить в нейтральное положение;
выключить наддув;
выключатель ВЕНТИЛЯЦ. НАРУЖИ. ВОЗДУХОМ установить в положение ВКЛ.
Для выключения вентиляции этот переключатель установить в положение ОТКЛ.
178
176
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.13. КИСЛОРОДНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.13.1. Кислородное оборудование предназначено для питания кислородом членов экипажа при
высотных полетах.
В состав оборудования входят пять комплектов легкосъемного кислородного оборудования
ККО-ЛС2 индивидуального пользования и пять кислородных баллонов, устанавливаемых
на рабочих местах членов экипажа. В грузовой кабине вертолета предусмотрена
возможность установки кислородных баллонов с приборами КП-75А и масками открытого
типа КМ-15И для питания кислородом раненых. В состав каждого комплекта входят:
прибор кислородный переносной; разъединитель;
маска кислородная закрытого типа;
сумка для комплекта ККО-ЛС2 расположенная на боковой стенке слева от левого летчика.
В состав комплекта, устанавливаемого в грузовой кабине, вместо закрытой маски входит кислородная маска открытого типа.
8.13.2. Для подготовки кислородного оборудования и его использования в полете на корпусе кис
лородного прибора смонтированы:
штуцер для подсоединения баллона емкостью 3 л под давлением 210 кгс/см2;
штуцер для заправки баллона;
вентиль подачи кислорода с манометром для контроля наличия кислорода; ручка
открытия крана дополнительной подачи кислорода, которая окрашена в голубой цвет
и имеет положения СМЕСЬ и 100 % О2;
ручка открывания крана непрерывной подачи, которая окрашена в красный цвет и
имеет положения ВКЛ. и ВЫКЛ.
До высоты 2000 м при установке ручки крана дополнительной подачи в положение
СМЕСЬ дыхание осуществляется атмосферным воздухом, подсасываемым через клапан
подсоса воздуха прибора. С увеличением высоты будет автоматически подаваться смесь
кислорода с воздухом, при этом с поднятием на высоту количество кислорода в смеси будет
увеличиваться. Контроль за подачей кислорода осуществляется по индикатору потока,
вмонтированному в шланг разъединителя. Конструкция кислородного прибора позволяет
переход на дыхание чистым кислородом и включение непрерывной подачи кислорода.
8.13.3. При проверке исправности кислородного комплекта необходимо:
убедиться в отсутствии жировых и масляных пятен на деталях комплекта, в установке
ручек дополнительной и непрерывной подачи соответственно в положении СМЕСЬ и
ВЫКЛ.;
убедиться в наличии контровки (ниткой) чеки разъединителя;
перед надеванием парашюта продеть правый ножной обхват в шлевку с замком, предназначенную для крепления разъединителя таким образом, чтобы на надетом парашюте
замок располагался с наружной стороны (положение защелки замка может быть любым);
закрепить замок разъема маски на парашютной лямке;
продеть правый ножной обхват через скобу круговой лямки и вставить его пряжку в
парашютный замок.
пристегнуть карабин шнура разъединителя к скобе, при этом длину шнура отрегулировать так, чтобы он не мешал выполнять необходимые движения в полете и в то же время не давал большого провисания;
на вертолетах, доработанных по размещению кислородного оборудования, левому летчику установить шланг разъединителя за спинкой сиденья, закрепив шланг в двух лирках
на задней стенке приборной доски бортового техника;
шланг кислородного прибора на рабочем месте бортового техника зафиксировать в
лирке, расположенной ниже блистера;
присоединить маску к прибору, надеть и подогнать ее к лицу;
проверить маску на герметичность, для чего пережать рукой гофрированный шланг и
попытаться произвести вдох. Если вдох произвести нельзя, то маска герметична и подогнана правильно;
шланг разъединителя соединить с разъемом маски;
плавно и до конца открыть вентиль прибора и по манометру убедиться в наличии кислорода в баллоне;
установить ручку крана непрерывной подачи в положение ВКЛ. и убедиться в поступлении кислорода в маску, произведя несколько вдохов и выходов. При этом индикатор
потока должен находиться в верхнем положении. Ручку крана установить в положение
ВЫКЛ.;
179
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
177
установить ручку крана дополнительной подачи в положение 100 % О^ и произвести
несколько вдохов и выдохов. Если дыхание происходит нормально, а поплавок реагирует
на вдох и выдох, то комплект работает нормально;
закрыть вентиль подачи кислорода и стравить давление из прибора, для чего сделать
несколько вдохов и выдохов;
после прекращения реагирования на дыхание индикатора потока, убедившись, что манометр показывает давление 0 кгс/см2, снять кислородную маску;
ручку крана дополнительной подачи установить в положение СМЕСЬ.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. На деталях кислородного прибора не допускается наличие жировых и масляных пятен (кроме смазки ВНИИ НП-282 на резьбовой
поверхности шпинделя вентиля и на основании ручек кранов дополнительной и непрерывной подач), так как масло в соединении с кислородом ВЗРЫВООПАСНО.
2. Включать кран дополнительной подачи при использовании кисло
родной маски открытого типа ЗАПРЕЩАЕТСЯ.
3. Прилагать большие усилия и пользоваться откидной ручкой при
закрытии вентиля из-за его возможного выхода из строя не рекомен
дуется.
4. Во избежание преждевременного выхода кислородного прибора из
строя после закрытия вентиля стравливание кислорода из прибора
производить обязательно.
.13.4. При выполнении полета на высоту свыше 4000 м необходимо:
убедиться, что ручки дополнительной и непрерывной подачи кислорода находятся соответственно в положении СМЕСЬ и ВЫКЛ.;
на земле надеть кислородную маску и открыть вентиль подачи кислорода; по легкости
дыхания и перемещению поплавка индикатора контролировать поступление кислорода
в маску;
следить по манометру за наличием кислорода. Об уменьшении давления в баллоне до
25 кгс/см2 доложить командиру экипажа.
При полете в зараженной атмосфере по команде командира экипажа установить ручку
крана дополнительной подачи в положение 100 % О2После окончания пользования кислородом или снижении на высоту ниже 4000 м закрыть вентиль, стравить давление в приборе, снять кислородную маску и установить ручку
крана дополнительной подачи в положение СМЕСЬ.
, 13.5. При падении давления кислорода до 25 кгс/см2 или включении крана непрерывной подачи
хотя бы одним из членов экипажа командиру экипажа доложить руководителю полетов и
снизиться на высоту ниже 4000 м.
При прекращении подачи кислорода или ухудшении самочувствия, убедившись, что
при установленной ручке крана дополнительной подачи в положение 100 % 62 индикатор
кислорода не реагирует на глубокий вдох и выдох, проверить открытие вентиля подачи
кислорода, установить ручку крана непрерывной подачи в положение ВКЛ. и доложить
командиру экипажа. Командиру экипажа доложить о случившемся руководителю полетов
и снизиться на высоту ниже 4000 м.
При появлении дыма в кабине (при отсутствии пожара) командиру экипажа дать команду
всем членам экипажа надеть кислородные маски и перейти на дыхание чистым кислородом,
установив ручку крана дополнительной подачи кислорода в положение 100 % О2- Бортовому
технику определить место возникновения дыма и доложить командиру экипажа.
180
178
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.14. СИСТЕМА ЭЛЕКТРОСНАБЖЕНИЯ
8.14.1. Система электроснабжения предназначена для питания электричеством всех электропотре
бителей.
Основной (первичной) системой электроснабжения является система переменного
трехфазного тока напряжением 200/115 В постоянной частоты 400 Гц.
Источниками электроэнергии служат два генератора переменного трехфазного тока с
приводом от редуктора несущего винта. Каждый генератор питает свои распределительные
шины. При выходе из строя одного генератора его потребители питаются от другого генератора.
8.14.2. На вертолете могут быть установлены генераторы ГТ90СЧ6 или ГТ120ПЧ6А.
Примечание. В процессе эксплуатации возможна замена вышедших из строя генераторов ГТ90СЧ6 на генераторы
ГТ120ПЧ6А без замены щитков постоянного и переменного тока на пультах № 1 и 2 бортового техника. В этом случае эксплуатация генераторов ГТ120ПЧ6А аналогична описанной ниже для генераторов ГТ90СЧ6, а замена щитков производится
при выполнении капитально-восстановительного ремонта вертолета.
8.14.3. Для питания оборудования на земле предусмотрена возможность подключения к бортсети
вертолета аэродромных источников питания:
переменного тока;
переменного и постоянного тока (на вертолетах с установленным ШРАП-500К).
Подсоединение аэродромных источников питания осуществляется с помощью штепсельных разъемов на левом борту вертолета.
8.14.4. Для питания потребителей трехфазным и однофазным переменным током напряжением
36 В установлено по два трансформатора, один из которых является основным, другой —
резервным. При выходе из строя основного трансформатора автоматически включается ре
зервный. Предусмотрено и ручное включение резервных трансформаторов,
8.14.5. Вспомогательными источниками переменного тока являются: генератор ВСУ трехфазного
переменного тока напряжением 200/115 В мощностью 40 кВАдля питания потребителей
электроэнергией на земле и в воздухе при отказе основных генераторов.
8.14.6. Аварийными источниками переменного тока являются:
преобразователь ПО-750А однофазного переменного тока напряжением 115 В для питания приборов контроля работы силовой установки, радиовысотомера, высотомера
УВИД, ответчика, топливомера, резервного трансформатора 115/36, красного подсвета
(второй группы левого летчика). Преобразователь включается автоматически или вручную;
преобразователь ПТ-200Ц трехфазного переменного тока напряжением 36 В для питания резервного авиагоризонта, каналов крена и тангажа ПКВ и ПКП, левой гировертикали. Преобразователь включается автоматически или вручную.
Преобразователи включаются только при отсутствии других источников переменного
тока.
8.14.7. Система постоянного тока напряжением 27 В является вторичной, так как источниками ее
питания служат два выпрямительных устройства ВУ-6Б (ВУ-6А), питающиеся переменным
током напряжением 200 В основной системы. При отказе одного выпрямительного устрой
ства его потребители питаются от другого ВУ.
Аварийным источником постоянного тока являются два аккумулятора 20 НКБН-40.
При отказе в полете двух генераторов они служат для питания в течение 35—40 мин (на
вертолетах с ППД — 25—30 мин) жизненно важных потребителей, подключенных к аккумуляторным шинам.
8.14.8. На вертолетах с генераторами ГТ90С46.
Управление системой электроснабжения размещено на щитках ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК и
ПОСТОЯННЫЙ ТОК, расположенных соответственно на пультах № 1 и 2 бортового техника.
На щитке ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК установлены:
амперметры левого и правого генераторов, генератора ВСУ или аэродромного источника переменного тока;
вольтметр переменного тока;
галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ; переключатель источников
питания ВСУ — АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ; переключатели ГЕНЕРАТОРЫ ЛЕВЫЙ,
ПРАВЫЙ имеют положения: ВКЛЮЧЕНО, нейтральное (включено) и КОНТРОЛЬ;
переключатели ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 3 -36 В, 1 -115 В имеют положения РУЧНОЕ,
АВТОМАТ, и нейтральное (выключено). В положение РУЧНОЕ переключатели устанав-
181
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
179
ливаются при отсутствии питания от источника переменного тока; в положение АВТОМАТ. — при наличии питания от источника переменного тока;
переключатели ТРАНСФОРМАТОРЫ имеют положения ОСНОВНЫЕ и РЕЗЕРВНЫЕ. В положение РЕЗЕРВНЫЕ переключатели устанавливаются при отказе основных
трансформаторов;
желтое табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ., сигнализирующее о том, что генераторы или не
включены, или отказали;
желтое табло ГЕНЕРАТ. ВКЛ., сигнализирующее о включении генератора ВСУ;
желтое табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО, сигнализирующее о включении
аэродромного источника переменного тока:
желтое табло ВКЛЮЧИ АВТОМАТ., сигнализирующее о необходимости установки
переключателей преобразователей в положение АВТОМАТ.;
желтое табло ОСНОВ. ОТКЛ., сигнализирующее об отключении или отказе основных
трансформаторов.
8.14.9. На щитке ПОСТОЯННЫЙ ТОК размещены:
два амперметра аккумуляторов;
вольтметр постоянного тока;
галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ;
выключатели АККУМУЛЯТОРЫ 1, 2;
выключатель СЕТЬ НА АККУМ., который выключается при необходимости питания
шин ВУ при отключенных выпрямительных устройствах;
переключатель АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ - БОРТОВЫЕ ИСТОЧНИКИ. Для подключения аэродромного источника постоянного тока переключатель необходимо установить
в положение АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ, при этом должно загореться желтое табло
АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО, расположенное над ним.
8.14.10. Для проверки исправности аккумуляторов необходимо:
перед подключением аккумуляторных батарей к бортовой сети проверить по бортовому вольтметру ЭДС каждой батареи, для чего установить галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение АККУМ. 1, а затем - в положение АККУМ. 2. ЭДС
каждой батареи должна быть не менее 25,5 В;
включить выключатели АККУМУЛЯТОРЫ 1 и СЕТЬ НА АККУМ., при этом на щитке постоянного тока должны загореться табло ОТКЛ. левого и правого ВУ, а на щитке переменного тока — ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. и ОСНОВ. ОТКЛ. основных трансформаторов;
установить галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение АККУМ. 1;
установить переключатели ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 3 -36 В, 1 -115 В в положение РУЧНОЕ, через 4—6 с замерить напряжение аккумулятора, которое должно быть не менее
24В;
перевести галетный переключатель в положение АККУМ. 2, включить выключатель
АККУМУЛЯТОРЫ 2, выключить первый аккумулятор и аналогично замерить напряжение второго аккумулятора;
переключатели преобразователей установить в нейтральное положение;
включить первый аккумулятор и проверить наличие напряжения на всех аккумуляторных шинах ВУ, РУ1 и РУП;
выключить выключатель СЕТЬ НА АККУМ. и закрыть его колпаком.
8.14.11. После подсоединения аэродромного источника переменного тока необходимо:
замерить по вольтметру напряжение на фазах А, В и С аэродромного питания, которое
должно быть в пределах 115—120 В;
установить переключатель ВСУ — АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ в положение АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ, при этом должны загореться табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО, ВКЛЮЧИ АВТОМАТ и погаснуть табло ОСНОВ. ОТКЛ.;
включить выключатели ВЫПРЯМИТЕЛИ ЛЕВ., ПРАВ., при этом должны погаснуть
табло ОТКЛ. обоих ВУ. Если табло не погасли, то на 1—2 с установить переключатель
ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 1 -115 В в положение РУЧНОЕ. Указанные табло должны погаснуть.
После этого могут быть подключены и проверены все потребители постоянного тока и
потребители переменного тока, за исключением обогревательных элементов несущего и
рулевого винтов.
8.14.12. При отсутствии аэродромного источника постоянного тока дать команду на его подклю
чение и после ее выполнения необходимо:
замерить его напряжение по вольтметру, которое должно быть в пределах 27—29 В при
установке галетного переключателя КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение АЭРОДР.
ПИТАН.;
182
180
8.14.13.
8.14.14.
8.14.15.
8.14.16.
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
установить переключатель АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ - БОРТОВЫЕ ИСТОЧНИКИ в
положение АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ и убедиться в загорании табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО;
включить выключатель СЕТЬ НА АККУМ.;
проверить наличие напряжения на всех аккумуляторных шинах и шинах ВУ;
установить переключатель ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 1 -115 В в положение РУЧНОЕ;
установить галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение
ШИНА ПРЕОБР. и убедиться в наличии напряжения.
После этого могут быть включены и проверены все потребители постоянного тока и потребители переменного тока, питаемые преобразователем ПО-750. Остальные потребители
переменного тока (за исключением обогреваемых элементов, несущего и рулевого винтов)
могут быть включены и проверены после запуска ВСУ и включения ее генератора.
При отсутствии аэродромных источников электропитания при необходимости проверки
систем вертолета после проверки напряжения аккумуляторов следует:
проверить исправность системы противопожарного оборудования;
включить преобразователь ПО-750 и убедиться в наличии напряжения на его шине;
запустить ВСУ;
включить генератор ВСУ, для чего установить переключатель ВСУ — АЭРОДРОМ.
ПИТАНИЕ в положение ВСУ; при этом должно загореться желтое табло ГЕНЕРАТ.
ВКЛ.;
убедиться в наличии напряжения переменного тока, которое должно быть в пределах
115—119 В при всех положениях галетного переключателя, за исключением АЭРОДР.
ПИТАНИЕ;
выключатели преобразователей установить в положение АВТОМАТ.;
включить выпрямительные устройства;
проверить наличие напряжения постоянного тока, которое должно быть в пределах
27—29 В при всех положениях галетного переключателя, за исключением АЭРОДР. ПИТАНИЕ. После этого могут быть подключены и проверены все потребители постоянного
тока и все потребители переменного тока, за исключением обогреваемых элементов несущего и рулевого винтов.
После запуска основных двигателей и вывода их на заданную частоту вращения несущего
винта необходимо:
проверить исправность системы защиты генераторов, для чего переключатели ГЕНЕРАТОРЫ ЛЕВЫЙ, ПРАВЫЙ перевести в положение КОНТРОЛЬ. Примерно через 7 с
должны погаснуть табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. После отпускания переключатели возвращаются в нейтральное положение, при этом табло должно снова загореться;
установить переключатели ГЕНЕРАТОРЫ ЛЕВЫЙ, ПРАВЫЙ в положение ВКЛЮЧЕНО, при этом табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. должны погаснуть;
установить переключатель ВСУ — АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ в нейтральное положение, при этом табло ГЕНЕРАТ. ВКЛ. должно погаснуть. Если был подключен аэродромный источник переменного тока, то гаснет табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО;
выключить правый генератор и проверить наличие напряжения на фазах А, В и С левого и правого РУ, которое должно быть в пределах 115—119 В;
включить правый генератор, выключить левый генератор и повторить проверку. После
проверки включить левый генератор;
выключить ВСУ или дать команду на отсоединение аэродромного источника переменного тока (если он был подсоединен).
Перед выруливанием убедиться в том, что:
включены аккумуляторы и генераторы;
выключена ВСУ;
отсоединены и рядом с вертолетом не находятся источники аэродромного питания;
на щитках переменного и постоянного тока не горят табло;
переключатель источников питания постоянного тока находится в положении БОРТОВЫЕ ИСТОЧНИКИ;
включены выпрямительные устройства.
В полете по отсутствию загорания сигнальных табло на щитках ПОСТОЯННЫЙ ТОК и
ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК контролировать исправность системы электроснабжения.
Через каждый час полета необходимо отключить одну из аккумуляторных батарей и
через одну минуту замерить ее ЭДС, которая должна быть не менее 25,5 В. После проверки
подключить батарею к бортовой сети и проверить ЭДС второй батареи. Если ЭДС батареи
будет менее 25,5 В, то подключать ее к бортовой сети разрешается только в случае отказа
обоих генераторов или ВУ.
183
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
181
8.14.17. При отказе одного генератора загорается табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. левого (правого) гене
ратора, стрелка амперметра отказавшего генератора отклоняется на нулевую черту, а при
включенной ПОС НВ и РВ загорается табло ПОС НА 1 ГЕН.
Об отказе генератора бортовому технику доложить командиру экипажа и выключить
отказавший генератор.
Летчику необходимо дать команду бортовому технику на запуск ВСУ и включение ее
генератора. Продолжить выполнение полета в соответствии с заданием.
Примечания: 1. При отказе левого генератора возможно ложное отключение одной из секций обогрева рулевого
винта. При этом загорится табло 1 или 2 сигнализации отказа ПОС РВ.
2. Бортовому технику необходимо переключатель СИГНАЛИЗАЦ. кратковременно (на 1—2 с) установить в положение
СНЯТИЕ. Если имело место ложное отключение, то табло 1 или 2 должно погаснуть.
8.14.18. На вертолетах с генераторами ГТ120П46А.
Управление системой электроснабжения размещено на щитках ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК
и ПОСТОЯННЫЙ ТОК, расположенных соответственно на пультах № 1 и 2 бортового
техника.
На щитке ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК установлены:
амперметры левого и правого генераторов, генератора ВСУ или аэродромного источника переменного тока;
вольтметр переменного тока;
галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ;
переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, ручного переключения электропитания ПОС НВ и РВ на правый генератор при отказе левого (на вертолетах, доработанных по ручному переключению питания ПОС НВ и РВ);
переключатель источников питания переменного тока ВСУ—АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ;
выключатели ГЕНЕРАТОРЫ ЛЕВЫЙ, ПРАВЫЙ для включения генераторов и автоматической проверки исправности каналов генерирования;
переключатели ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 3 -36 В, 1-115 В имеют положения РУЧНОЕ,
АВТОМАТ, и нейтральное (выключено). В положение РУЧНОЕ переключатели устанавливаются при отсутствии питания от источника переменного тока; в положение АВТОМАТ. — при наличии питания от источника переменного тока;
переключатели ТРАНСФОРМАТОРЫ имеют положения ОСНОВНЫЕ и РЕЗЕРВНЫЕ. В положение РЕЗЕРВНЫЕ переключатели устанавливаются при отказе основных
тран сформ аторов;
желтые табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ., сигнализирующие о том, что генераторы или не
включены, или отказали;
желтое табло ГЕНЕРАТ. ВКЛ., сигнализирующие о включении генератора ВСУ;
желтое табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО, сигнализирующее о включении
аэродромного источника переменного тока;
желтые табло ВКЛЮЧИ АВТОМАТ., сигнализирующее о необходимости установки
переключателей преобразователей в положение АВТОМАТ.;
желтые табло ОСНОВ. ОТКЛ., сигнализирующие об отключении или отказе основных
трансформаторов.
8.14.19. На щитке ПОСТОЯННЫЙ ТОК размещены:
два амперметра аккумуляторов;
вольтметр постоянного тока;
галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ;
выключатели АККУМУЛЯТОРЫ 1, 2;
выключатель СЕТЬ НА АККУМ., который включается при необходимости питания
шин ВУ при отключенных выпрямительных устройствах;
желтые табло ВУ ЛЕВ. ОТКЛ., ВУ ПРАВ. ОТКЛ., сигнализирующие отключение выпрямительных устройств.
На вертолетах с установленным ШРАП-500К, кроме того, размещены:
выключатели ВЫПРЯМИТЕЛИ ЛЕВ., ПРАВ, левого и правого выпрямительных
устройств;
переключатель АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ - БОРТОВЫЕ ИСТОЧНИКИ. Для подключения аэродромного источника постоянного тока переключатель необходимо установить
в положение АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ;
желтое табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛ., сигнализирующее о включении аэродромного источника постоянного тока.
8.14.20. Для проверки исправности аккумуляторов необходимо:
перед подключением аккумуляторных батарей к бортовой сети необходимо проверить
по бортовому вольтметру ЭДС каждой батареи, для чего установить галетный переклю-
184
182
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
чатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение АККУМ. 1, а затем — в положение
АККУМ. 2. ЭДС каждой батареи должна быть не менее 25,5 В;
установить выключатели АККУМУЛЯТОРЫ 1 и СЕТЬ НА АККУМ. во включенное
положение, при этом на щитке постоянного тока должны загореться желтые табло ВУ
ЛЕВ. ОТКЛ., ВУ ПРАВ. ОТО., а на щитке переменного тока - ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. и
ОСНОВ. ОТКЛ. основных трансформаторов;
установить галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение АККУМ. 1;
установить переключатели ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 3 -36 В, 1 -115 В в положение РУЧНОЕ, через 4—6 с замерить напряжение аккумулятора, которое должно быть не менее
24В;
перевести галетный переключатель в положение АККУМ. 2, включить выключатель
АККУМУЛЯТОРЫ 2, выключить первый аккумулятор и аналогично замерить напряжение второго аккумулятора;
переключатели преобразователей установить в нейтральное положение;
включить первый аккумулятор и проверить наличие напряжения на всех аккумуляторных шинах ВУ, РУ1 и РУП;
выключить выключатель СЕТЬ НА АККУМ. и закрыть его колпаком.
8.14.21. После подсоединения аэродромного источника переменного тока необходимо:
замерить по вольтметру напряжение на фазах А, В и С аэродромного питания, которое
должно быть в пределах 115—120 В;
установить переключатель ВСУ — АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ в положение АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ, при этом должны загореться табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО, ВКЛЮЧИ АВТОМАТ, и погаснут табло ОСНОВ. ОТКЛ. и табло ВУ ЛЕВ. ОТКЛ.,
ВУ ПРАВ. ОТКЛ. обоих выпрямительных устройств (на вертолетах с установленным
ШРАП-500К - включить выключатели ВЫПРЯМИТЕЛИ ЛЕВ., ПРАВ., после чего должны погаснуть табло ВУ ЛЕВ. ОТКЛ. и ВУ ПРАВ. ОТКЛ. обоих ВУ). Если табло не погасли, то на 1—2 с установить переключатель ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 1 -115 В в
положение РУЧНОЕ. Указанные табло должны погаснуть.
После этого могут быть подключены и проверены все потребители постоянного тока и
потребители переменного тока за исключением обогревательных элементов несущего и
рулевого винтов.
8.14.22. На вертолетах с установленным ШРАП-500К при отсутствии аэродромного источника
переменного тока дать команду на подсоединение аэродромного источника постоянного
тока и после его подключения необходимо:
замерить его напряжение по вольтметру, которое должно быть в пределах 27—29 В при
установке галетного переключателя КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение АЭРОДР.
ПИТАН;
установить переключатель АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ -БОРТОВЫЕ ИСТОЧНИКИ в
положение АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ и убедиться в загорании табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛ.;
включить выключатель СЕТЬ НА АККУМ.;
проверить наличие напряжения на всех аккумуляторных шинах и шинах ВУ;
установить переключатель ПРЕОБРАЗОВАТЕЛИ 1 -115 В в положение РУЧНОЕ;
установить галетный переключатель КОНТРОЛЬ НАПРЯЖЕНИЯ в положение
ШИНА ПРЕОБРАЗ. и убедиться в наличии напряжения.
После этого могут быть включены и проверены все потребители постоянного тока и
потребители переменного тока, питаемые преобразователем ПО-750А. Остальные потребители переменного тока (за исключением обогревательных элементов несущего и рулевого винтов) могут быть включены и проверены после запуска ВСУ и включения ее
генератора.
8.14.23. При отсутствии аэродромных источников электропитания при необходимости проверки
систем вертолета после проверки напряжения аккумуляторов необходимо:
проверить исправность системы противопожарного оборудования;
включить преобразователь ПО-750А и убедиться в наличии напряжения на его шине;
запустить ВСУ;
включить генератор ВСУ, для чего установить переключатель ВСУ — АЭРОДРОМ.
ПИТАНИЕ в положение ВСУ, при этом должно загореться желтое табло ГЕНЕРАТ.
ВКЛ.;
убедиться в наличии напряжения переменного тока, которое должно быть в пределах
115—119 В при всех положениях галетного переключателя, за исключением АЭРОДР.
ПИТАН.;
включить выпрямительные устройства (на вертолетах с установленным ШРАП-500К);
выключатели преобразователей установить в положение АВТОМАТ.;
185
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
8.14.24.
8.14.25.
8.14.26.
8.14.27.
183
проверить наличие напряжения постоянного тока во всех положениях галетного переключателя (на вертолетах с установленным ШРАП-500К — кроме положения АЭРОДР.
ПИТАН.), которое должно быть в пределах 27—29 В.
После этого могут быть подключены и проверены все потребители постоянного тока,
за исключением обогревательных элементов несущего и рулевого винтов.
После запуска основных двигателей и вывода их на заданную частоту вращения несущего
винта необходимо:
включить выключатель ГЕНЕРАТОРЫ ЛЕВЫЙ;
после того как установили переключатель ГЕНЕРАТОРЫ ЛЕВЫЙ в выключенное положение, в течение 2—3 с осуществляется встроенный автоматический контроль исправности каналов генерирования, во время которого горят табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. При
исправности системы после окончания контроля эти табло гаснут, при неисправности —продолжают гореть;
установить переключатель ВСУ — АЭРОДРОМ. ПИТАНИЕ в нейтральное положение
при этом табло ГЕНЕРАТ. ВКЛ. должно погаснуть. Если был подключен аэродромный
источник переменного тока, то гаснет табло АЭРОДР. ПИТАНИЕ ВКЛЮЧЕНО;
проверить наличие напряжения на фазах А, В и С левого и правого РУ, которое должно быть в пределах 115—119 В;
включить правый генератор и после погасания табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. выключить
левый генератор и повторить проверку. После проверки включить левый генератор;
выключить вспомогательную силовую установку или дать команду на отсоединение
аэродромного источника переменного тока (если он был подсоединен).
Перед выруливанием убедиться в том, что:
включены аккумуляторы и генераторы;
выключена вспомогательная силовая установка;
отсоединены и рядом с вертолетом не находятся источники аэродромного питания; не
горят табло на щитке постоянного и переменного тока. На вертолетах с установленным
ШРАП-500К, кроме того, необходимо: переключатель источников питания
постоянного тока находится в положении БОРТОВЫЕ ИСТОЧНИКИ;
включены и выпрямительные устройства.
В полете по отсутствию загорания сигнальных табло на щитках ПОСТОЯННЫЙ ТОК и
ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК контролировать исправность системы электроснабжения. Через
каждый час полета необходимо отключить одну из аккумуляторных батарей и через одну
минуту замерить ее ЭДС, которая должна быть не менее 25,5 В. После проверки подклю
чить батарею к бортовой сети и проверить ЭДС второй батареи. Если ЭДС батареи будет
менее 25,5 В, то подключать ее к бортовой сети разрешается только в случае отказа обоих
генераторов или ВУ.
При отказе одного генератора загорается табло ГЕНЕРАТ. ОТКЛ. левого (правого) гене
ратора, стрелка амперметра отказавшего генератора отклоняется на нулевую черту, а
включенная ПОС НВ и РВ автоматически переключится на исправный генератор, что
контролируется по повышению показаний амперметра исправного генератора.
На вертолетах, доработанных по ручному переключению электропитания ПОС НВ и
РВ, при отказе в полете левого генератора, независимо от условий полета, бортовому технику установить переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, в положение ПРАВ.
Во всех случаях при отказе генератора бортовому технику доложить командиру экипажа и выключить отказавший генератор.
Летчику необходимо дать команду бортовому технику на запуск ВСУ и включение ее
генератора, вывести вертолет из зоны обледенения и доложить руководителю полетов.
Примечания: 1. При отказе леоого генератора возможно ложное отключение одной из секций обогрева рулевого
винта. При этом загорится табло 1 или 2 сигнализации отказа ПОС РВ. Бортовому технику необходимо переключатель
СИГНАЛ, на время не менее 3 с установить в положение СНЯТИЕ. Если имело место ложное отключение, то табло 1 или 2
должно погаснуть.
2. При отказе в полете двух генераторов, в момент включения генератора ВСУ, для питания необходимых систем и оборудования возможно срабатывание сигнализации ИВ-300 (ИВ-79) (мигание желтых табло ПОВЫШ. ВИБРАЦ. на приборной доске летчика и ВИБРАЦ. на приборной доске бортового техника) с выдачей речевым информатором сообщения
«Повышенная вибрация левого (правого) двигателя», а также с записью на регистратор. В этом случае бортовому технику
необходимо убедиться в исправности виброизмерительной аппаратуры, определить уровень виброскорости и доложить
командиру экипажа.
Если уровень вибрации не превышает допустимый, продолжить полет в соответствии с
рекомендациями подраздела 5.15.
Если уровень вибрации превышает 45 мм/с — выключить двигатель.
186
184
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.15. ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА
8.15.1. Противообледенительная система предназначена для защиты от обледенения лопастей не
сущего и рулевого винтов, двигателей, пылезащитных устройств двигателей, стекол кабины
летчиков и ПВД (ППД, ППД СРД).
Лопасти НВ и РВ, ПВД (ППД, ППД СРД), лобовые стекла имеют противообледенительные устройства электротеплового действия. Двигатели и ПЗУ обогреваются горячим воздухом, отбираемым от компрессоров двигателей.
Лопасти несущего и рулевого винтов обогреваются циклически. На каждой лопасти НВ
имеется по шесть, а на каждой лопасти РВ — по два нагревательных элемента. При этом
одновременно работают одноименные нагреватели всех лопастей.
Лобовые стекла имеют две степени обогрева СЛАБО и СИЛЬНО, ПВД (ППД, ППД
СРД) — постоянный нагрев. Для избежания перегрева лобовых стекол в систему их обогрева включены регуляторы температуры, которые автоматически поддерживают температуру
обогреваемых поверхностей в заданном диапазоне.
8.15.2. Для автоматического регулирования режима ПОС НВ и РВ установлен радиоизотопный ав
томат управления системой (РАУС-1) или автомат управления нагревателями по темпера
туре («Квант~1М»).
РАУС («Квант») обеспечивает:
автоматическое включение секций ПОС НВ и РВ при попадании вертолета в зону обледенения;
управление временем нагрева секций ПОС в зависимости от температуры наружного
воздуха (от 5 до 30 с при изменении температуры наружного воздуха от 5 до —20 °С);
сигнализацию о наличии обледенения и работе системы;
автоматическое выключение ПОС НВ и РВ при выходе из зоны обледенения;
встроенный контроль работоспособности системы на земле.
8.15.3. Питание нагревательных элементов электротепловой ПОС осуществляется переменным
током напряжением 200 В частотой 400 Гц от генераторов переменного тока.
С генераторами ГТ90СЧ6 секции обогрева нечетных лопастей несущего винта получают
электропитание от левого генератора, а секции обогрева четных лопастей — от правого.
При отказе одного из генераторов РАУС-1 выдает сигнал на поочередный обогрев четных и
нечетных лопастей НВ от работающего генератора. Обогрев РВ и стекол кабины осуществляется от работающего генератора.
На вертолетах с генераторами ГТ120ПЧ6А обогрев лопастей НВ и РВ осуществляется от
левого генератора, при отказе его обогрев лопастей НВ и РВ автоматически переключается
на правый генератор. На вертолетах, доработанных по ручному переключению электропитания ПОС НВ и РВ, при отказе левого генератора бортовому технику переключатель ПОС
НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, на щитке ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК необходимо установить в
положение ПРАВ.
Обогрев НВ и РВ включается автоматически по сигналу датчика ДОР-Т1 (ДСЛТ) или
вручную. Обогрев стекол, ПВД (ППД) и двигателей включается только вручную.
Датчик ДОР-Т1 расположен во входном туннеле вентилятора.
8.15.4. Управление системой и ее сигнализация расположены на щитке ПРОТИВООБЛЕДЕНИ
ТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА пульта № 2 бортового техника. Управление обогревом лобовых сте
кол расположено на пульте левого летчика и правом щитке приборной доски летчиков. На
средней панели приборной доски летчиков установлено табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, которое
сигнализирует о наличии обледенения.
НА ВЕРТОЛЕТЕ С РАУС И ГЕНЕРАТОРАМИ ГТ90СЧ6: на щитке
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА установлены: выключатели
ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС РУЧНОЕ, АВТОМАТ., для автоматического или ручного
включения ПОС НВ и РВ;
переключатель СИГНАЛ, проверки исправности системы автоматического контроля и
защиты ПОС, имеет положения КОНТРОЛЬ, нейтральное (выключено), СНЯТИЕ.
В положение КОНТРОЛЬ устанавливается для проверки исправности ПОС при неработающих основных генераторах. В положение СНЯТИЕ переключатель устанавливается для
снятия сигналов отказов ПОС после ее контроля^
выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ., для ручного включения
обогрева ПЗУ и двигателей;
зеленое табло ПЗУ и ДВИГАТ. сигнализации включения обогрева ПЗУ и двигателей;
зеленое табло ОБОГРЕВ ДАТЧИКА ИСПРАВ.;
желтое табло ПОС НА 1 ГЕН. сигнализации обогрева ПОС от одного генератора (только на вертолетах с генераторами 90 кВА);
зеленое табло ПОС ВКЛ. сигнализации включения ПОС;
187
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
185
желтое табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ сигнализации о наличии обледенения;
желтое табло ОТКАЗ СИГНАЛИЗАТ. сигнализации отказа сигнализатора;
желтое табло сигнализации отказов ПОС НВ и РВ: НЕЧЕТН. (нечетных лопастей
НВ), ЧЕТН. (четных лопастей НВ), 1, 2, 3, 4, 5, 6-й секций лопастей НВ и 1-й и 2-й секций лопастей НВ;
желтое табло сигнализации отказов ПОС ПЗУ ДВИГАТ. ЛЕВ., ПРАВ., Р ВОЗД. ВЕЛИКО и Р ВОЗД. МАЛО сигнализации поступления воздуха на обогрев ПЗУ соответственно под большим или малым давлением.
На пульте левого летчика и правом щитке приборной доски летчиков установлены:
переключатели стеклоочистителя с положениями ПУСК, СБРОС, 1, 2; кнопки
(нажимные выключатели) ОПРЫСК СТЕКЛА;
переключатели ОБОГРЕВ СТЕКЛА, которые имеют положения СИЛЬНО, нейтральное (выключено) и СЛАБО.
Кроме того, на пульте левого летчика расположены:
выключатели ОБОГРЕВ ПВД ЛЕВ,, ПРАВ.;
табло НЕ ИСПРАВ. сигнализации отказа обогрева ПВД ЛЕВ., ПРАВ.
.15.5. Проверку исправности производить перед полетами в СМУ при температуре наружного
воздуха 5 °С и ниже, а также при наличии обледенения на земле (изморозь, туман, мокрый
снег). В случае необходимости проверки работоспособности ПОС НВ и РВ при температуре наружного воздуха до 20 "С разрешается ее включать: при температуре 6—10 "С на время
не более 5 мин, при температуре 11—20 "С на время не более 2 мин. Последующее включение производить не ранее чем через 5 мин.
После подключения электропитания необходимо:
включить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ.;
установить через 30 с переключатель СИГНАЛ, в положение КОНТРОЛЬ. При этом
должны загореться табло ОБОГРЕВ ДАТЧИКА ИСПРАВ., ПОС ВКЛ., ОБЛЕДЕНЕНИЕ, ЧЕТН., НЕЧЕТН.; и последовательно 1, 2, 3, 4, 5, 6 НВ, 1 и 2 РВ и ПОС НА 1 ГЕН.
На средней панели приборной доски летчиков должно загореться желтое табло ОБЛЕДЕНЕН ИЕ. После загорания табло ПОС НА 1 ГЕН. переключатель СИГНАЛ, перевести в
нейтральное положение, выключить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ., а затем нажать переключатель СИГНАЛ, в положение СНЯТИЕ. После погасания всех указанных выше табло отпустить переключатель СИГНАЛ, (время контроля системы 4 мин);
включить выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ., при этом должны загореться табло Р ВОЗД. МАЛО и через 20—40 с табло ДВИГАТ. Выключить эти
выключатели и убедиться в погасании табло.
.15.6. После включения генераторов необходимо:
включить ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ и убедиться в загорании табло ПЗУ и ДВИГАТ., при этом возможно кратковременное загорание табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО. После
проверки выключить ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ и убедиться в погасании этих табло;
включить последовательно выключатели ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ., РУЧНОЕ,
убедиться в загорании табло ПОС ВКЛ. и в том, что в течение 3 мин не загорелось ни
одно табло отказа ПОС. Амперметр левого генератора должен показывать силу тока
165-215 А, а правого — 80—100 А;
включить обогрев ПВД установкой выключателей ОБОГРЕВ ПВД во включенное положение и убедиться, что не горит табло НЕ ИСПРАВ. После проверки выключить обогрев;
выключить левый генератор и убедиться в загорании табло ПОС НА 1 ГЕН. Амперметр правого генератора должен показывать силу тока 165—230 А. Если при выключении
левого генератора загорится табло 1 или 2РВ, перевести на 1—2 с переключатель СИГНАЛ, в положение СНЯТИЕ, при этом табло 1 или 2РВ должно погаснуть;
выключить выключатели ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС РУЧНОЕ и АВТОМАТ, и убедиться в
погасании табло ПОС ВКЛ.;
включить левый генератор;
В аналогичной последовательности проверить работоспособность ПОС НВ, РВ, ПЗУ и
двигателей от левого генератора, выключая правый. Показания амперметра левого генератора при проверке должны быть 165—230 А.
установить переключатель ОБОГРЕВ СТЕКЛА в положение СЛАБО, а затем СИЛЬНО и убедиться в исправности обогрева лобовых стекол летчиков по свечению датчи-ковсветодиодов, установленных на стеклах. После проверки установить переключатель в
нейтральное положение и убедиться в погасании датчиков-светодйодов.
.15.7. Полеты в условиях обледенения разрешается выполнять при температуре наружного воздуха
не ниже —20 °С. При температуре наружного воздуха 5 "С и ниже, а также при полетах в
СМУ необходимо:
188
186
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
после запуска двигателей включить обогрев ОВД, ПОС ПЗУ и двигателей;
перед выруливанием установить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ, во
включенное положение. Этот выключатель устанавливать во включенное положение также в том случае, когда предполагается полет в условиях возможного обледенения (например, при полетах в сложных метеорологических условиях) независимо от температуры
наружного воздуха.
Обогрев стекол включать при отрицательной температуре наружного воздуха или при
первых признаках запотевания или обледенения стекол. При этом необходимо переключатели ОБОГРЕВ СТЕКЛА установить в положение СЛАБО. В положение СИЛЬНО эти
переключатели устанавливать через 5—10 мин.
8.15.8. При загорании в полете табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ необходимо убедиться в загорании табло
ПОС ВКЛ. и в том, что амперметр левого генератора показывает силу тока 165—215 А, а
правого генератора — 80—100 А.
Контроль за работой противообледенительной системы в полете осуществлять по горению табло ПОС ВКЛ., ПЗУ, ДВИГАТ., отсутствию загорания сигнальных табло отказов
ПОС и величине потребляемого тока по амперметрам.
При появлении в полете первых признаков обледенения (появление льда на передних
стеклах, блистерах и других частях вертолета) и при отсутствии загорания табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, ПОС ВКЛ. или их мигании, а также загорании табло ОТКАЗ СИГНАЛИЗАТ,
включить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС РУЧНОЕ.
При загорании в полете желтого табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО бортовому технику доложить
командиру экипажа. В этом случае необходимо:
при полете в условиях обледенения, когда выключать ПОС ПЗУ и ДВИГАТЕЛЕЙ нельзя, — уменьшить режим работы двигателя до погасания табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО
(ИКМ<52 %, Гнл<615 °С) и по возможности выйти из зоны обледенения, произвести посадку на своем или ближайшем аэродроме;
если обледенение отсутствует, то выключить ПОС ПЗУ и ДВИГАТЕЛЕЙ и продолжить выполнение задания.
8.15.9. Выключение ПОС НВ и РВ, если она включалась вручную, производить через 2—3 мин
после выхода из зоны обледенения.
Выключение ПОС ПЗУ и двигателей, а также обогрева ПВД и стекол производить после заруливания на стоянку.
8.15.10. Конструкция противообледенительной системы рассчитана на обеспечение безопасности
полетов вертолета в условиях обледенения при температуре наружного воздуха не ниже
—20 °С. Поэтому полеты в условиях обледенения при более низких температурах наружного воздуха не разрешаются.
8.15.11. НА ВЕРТОЛЕТЕ С «Квант-IM» И ГЕНЕРАТОРАМИ ГТ120ПЧ6А:
На щитке ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА установлены:
переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС с положениями РУЧНОЕ, нейтральное (выключено) и АВТОМАТ, для автоматического или ручного включения ПОС НВ и РВ;
переключатель СИГНАЛ, проверки исправности системы автоматического контроля и
защиты ПОС с положениями КОНТРОЛЬ, нейтральное (выключено) и СНЯТИЕ. В положение КОНТРОЛЬ устанавливается для проверки исправности ПОС (при неработающих основных генераторах), в положение СНЯТИЕ — для снятия сигналов отказов ПОС
после ее контроля;
кнопка КОНТРОЛЬ КВАНТ;
выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, для ручного включения
обогрева ПЗУ и двигателей;
зеленое табло ПЗУ и ДВИГАТ. сигнализации включения обогрева ПЗУ и двигателей;
зеленое табло КВАНТ ИСПРАВ.;
зеленое табло ПОС ВКЛ. сигнализации включения ПОС;
желтое табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ сигнализации о наличии обледенения;
желтое табло ОТКАЗ СИГНАЛИЗАТ. сигнализации отказа сигнализатора;
желтые табло сигнализации отказов ПОС НВ и РВ: НЕЧЕТН. (нечетных лопастей
НВ), ЧЕТН. (четных лопастей НВ), 1, 2, 3,4, 5, 6-й секций лопастей НВи 1-й, 2-й секций
лопастей РВ;
желтые табло сигнализации отказов ПОС ПЗУ и двигателей: Р ВОЗД. ВЕЛИКО и Р
ВОЗД. МАЛО сигнализации поступления воздуха на обогрев ПЗУ под большим или малым давлением.
На пульте левого летчика и правом щитке приборной доски летчиков установлены:
переключатели стеклоочистителя с положениями ПУСК, СБРОС, 1, 2; кнопки
(нажимные выключатели) ОПРЫСК СТЕКЛА;
189
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
187
переключатели ОБОГРЕВ СТЕКЛА, которые имеют положения СИЛЬНО, нейтральное (выключено) и СЛАБО.
Кроме того, на пульте левого летчика расположены:
выключатели ОБОГРЕВ ПВД ЛЕВ., ПРАВ. (ППД ЛЕВ., ПРАВ.);
табло НЕ ИСПРАВ. сигнализации отказа обогрева ПВД ЛЕВ., ПРАВ. (ППД ЛЕВ.,
ПРАВ.).
На вертолетах, оборудованных ППД, на левом пульте борттехника установлены выключатель ОБОГРЕВ ППД СРД и сигнальное табло НЕ ИСПРАВ. сигнализации отказа
обогрева ППД СРД.
8.15.12. Проверка исправности ПОС производится перед полетами в сложных метеоусловиях и
при температуре наружного воздуха 5 °С и ниже, а также при наличии обледенения на
земле (изморозь, туман, мокрый снег). При необходимости проверку работоспособности
ПОС НВ и РВ разрешается производить при температуре наружного воздуха до 20 "С, при
этом включать ее разрешается: при температуре 6—10 "С на время не более 5 мин, при
температуре 11—20 "С на время не более 2 мин.
8.15.13. После подключения электропитания необходимо:
установить переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС в положение АВТОМАТ.;
установить переключатель СИГНАЛ, в положение КОНТРОЛЬ;
нажать, на время не более 2 с, кнопку КОНТРОЛЬ КВАНТ. После отпускания кнопки
должны загореться табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, ПОС ВКЛ., НЕЧЕТН., ЧЕТН. и последовательно табло 1, 2, 3, 4, 5, 6 НВ, 1, 2 РВ (возможно загорание в последовательности 2, 1
РВ), КВАНТ ИСПРАВ., при этом на вертолетах с доработанной циклограммой работы
ПОС РВ табло 1 РВ загорится только одновременно с табло 1 НВ, табло 2 РВ — только
одновременно с табло 4 НВ. При наземной проверке повторное нажатие кнопки КОНТРОЛЬ КВАНТ производить не ранее чем через 2 мин, последующие включения — через
15 мин;
после погасания табло КВАНТ ИСПРАВ. переключатель СИГНАЛ, установить в нейтральное положение, переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС — в нейтральное положение, а
затем нажать переключатель СИГНАЛ, в положение СНЯТИЕ. После погасания всех
указанных выше табло отпустить переключатель СИГНАЛ^
установить выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ во включенное положение,
при этом должно загореться табло Р ВОЗД. МАЛО и через 20—40 с табло ДВИГАТ. Установить выключатели в выключенное положение и убедиться в погасании табло.
8.15.14. После включения генераторов необходимо:
установить выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ во включенное положение и
убедиться в загорании табло ПЗУ и ДВИГАТ., при этом возможно кратковременное загорание табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО. После проверки установить выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ
ДВИГАТЕЛЕЙ в выключенное положение и убедиться в погасании этих табло;
установить переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС в положение РУЧНОЕ, убедиться в
загорании табло ПОС ВКЛ., а также в том, что в течение 3 мин не загорелось ни одно
табло отказа ПОС, амперметр левого генератора должен показывать силу тока
240—310 А, на вертолетах с доработанной циклограммой работы ПОС РВ сила тока должна быть 240—310 А при обогреве одновременно одной секции НВ и одной секции РВ и
150—200 А при обогреве только одной секции НВ;
проверить работу ПОС НВ и РВ от правого генератора, для чего выключить левый генератор (на вертолетах, доработанных по ручному переключению питания ПОС НВ и РВ,
установить переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, на щитке ПЕРЕМЕННЫЙ ТОК в положение ПРАВ.) и убедиться по показаниям амперметра правого генератора в подключении к нему питания ПОС НВ и РВ (показания должны быть 240—330 А,
на вертолетах с доработанной циклограммой работы ПОС РВ — 240—330 А при обогреве
одновременно одной секции НВ и одной секции РВ, и 150—200 А при обогреве только
одной секции НВ).
Убедиться, что в течение 3 мин не загорится ни одно табло отказа ПОС НВ и РВ.
Переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС установить в нейтральное выключенное положение, табло ПОС ВКЛ. должно погаснуть.
Если при переключении ПОС НВ и РВ на правый генератор загорится табло 1 или 2 РВ,
необходимо установить переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС в нейтральное положение, перевести на время не менее 3 с переключатель СИГНАЛ, в положение РУЧНОЕ, табло должно погаснуть. Включить переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС в положение РУЧНОЕ и
продолжить проверку;
после проверки включить левый генератор (на доработанных вертолетах закрыть защитный колпак переключателя ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ., при этом переключатель электропитания ПОС НВ и РВ переводится в положение ЛЕВ.);
190
188
8.15.15.
8.15.16.
8.15.17.
8.15.18.
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
установить переключатель ОБОГРЕВ СТЕКЛА в положение СЛАБО, затем СИЛЬНО
и убедиться по свечению датчиков светодиодов на стеклах в исправности обогрева боковых стекол кабины летчиков. После проверки переключатель поставить в нейтральное
положение.
Полеты в условиях обледенения.
При температуре наружного воздуха от 5 °С и ниже, а также при полетах в сложных метеорологических условиях после запуска двигателей включить противообледенительную
систему:
включить обогрев ПЗУ и двигателей, установив выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ во включенное положение и убедиться в загорании табло ПЗУ и ДВИГАТ.;
включить обогрев ПВД (ППД, ППД СРД) и стекол. Переключатель ОБОГРЕВ СТЕКЛА установить сначала в положение СЛАБО и через 5—10 мин в положение СИЛЬНО;
перед выруливанием включить ПОС, установив переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС в
положение АВТОМАТ, (не ранее, чем через 15 с после проверки).
При попадании в полете в условия обледенения и загорании табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ
убедиться во включении ПОС НВ и РВ и проконтролировать их работу по горению табло
ПОС ВКЛ. и показаниям амперметров.
Контроль за работой ПОС в полете.
Контроль осуществляется по горению табло ПОС ВКЛ., ПЗУ ДВИГАТ. и величине потребляемого тока.
При появлении в полете первых признаков обледенения, а табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ,
ПОС ВКЛ. не загорелись или мигают, а также при загорании табло ОТКАЗ СИГНАЛИЗАТ. необходимо установить переключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС в положение РУЧНОЕ.
При загорании в полете желтого табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО бортовому технику доложить
командиру экипажа. В этом случае необходимо:
при полете в условиях обледенения, когда выключать обогрев ПЗУ и ДВИГАТЕЛЕЙ
нельзя, уменьшить режим работы двигателей до погасания табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО
(ИКМ<52 %, Гвд<615 °С) и по возможности выйти из зоны обледенения, произвести посадку на своем или ближайшем аэродроме;
если обледенение отсутствует, то выключить обогрев ПЗУ и ДВИГАТЕЛЕЙ и продолжить выполнение задания.
Для вертолетов с генераторами ГТ120ПЧ6А при нарушении электропитания обогрева
лопастей НВ (короткое замыкание, повреждение проводки в цепи питания и т.п.) показания амперметра уменьшаются до 90—-100 А, а на вертолетах, доработанных по ручному
переключению питания ПОС НВ и РВ, — до 180—220 А и загорится табло ЧЕТН. или
НЕЧЕТН. При этом табло сигнализации отказа обогрева секций лопастей не загораются.
В этом случае бортовому технику доложить командиру экипажа, а на доработанных
вертолетах, кроме того, установить переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, в
положение ПРАВ. При этом табло ЧЕТН. или НЕЧЕТН. должно погаснуть. Если указанное табло загорится вновь, то это говорит об отказе обогрева четных или нечетных лопастей.
Для всех вертолетов при неисправности обогрева одной или нескольких секций лопастей НВ (прогар секций) должны загореться табло ЧЕТН. или НЕЧЕТН. и табло отказавшей секции. В этом случае происходит автоматическое отключение обогрева
одноименных секций на всех лопастях НВ. Во всех указанных случаях командиру экипажа необходимо доложить руководителю полетов и выйти из зоны обледенения.
Выключение ПОС.
Выключение ПОС НВ и РВ, если она включалась вручную, производить через
2—3 мин после выхода из зоны обледенения. Выключение обогрева ПЗУ и ДВИГАТЕЛЕЙ, а также обогрева ПВД (ППД, ППД СРД) и стекол кабины летчиков производить
после заруливания на стоянку.
НА ВЕРТОЛЕТЕ С РАУС И ГЕНЕРАТОРАМИ ГТ120ПЧ6А.
На щитке ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА установлены:
выключатели ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС РУЧНОЕ АВТОМАТ., для автоматического или
ручного включения ПОС НВ и РВ;
переключатель СИГНАЛ, проверки исправности системы автоматического контроля
и защиты ПОС имеет положения КОНТРОЛЬ, нейтральное (выключено), СНЯТИЕ. В
положение КОНТРОЛЬ устанавливается для проверки исправности ПОС при неработающих основных генераторах. В положение СНЯТИЕ переключатель нажимается для снятия сигналов отказов ПОС после ее контроля;
выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, для ручного включения
обогрева ПЗУ и двигателей;
зеленые табло ПЗУ и ДВИГАТ. сигнализации включения обогрева ПЗУ и двигателей;
191
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
189
зеленое табло ОБОГРЕВ ДАТЧИКА ИСПРАВ,;
зеленое табло ПОС ВКЛ. сигнализации ПОС;
желтое табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ сигнализации о наличии обледенения;
желтое табло ОТКАЗ СИГНАЛИЗАТ. сигнализации отказа сигнализатора;
желтые табло сигнализации отказов ПОС НЕСУЩЕГО ВИНТА, РУЛЕВ. ВИНТА:
НЕЧЕТН. (нечетных лопастей НВ), ЧЕТН. (четных лопастей НВ), 1, 2, 3, 4, 5, 6 секций
лопастей НВ, 1 и 2 секций лопастей РВ;
желтые табло сигнализации отказов ПОС ПЗУ ДВИГАТ. ЛЕВ., ПРАВ., Р ВОЗД. ВЕЛИКО и Р ВОЗД. МАЛО сигнализации поступления воздуха на обогрев ПЗУ соответственно под большим и малым давлением. На пульте левого летчика и правом щитке
приборной доски летчиков установлены:
переключатели стеклоочистителя с положениями ПУСК, СБРОС, 1, 2;
кнопки (нажимные выключатели) ОПРЫСК СТЕКЛА;
переключатели ОБОГРЕВ СТЕКЛА, которые имеют положения СИЛЬНО, нейтральное (выключено) и СЛАБО. Кроме того, на пульте левого летчика расположены:
выключатели ОБОГРЕВ ПВД ЛЕВ., ПРАВ.;
табло НЕИСПРАВ. сигнализации отказа обогрева ПВД ЛЕВ., ПРАВ.
Проверку исправности производить перед полетами в СМУ при температуре наружного
воздуха 5 "С и ниже, а также при наличии обледенения на земле (изморозь, туман, мокрый
снег). В случае необходимости проверки работоспособности ПОС НВ и РВ при
температуре наружного воздуха до 20 °С разрешается ее включать: при температуре
6—10 °С на время не более 5 мин, при температуре 11—20 "С на время не более 2 мин. Последующее включение производить не ранее чем через 5 мин. После подключения
электропитания необходимо:
установить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ, во включенное положение;
установить через 30 с переключатель СИГНАЛ, в положение КОНТРОЛЬ.
При этом должны загореться табло ОБОГРЕВ ДАТЧИКА ИСПРАВ., ПОС ВКЛ., ОБЛЕДЕНЕНИЕ ЧЕТН., НЕЧЕТН. и последовательно 1, 2, 3, 4, 5, 6 НВ и 1 и 2 РВ. На средней панели приборной доски летчиков должно загореться желтое табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ;
перевести переключатель СИГНАЛ, в нейтральное положение, выключить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ., а затем нажать переключатель СИГНАЛ, в положение СНЯТИЕ. После погасания всех указанных выше табло отпустить переключатель
СИГНАЛ, (время контроля системы 4 мин);
установить выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, во включенное
положение, при этом должны загореться табло Р ВОЗД. МАЛО и через 20—40 с табло
ДВИГАТ. Установить эти выключатели в выключенное положение и убедиться в погасании табло.
После включения генераторов необходимо:
установить выключатели ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, во включенное
положение и убедиться в загорании табло ПЗУ и ДВИГАТ., при этом возможно кратковременное загорание табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО. После проверки выключить выключатели
ОБОГРЕВ ПЗУ ДВИГАТЕЛЕЙ ЛЕВ., ПРАВ, и убедиться в погасании этих табло;
включить последовательно выключатели ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ., РУЧНОЕ,
убедиться в загорании табло ПОС ВКЛ. и в том, что в течение 3 мин не загорелось ни
одно табло сигнализации отказа ПОС несущего и рулевого винтов. Амперметр левого генератора должен показывать силу тока 240—310 А;
проверить работу ПОС НВ и РВ от правого генератора, для чего на пульте № 1 бортового техника выключить левый генератор, установить переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, в положение ПРАВ, и убедиться по показанию амперметра правого
генератора в подключении к нему питания ПОС НВ и РВ, которое должно быть
240—330 А. Убедиться, что в течение 3 мин не загорится ни одно табло сигнализации, отказа ПОС несущего и рулевого винтов;
после Проверки включить левый генератор и перевести переключатель ПОС НА ГЕНЕРАТОР ЛЕВ., ПРАВ, в положение ЛЕВ.;
включить обогрев ПВД установкой переключателей ОБОГРЕВ ПВД ЛЕВ., ПРАВ, во
включенное положение и убедиться, что не горят табло НЕ ИСПРАВ. После проверки
выключить обогрев;
установить переключатель ОБОГРЕВ СТЕКЛА в положение СЛАБО, а затем СИЛЬНО и убедиться в исправности обогрева лобовых стекол летчиков по свечению датчиков- светодиодов, установленных на стеклах. После проверки установить переключатель в
нейтральное положение и убедиться в погасании датчиков-светодиодов.
Полеты в условиях обледенения разрешается выполнять при температуре не ниже
—20 "С. При температуре наружного воздуха +5 °С и ниже, а также при полетах в СМУ необходимо:
192
190
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
после запуска двигателей включить обогрев ПВД, ПОС ПЗУ и двигателей;
перед выруливанием включить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС АВТОМАТ. Этот
выключатель установить во включенное положение также в том случае, когда предполагается полет в условиях возможного обледенения (например: при полетах в сложных метеорологических условиях) независимо от температуры наружного воздуха.
Обогрев стекол включать при отрицательной температуре наружного воздуха или при
первых признаках запотевания или обледенения стекол. При этом необходимо переключатели ОБОГРЕВ СТЕКЛА установить в положение СЛАБО. В положение СИЛЬНО эти
переключатели устанавливать через 5—10 мин.
При загорании в полете табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ необходимо убедиться в загорании
табло ПОС ВКЛ. и в том, что амперметр левого (правого) генератора показывает силу
тока 240—310 А.
Контроль за работой противообледенительной системы осуществлять по горению табло ПОС ВКЛ., ПЗУ, ДВИГАТ., отсутствию загорания сигнальных табло отказов ПОС и
величине потребляемого тока по амперметрам.
При появлении в полете первых признаков обледенения (появление льда на передних
стеклах, блистерах и других частях вертолета) и при отсутствии загорания табло ОБЛЕДЕНЕНИЕ, ПОС ВКЛ. или их мигании, а также загорании табло ОТКАЗ СИГНАЛИЗАТ.
включить выключатель ВКЛЮЧЕНИЕ ПОС РУЧНОЕ.
При загорании в полете желтого табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО бортовому технику доложить
командиру экипажа.
В этом случае необходимо:
при полете в условиях обледенения, когда выключать ПОС ПЗУ и ДВИГАТЕЛЕЙ нельзя — уменьшить режим работы двигателя до погасания табло Р ВОЗД. ВЕЛИКО
(ИКМ<52 %, 7^615 °С) и по возможности выйти из зоны обледенения, произвести посадку на своем или ближайшем аэродроме;
если обледенение отсутствует, то выключить ПОС ПЗУ и двигателей и продолжить
выполнение задания.
Выключение ПОС НВ и РВ, если она включилась вручную, производить через
2—3 мин после выхода из зоны обледенения.
Выключение ПОС ПЗУ и двигателей, а также обогрева ПВД и стекол производить после заруливания на стоянку.
Конструкция противообледенительной системы рассчитана на обеспечение безопасности полетов вертолета в условиях обледенения при температуре наружного воздуха не
ниже —20 °С. Поэтому полеты в условиях обледенения при более низких температурах наружного воздуха не разрешаются.
193
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
191
8.16. ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
.16.1. Приборное оборудование, установленное на вертолете, включает комплекс приборов,
обеспечивающий пилотирование вертолета днем и ночью в простых и сложных метеорологических условиях и контроль за работой двигателей, редукторов и систем вертолета.
Все приборы размещены в кабине экипажа на приборных досках и пультах членов экипажа
(рис. 8.8-8.28). ,16.2. На вертолете установлены следующие приборы:
указатели скорости УС-450К (три);
электромеханический высотомер УВИД-30-15;
высотомеры барометрические ВД-10К (два);
вариометры ВАР-ЗОМК (два);
приборы команд но-пилотажные ПКП-72М (ПКП-77М) (два);
авиагоризонт резервный АГР-72 (АГК-83);
приборы навигационные плановые ПНП-72-6М (ПНП-72-12) (три);
радиомагнитный индикатор РМИ-2;
компас КИ-13К;
указатель радиовысотомера А-036;
индикатор висения и малых скоростей из комплекта ДИСС-32;
индикаторы путевой скорости и угла сноса из комплекта ДИСС-32 (два);
индикатор координат из комплекта ДИСС-32;
индикаторы дальности из комплекта «ВЕЕР-М» (два);
индикатор азимута из комплекта «ВЕЕР-М»;
часы АЧС-1М (три);
указатель температуры наружного воздуха ТНВ-15;
указатель угла наклона телекамеры БТУ;
указатели шага винта УШВ-1К (два);
указатель крутящего момента;
указатели температуры выходящих газов левого и правого двигателей УТ-7А;
двухстрелочные измерители частоты вращения несущего винта и свободной турбины
ИТА-12(два);
указатель частоты вращения компрессоров высокого давления ИТЭ-2Т;
измеритель частоты вращения компрессоров низкого давления ИТА-12;
индикаторы давления топлива левого и правого двигателей ИТП-100;
индикаторы давления масла левого и правого двигателей ИТП-8;
индикаторы температуры масла левого и правого двигателей ИТ1П-50/150;
индикаторы уровня масла левого и правого двигателей ИП1-18ПБ;
указатели вибраций левого и правого двигателей УК-68В;
индикатор положения лопаток вентилятора ИП-21-08;
индикаторы давления масла в главном, промежуточном и хвостовом редукторах ИТП-8;
индикаторы температуры масла в главном, промежуточном и хвостовом редукторах
ИТ1П-50/150;
индикаторы давления гидросмеси в основной, вспомогательной и дублирующей системах ИТП-240;
указатель температуры выходящих газов ВСУ ТСТ-2;
измеритель частоты вращения ротора ВСУ ИТА-6М;
индикатор температуры масла на входе в двигатель ВСУ ИТ1П-50/150;
индикатор давления воздуха в магистрали отбора воздуха ВСУ ИТП-15;
манометр пневмосистемы НТМ-100;
указатель расхода воздуха в системе кондиционирования УК-57А;
индикатор давления в тормозах колес (на вертолетах с доработанной тормозной системой);
термометр воздуха в кабине;
СИВ — система измерения массы вертолета на земле;
указатель предельных нагрузок.
.16.3. Отказ электромеханического барометрического высотомера УВИД-30-15 определяется по
несоответствию его показаний показаниям барометрических высотомеров и загоранию
лампы сигнализации отказа питания на указателе.
В этом случае высоту необходимо выдерживать по показаниям барометрического высотомера. Контроль высоты полета над рельефом местности до высоты 300 м осуществлять по
показаниям радиовысотомера.
.16.4. Отказ резервного авиагоризонта определяется по несоответствию его показаний показаниям ПКП, а также положению вертолета относительно горизонта.
При исправных ПКП отказ резервного авиагоризонта на выполнение полета согласно
заданию влияния не оказывает.
194
192
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
о
X
о,
о
ID
а
ч
OQ
I
с
00
об
195
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
193
яо.о
о
ю
S
о.
с
и
2
00
196
194
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Es к
!§
*
2
s
j
р "
Р
50
и
ДС
197
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
195
198
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
196
0
0
0
0
КРАСНЫЙ ПОПСВЕТ
ВСТРОЕН.ПОДСВЕТ
Q ПРАВАЯ СТОРОНА
s*
ПРИБОРОВ
^ РЕГУЛИРОВКА ЯРКОСТИ М
ОСН.
0
0
ПУБЛ.
ПРИБОРНАЯ ДОСКК И
ПУЛЬТЫПРАВ.ЛЕТЧИКЛ
граппы
0 ОСИ
0
ЦУБЛ.0
0
0
0
0
Рис. 8.14. Правая стенка центрального пульта летчиков
Рис. 8.15. Правая панель приборной доски летчиков
j
199
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
БЕЛЫМ
ЛЯТОР
§
СТОПОР
СЬРОС*
БИНСТЕР*
0
•
>
,
КРАСНЫЙ
197
200
СИЛЬНО
СБРОС
СТЕКЛООЧИСТ.
Uf
СЛАБО
ОПРЫСК
ОБОГРЕВ
С Т Е К Л А
0
Рис. 8.16. Правый щиток приборной доски летчиков
о@
0
в
РАЛ
ела f
ф
ГРОИК.
© о
ГРВПК. КОЯЦ
К? СР
о
ens.
Рис. 8.17. Пульт правого летчика
Рис. 8.17а. Пульт правого летчика с пультами управления УВ-26
-Ь о^
201
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
198
Рис. 8.18. Приборная доска штурмана
КРАСНЫИ ПОПСВЕТ л
0ВСТРОЕН.ПООСВЕТ ПРИВОРОВ0 ОСН.
ШТУРМАН
ПРИБ.ДОСКА®
ГРУППЫ
ДУБЛ. ОСНОУЬЛ^
0ПУЛЬТЫ
0
0
[DA
5А 5А
Рис. 8.19. Правый пульт штурмана
202
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
199
га
Q,
203
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
200
с
я
ч*
ГЧ
о
о
о
о
о
о
о
о
о
о
о
о
204
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
201
205
202
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Рис. 8.24. Приборная доска бортового техника с ИВ-300
Рис. 8.24я. Приборная доска бортового техника с ИВ-79
206
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
203
t
s
к
Он
207
204
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
с
о
QJ С
§X* юи
Я
ей
8
sa
чЮ (Ч
I
U
Ф
о,
О
ю
с
208
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
205
к .К
1*
ID
с
т
с
о
(N
F—
S
Е
209
206
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
XS
*
О Е
s еС ™
II
25
§&
IS
о
н
о.
ю
210
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
207
211
208
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
S
и
Н
212
э
С С
р. о ю
213
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
209
Рис. 8.29. Пил отажно-командный прибор ПК.П-72М:
Рис. 8.29а. Пшютажио-командный прибор ПКЛ-77М
1 —- циферблат крена, закрепленный на передней плате прибора;
2 — шкала тангажа, которая перемешается вверх-вниз относительно
символа вертолета в пределах ±90° и вращается в плоскости лицевой
части прибора при наличии крена вертолета. На шкале нанесены ли
ния горизонта и отметки через 5" в диапазоне углов тангажа 0—15°,
через 15° в диапазоне углов 15—30° и через 20° в диапазоне углов
30-90°. Отметки углов ±10°, ±30°, ±50°, ±70°, ±90" оцифрованы.
При перемещении шкалы вверх индицируется пикирование вертоле
та, вниз — кабрирование. Шкала выше линии горизонта окрашена в
голубой цвет, а ниже — и коричневый;
J — флажок бленкера отказа команды по крену. Флажок убирается
из поля зрения при включении питания прибора; 4— единый индекс
команд по крену и тангажу. Индекс выполнен в виде двух
сходящихся «усиков», которые при выполнении команды
накладываются на боковые грани символа вертолета. Команда по
крену индицируется вращением индекса в плоскости лицевой части
прибора, а команда по тангажу — перемещением индекса
вверх-вниз. Индекс команд используется при директорном или автоматическом режиме ПКВ. В нерабочем режиме индекс уводится из
поля зрения прибора. Единый индекс команд принято называть директорной или л ядерной стрелкой (на ПКП-72М и ГЖП-77М не задействован);
5 — флажок бленкера отказа команды по тангажу. Флажок убирается
при включении питания прибора; 6— символ вертолета, неподвижно
закрепленный на циферблате крена;
7 — шкала отклонения от глжяады, закрепленная справа на цифер
блате крена;
8 — индекс отклонения от глиссады, перемещающийся вверх-вниз
относительно центра шкалы. Отклонение индекса вверх показывает,
что вертолет находится ниже глиссады; отклонение индекса вниз —
что вертолет находится выше глиссады;
9 — флажок бленкера отказа авиагоризонта. Флажок убирается после
включения гировертикали;
10 — шкала отклонения от курсовой зоны, закрепленная снизу на
циферблате крена;
// — совмещенный индекс малой высоты и отклонения от курсовой
зоны. Перемещение индекса влево от центра шкалы 10 показывает,
что вертолет находится правее линии курса (или ЗПУ), перемещение
индекса вправо — что вертолет находится левее линии курса (или
ЗПУ). Одновременно индекс индицирует радиотехническую высоту
полета от 150 и до нуля. При снижении вертолета индекс поднимается вверх, приближаясь к символу вертолета. Отсчет высоты полета
видится без шкалы по величине расстояния от индекса до символа
вертолета.
Примечание. Индексы #и // принято называть планками положения ПКП (глиссадной и курсовой);
12 — кремальера установки начального тангажа в пределах ±20°;
13 — указатель скольжения, состоящий из трубки и шарика. Смеще
ние шарика влево или вправо от центра трубки, обозначенного дву
мя визирными рисками, индицирует наличие скольжения при
отсутствии в этот момент крена вертолета. Визирные риски при не
обходимости могут перемещаться вручную вправо-влево;
14 — шкала крена, нанесенная снизу на циферблате крена. На шкале
нанесены отметки через 5° в диапазоне углов крена от 0 до 60° и че
рез 30° в диапазоне углов крена от 60 ло 180°. Отметка углов ±30S
оцифрована (на ПКП-77М нет);
75 — индекс крена, вращающийся синхронно с линией горизонта на
шкале тангажа. При крашении линии горизонта и индекса крена по
часовой стрелке индицируется левый крен, против часовой стрелки — правый крен (на ПКП-77М нет);
16 — флажок бленкера отказа радиовысотомера. Флажок убирается
после включения радиовысотомера;
17 — шкала отклонения от заданной величины общего шага НВ, за
крепленная слева на циферблате крена (на 1ЖП-77М нет);
18— индекс отклонения от заданной величины общего шага НВ, ко
торый служит командным (директорным) индексом по общему шагу
НВ при директорном или автоматическом режиме ПКВ. Перемеще
ние индекса вверх показывает необходимость увеличения общего
тага НВ, перемещение вниз — необходимость уменьшения общего
шага. Незначительные колебания индекса около нулевого положе
ния шкалы индекса Ц показывают, что величина общего шага соот
ветствует заданному режиму полета (на ПК.П-77М нет);
19— кнопка тест-контроля, предназначенная для проверки исправ
ности прибора. При нажатии кнопки:
— индекс крена 15 должен повернуться против часовой стрелки на
угол (10±5)э;
— шкала тангажа 2 должна переместиться вниз на угол (]0±5)°;
— индекс команд по крену и тангажу -/должен повернуться по часо
вой стрелке на угол (10±5)° и переместиться вверх на (15±5) мм;
— совмещенный индекс II должен переместиться вниз и влево на
(10±5) мм;
— флажки бленкеров К, Т, АГ должны появиться на лицевой части
прибора. После отпускания кнопки индексы должны вернуться в пер
воначальное положение, а флажки бленкеров убраться с лицевой части
214
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
210
5
6
7
8
3
9
Ю
Рис. 8.30. Прибор навигационный плановый ПНП-72-6М:
Рис. 8.30а. Прибор навигационный плановый ПНП-72-12
/ — неподвижная шкала УС и КУР (углов сноса и курсовых углов радиостанций). Шкала УС нанесена сверху и пределах ±20° с отметками через 5° без оцифровки. Шкала КУР имеет отметки через 10° и
оцифровку углов 60, 120, 240 и 300°;
2 — стрелка КУР или А (курсового угла радиостанции или азимута
маяка). Курсовые углы отсчитываются по шкале УС и КУР, а азиму
ты — по шкале текущего курса. На приборах летчиков при установке
переключателя СТРЕЛКА КУР в положение РСБН стрелка круглым
концом показывает азимут маяка, а при установке переключателя и
положение APK-I9 или АРК-УД стрелка узким концом показывает
курсовые углы радиостанций. На приборе штурмана стрелка показы
вает только курсовые углы радиостанции, независимо от положения
переключателей СТРЕЛКА КУР у летчиков;
3 — индекс УС (угла сноса), связанный с аппаратурой ДИСС;
4—- счетчик дальности. На всех трех приборах счетчик не задействован:
5 — шторка нерабочего состояния счетчика дальности. На всех трех
приборах шторки постоянно закрыты;
6— шкала текущего курса вертолета. Шкала вращается относительно индекса курса и имеет отметки через 5° с оцифровкой через 30°:
7 — неподвижный индекс текущего курса;
8— флажок бленкера отказа курсовой системы;
9— счетчик ЗПУ или А (заданного путевого угла или азимута). При
установке переключателя ЗПУ в положение РУЧН. счетчики на всех
Г1НП показывают значение ЗПУ, введенное вручную на каждом
ПНП. При установке переключателя ЗПУ в положение ДИСС значе
ние ЗПУ индицируется только на ПНП штурмана;
Ю— шторка нерабочего состояния счетчика ЗПУ; // — индекс ЗК
(заданного курса), который устанавливается вручную с помощью
кремальеры на заданное значение по шкале текущего курса (на
ПНП-72-12 нет);
12 — стрелка ЗПУ. При установке переключателя ЗПУ в положение
РУЧН. стрелка на каждом ПНП показывает значение ЗПУ, введенное вручную с помощью кремальеры. При установке переключателя
ЗПУ в положение ДИСС, а переключателя ОРТОДРОМИЯ в поло-
жение I или 2, стрелки на всех ПНП показывают значение, введенное вручную на ПНП штурмана;
13 — шкала отклонения от линии заданного пути или курсовой ли
нии маяка. Шкала перпендикулярна стрелке ЗПУ и поворачивается
вместе с ней;
14 — стрелка отклонения от заданной линии пути или от курсовой
линии маяка. Отклонение стрелки вправо от центра шкалы (относи
тельно направления стрелки ЗПУ) показывает, что вертолет нахо
дится лепсе заданной линии пути; отклонение стрелки влево — что
вертолет находится правее линии пути. При полете вертолета по за
данной линии пути стрелка совмещается со стрелкой ЗПУ;
15 — флажок бленкера отказа глиссадного радиомаяка;
16 — шкала отклонения от глиссады;
17— стрелка отклонения от глиссады. Отклонение стрелки вверх от
центра шкалы показывает, что вертолет находится ниже глиссады;
отклонение стрелки вниз — что вертолет находится выше глиссады;
18— кремальера ЗПУ для установки значения заданного путевого угла;
19— кремальера ЗКдля установки индекса ЗКна значение заданно
го курса. Кремальерой устанавливается также широкая стрелка
РМИ-2 на заданный курс (на ПНП-72-12 нет);
20— неподвижный символ вертолета (на ПНП-72-12 нет);
21 — флажок бленкера отказа курсового радиомаяка и отказа блока
БВК ДИСС;
22 — кнопка тест-контроля для проверки исправности прибора. При
нажатии на кнопку:
— шкала текущего курса должна повернуться по часовой стрелке на
(20 ±5)" относительно индекса текущего курса;
— индекс ЗК и стрелка КУР должны повернуться против часовой
стрелки на (20±5)°;
— показания счетчика дальности должны увеличиться на (40+5) км;
— флажок бленкера отказа курсовой системы должен появиться на
лицевой части прибора. При отпускании кнопки стрелки и шкалы
должны вернуться в первоначальное положение, а флажок КС дол
жен убраться с лицевой части.
215
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
211
Рис. 8.306. Авиагоризонт АГК-83:
1 —флажок сигнализатора (при включенном АГК убран); 2 -• индекс крена; 3 — шкала крена; 4 — ручка кремальеры; 5 — указатель команд
по крену (не задействован); б — указатель скольжения; 7 — силуэт вертолета; 8 — указатель команд по тангажу (не задействован); 9— ручка
арретира; 10 — шкала тангажа; П — индекс зенита
216
212
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.17.СВЕТОТЕХНИЧЕСКОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.17.1. Светотехническое оборудование вертолета подразделяется на группы:
внутреннее освещение;
наружное освещение;
внутренняя сигнализация;
наружная сигнализация.
Схема размещения аппаратуры управления светотехническим оборудованием в кабине
экипажа показана на рис. 8.31.
8.17.2. Внутреннее освещение состоит из красного подсвета приборных досок и пультов, освеще
ния кабин и отсеков вертолета.
8.17.3. Красный подсвет приборных досок и пультов осуществляется лампами с колбами красного
света, запитанные от сети переменного тока напряжением 115В через регулировочные по
нижающие трансформаторы. Аппаратура красного подсвета разбита на две группы: основ
ную и дублирующую. Управление красным подсветом установлено на левой и правой
стенках центрального пульта летчиков, на левом пульте бортового техника и правом пульте
штурмана.
Для включения красного подсвета необходимо:
установить переключатель ВСТРОЕН. ПОДСВЕТ ПРИБОРОВ в положение ОСН.;
поворотом вправо ручки регулировочного трансформатора включить подсвет приборов
и установить необходимую яркость освещения.
При выходе из строя основной группы необходимо установить переключатель ВСТРОЕН. ПОДСВЕТ ПРИБОРОВ в положение ДУБЛ.
Для выключения красного подсвета ручку трансформатора установить в крайнее левое
положение.
8.17.4. В кабине экипажа установлены четыре плафона общего освещения красно-белым светом.
На рабочем месте каждого члена экипажа установлены светильники СБК.
Для включения плафона необходимо установить переключатель ПЛАФОН в положение
КРАСНЫЙ или БЕЛЫЙ, а для выключения — установить нейтральное положение. Переключатели ПЛАФОН установлены на пульте левого летчика, правом щитке приборной доски летчиков, пульте № 1 штурмана и левом пульте бортового техника. Для включения
светильников необходимо установить вращением оправы светильника красный или белый
светофильтр, вращением вправо рукоятки на светильнике включить освещение и установить необходимую яркость.
Для кратковременного включения светильника необходимо нажать кнопку на его корпусе, при этом лампа загорится на полный накал независимо от положения рукоятки.
Для выключения светильника необходимо повернуть рукоятку в крайнее левое положение.
Для включения освещения и регулировки степени освещенности рабочего стола штурмана на вертолетах по № 34001212053 на приборной доске штурмана установлены переключатель ПОДСВЕТ СТОЛА, регулятор ПОДСВЕТ СТОЛА и две лампы СМ 28-5-2.
Для включения подсвета необходимо:
установить переключатель ПОДСВЕТ СТОЛА в положение КРАСНЫЙ или БЕЛЫЙ;
поворотом ручки регулятора ПОДСВЕТ СТОЛА установить необходимую яркость
освещения стола.
На вертолетах с № 34001212054 освещение стола штурмана осуществляется светильником СБК, установленным на приборной доске штурмана справа по полету.
Для освещения кабины сопровождающих установлены два, а для освещения грузовой
кабины — 14 плафонов общего освещения. Из 14 плафонов 8 являются плафонами основного освещения, 6 — дежурного. Для освещения грузовой кабины и трапов при погрузке и
выгрузке грузов в кабине установлено четыре фары ФР-100. Для обеспечения светомаскировки грузовой кабины предусмотрена возможность смены светофильтров плафонов и
фар.
Для освещения груза на внешней подвеске установлена фара ФПП-9. Включение фары
производится выключателем ФАРА ФПП-9, установленным у переговорной точки СПУ в
грузовой кабине.
Отсеки вертолета освещаются установленными в них плафонами общего освещения.
Включение и выключение освещения в кабине сопровождающих, основного и дежурного
освещения и фар в грузовой кабине производить соответственно выключателями КАБИНА
СОПРОВ., ОСНОВН., ДЕЖУРН., ЗАДН. и ПЕРЕДН., установленными на левом пульте
бортового техника.
Включение и выключение освещения в отсеках вертолета производить переключателями, установленными в соответствующих отсеках.
217
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
213
кк
ID
о.
о
10
о
гп
оо
218
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.17.5. В состав наружного освещения входят две поисково-посадочные фары ФПП-7, установ
ленные в носовой части фюзеляжа. Управление левой фарой установлено на пульте левого
летчика, а правой фарой — на правом щитке приборной доски летчиков. Переключатель
ФАРА имеет три положения: СВЕТ УПРАВ., нейтральное (выключено) и УБОРКА. На
правление световых лучей фар регулируется нажимными переключателями, расположен
ными на рычагах общего шага.
Для включения фары необходимо:
установить переключатель ФАРА в положение СВЕТ УПРАВ., при этом должна загореться лампа фары;
установить переключателем на рычаге общего шага нужное направление светового
луча фары.
Для выключения света фары переключатель ФАРА установить в нейтральное положение. После заруливания на стоянку необходимо переключатель ФАРА установить в положение УБОРКА, затем в нейтральное положение.
8.17.6. В состав внутренней сигнализации входят световые табло следующих цветов:
красного — для аварийных сигналов, требующих немедленных действий экипажа при
отказе важных систем;
желтого — для предупреждающих сигналов, которые указывают на нарушения нормальной работы отдельных систем и агрегатов, не создающих аварийной ситуации, но требующих выполнения определенных действий экипажа;
зеленого — для уведомляющих сигналов, которые информируют экипаж о нормальной работе отдельных систем и агрегатов.
8.17.7. Для привлечения внимания экипажа о включении световых сигналов особой важности на
левой и правой панелях приборной доски летчиков установлены сигнальные табло цент
рального оповещения: желтое — ВНИМАНИЕ, красное — ОПАСНО.
Указанные табло загораются одновременно с загоранием соответствующих неисправностям табло на приборной доске летчиков или на приборной доске бортового техника.
Для снятия сигнала рядом с табло расположена кнопка СНЯТИЕ СИГН. ЦО.
8.17.8. Одновременно с загоранием красного табло ОПАСНО в зависимости от информации о не
исправности загораются следующие табло, установленные на приборной доске летчиков:
ГЛ. РЕД. Р МАСЛА;
ПОЖАР;
ПРЕДЕЛ Т левого или правого двигателя;
ПРЕДЕЛ п левого или правого двигателя;
ПЕРЕГРЕВ левого или правого двигателя;
Р МАСЛА левого или правого двигателя;
ОТКАЗ ГИРОВЕРТ. (ЛЕВ., ПРАВ.);
ДУБЛИ Р. НЕ РАБОТАЕТ;
Мкр ОПАСЕН.
8.17.9. Одновременно с загоранием желтого табло ВНИМАНИЕ в зависимости от информации о
неисправности загораются следующие табло:
Т МАСЛА СТРУЖКА левого или правого двигателя;
ГРАНИЦА КАРТЫ;
ОТКАЗ БПР левого или правого двигателя;
РУЧНОЕ ОГРАНИЧ. левого или правого двигателя;
ОБЛЕДЕНЕНИЕ;
ТОРМОЗ КОЛЕС;
БАК № 9 ОСТАЛОСЬ 460 КГ;
БАК № 10 ОСТАЛОСЬ 460 КГ;
ПЕДАЛИ;
СТАРТЕР ЛЕВ. или СТАРТЕР ПРАВ.;
ДУБЛ. РАБОТАЕТ;
НЕИСПРАВ. левого или правого ПВД;
ВЫКЛЮЧИ ОСН.;
ПОВЫШ. ВИБРАЦИЯ левого или правого двигателя.
8.17.10. С целью привлечения особого внимания экипажа к табло сигнализации часть из них мо
жет гореть в мигающем режиме.
При включении выключателя МИГАЛКА, установленного на левом пульте бортового
техника, в мигающем режиме (при неисправностях) горят следующие табло, расположенные на приборной доске бортового техника:
Р МАСЛА левого или правого двигателя;
ПРЕДЕЛ Т левого или правого двигателя;
219
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
215
ПРЕДЕЛ п левого или правого двигателя;
ПОЖАР;
Р МАСЛА главного редуктора;
Р МАСЛА промежуточного редуктора;
Р МАСЛА хвостового редуктора;
УРОВЕНЬ МАСЛА (максим, уровень масла) левого или правого двигателя;
Т ГИДРОМАС. основной гидросистемы;
Т ГИДРОМАС. дублирующей гидросистемы.
Красные табло ОПАСНО центрального оповещения и желтое табло ДУБЛИР. РАБОТАЕТ, расположенные на приборной доске летчиков, горят в мигающем режиме независимо от положения выключателя МИГАЛКА.
8.17.11. В состав наружной сигнализации входят:
два проблесковых маяка;
контурные огни;
строевые огни (огни полета строем);
аэронавигационные огни (АНО).
8.17.12. Щиток ОГНИ управления наружной сигнализацией находится на пульте левого летчика.
На нем установлены:
выключатели МАЯКИ и КОНТУРНЫЕ;
переключатели СТРОЕВЫЕ и АНО с положениями ЯРКО, нейтральное (выключено)
и ТУСКЛО;
кнопка КОД сигнализации аэронавигационными огнями.
Для включения наружной сигнализации необходимо:
установить выключатель КОНТУРНЫЕ во включенное положение;
установить проблесковые маяки во включенное положение, установив переключатель
МАЯКИ в положение ОБА или ВЕРХН. (при включении только верхнего проблескового
маяка);
установить переключатели СТРОЕВЫЕ и АНО в положение ТУСКЛО или ЯРКО.
Выключение наружной сигнализации необходимо производить установкой выключателей в выключенное положение, а переключателей — в нейтральное положение. Для включения сигнализации огнями АНО необходимо установить переключатель АНО в
нейтральное положение и нажимать кнопку КОД. Если переключатель находится в положении ЯРКО, то сигнализация не включается. При нахождении переключателя в положение ТУСКЛО и нажатии кнопки КОД происходит увеличение яркости горения огней АНО.
220
216
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.18.ПИЛОТАЖНЫЙ КОМПЛЕКС ВЕРТОЛЕТА ПКВ-26-1
8.18.1. На вертолете может устанавливаться ПКВ первой или второй серии.
Пилотажный комплекс ПКВ-26-1 обеспечивает выполнение следующих функций:
стабилизацию углового положения вертолета по крену, тангажу и направлению;
демпфирование угловых колебаний вертолета по крену, тангажу и направлению;
стабилизацию заданной приборной скорости;
стабилизацию заданной барометрической высоты;
улучшение характеристик устойчивости и управляемости вертолета на всех этапах полета. С
ПКВ взаимодействуют комбинированные агрегаты управления КАУ-140, левая гировертикаль МГВ-1СУ8, курсовая система «Гребень-2», корректор-задатч и к приборной скорости КЭСП, корректор-задатчик высоты КЗВ-0-15. Эксплуатация ПКВ первой и второй
серии отличий не имеет.
8.18.2. В состав ПКВ входят:
вертолетный унифицированный автопилот (ВУАП);
центральный пульт управления (ЦПУ); блок
коммутации (БК26-1); рама монтажа (РМ-26-1). Блоксхема (состав и связи) ПКВ показана на рис. 8.32.
8.18.3. Пульты управления ВУАП и ЦПУ установлены на центральном пульте летчиков, кнопки
выключения автопилота ВЫКЛ. АП — на ручках управления. Микровыключатели, уста
новленные под педалями, переводят автопилот (при нажатии на педаль) из режима стаби
лизации курса в режим демпфирования.
8.18.4. На пульте управления ВУАП расположены (рис. 8.12 и 8.12а):
нулевые индикаторы каналов НАПРАВЛЕНИЕ, КРЕН, ТАНГАЖ, ВЫСОТА; кнопкитабло ВКЛ. и ОТКЛ. для включения и отключения каналов автопилота; ручки
центровки для наземной проверки каналов направления, крена, тангажа и внесения
поправок в угловое положение вертолета в горизонтальном прямолинейном полете;
переключатель КОНТРОЛЬ для проверки исправности канала высоты.
8.18.5. На пульте ПКВ второй серии (рис. 8.12а) расположены:
кнопка-табло АП для одновременного включения и отключения каналов направления, крена, тангажа;
кнопка-табло Кприб для включения и отключения стабилизации скорости при включенном канале тангажа;
кнопка-табло Ябар. для включения и отключения канала высоты;
нажимной переключатель КОНТРОЛЬ для проверки исправности лампочек кнопоктабло АП, .Ябар. и Кфиб. (при положении переключателя вверх по стрелке), а также для
наземной проверки работоспособности ПКВ инженерно-техническим составом.
Пульт ПКВ первой серии (рис. 8.12) отличается от пульта второй серии тем, что вместо
нажимного переключателя КОНТРОЛЬ в правой части расположены кнопка ТЕСТ
Рис. 8.32. Блок-схема (состав и связи) ПКВ:
КЭСП— корректор-задатчик приборной скорости; КЗВ~ корректор-залатчик высоты; КС— курсовая система; МГВ— малогабаритная гировертикаль; ЦПУ— центральный пульт управления; ВУАП — автопилот; БК — блок коммутации; РУ — ручное управление (органы управления вертолетом); КАУ— комбинированные агрегаты управления; В — вертолет
221
2)7
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
Центральный пульт
летчикоб
8 (§1 §1® 8! S
НОЧЬ
УЕОРКАЧ 1АЛы! №РШ.
Рис. 8.32а. Пульт управления ВУАП и ЦПУ па центральном пульте летчиков
ЛЕВ
222
218
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
—_
i _ т *. н г дж
..
1.6 Ы с о Т *— РДД-
Рис. 8.326. Пульт управления ВУАП и ЦПУ на центральном пульте летчиков
223
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
219
КОНТР, и два переключателя, предназначенные для проверки работоспособности ПКВ
инженерно-техническим составом на земле.
8.18.6. Эксплуатационные ограничения.
Значение
Параметр
Диапазон скоростей включения стабилизации воздушной скорости на высотах от 100 м и выше, км/ч
Диапазон высот включения стабилизации барометрической высоты полета, м
Минимальная высота полета (над рельефом местности) с освобожденным управлением при стабилизации угловых положений вертолета, воздушной
скорости и барометрической высоты, м
Допустимая величина отклонения органов управления вертолетом при проверке автопилота на земле:
ручки управления, мм
педалей, мм
Нормальное,
150
50
Максимальное
До скорости на 15 км/ч
менее максимальной До
максимальной
100
Минимальное
50-60
30
8.18.7. Во время предполетного осмотра.
Убедиться, что выключатели ПКВ находятся в выключенном положении, а в исправности приборов — по внешнему состоянию. Расположение пульта управления ВУАП и ЦПУ
на центральном пульте летчиков показано на рис. 8.32а.
8.18.8. Проверка исправности ПКВ производится после запуска двигателей при включенном ис
точнике переменного тока.
8.18.9. Для проверки исправности необходимо:
произвести плавное отклонение ручки управления вертолетом вперед и назад на
50—60 мм от нейтрали. Подвижная шкала в секторном окне пульта управления канала
тангажа должна отклоняться;
включить каналы автопилота КРЕН, ТАНГАЖ и НАПРАВЛЕНИЕ нажатием кнопоктабло ВКЛ. на пультах соответствующих каналов, при этом зеленые кнопки-табло ВКЛ.
должны загореться;
отклонить ручку управления влево и убедиться, что стрелка индикатора на пульте канала крена отклоняется вправо с последующим возвращением в нейтральное положение.
Повторить проверку при отклонении ручки управления вправо. Плавно повернуть ручку
центровки на пульте крена влево и убедиться, что стрелка индикатора отклоняется влево.
Нажать на кнопку снятия усилий — стрелка индикатора должна возвратиться в нейтральное положение. Повторить проверку при отклонении ручки центровки вправо;
плавно отклонить ручку управления вперед и убедиться, что стрелка индикатора на
пульте канала тангажа отклоняется назад. Нажать на кнопку снятия усилий — стрелка
индикатора должна возвратиться в нейтральное положение. Повторить проверку при отклонении ручки управления назад;
снять ноги с педалей и повернуть ручку центровки на пульте канала направления влево и убедиться, что стрелка индикатора отклоняется влево. Поставить ноги на педали и
нажать надпедальники — стрелка индикатора должна возвратиться в нейтральное положение. Повторить проверку при отклонении ручки центровки вправо;
установить рычагом общего шага 2,5—3° по УШВ и включить канал ВЫСОТА нажатием кнопки-табло ВКЛ. на пульте канала высоты, при этом зеленая кнопка-табло ВКЛ.
должна загореться. Кратковременно (не более 1 с) нажать переключатель КОНТРОЛЬ на
себя, а затем от себя и убедиться, что стрелка индикатора отклоняется соответственно назад и вперед. Уменьшение и увеличение общего шага проконтролировать по УШВ. Отклонить рычаг общего шага вниз до упора, при этом зеленая кнопка-табло ВКЛ. должна
погаснуть, а красная кнопка-табло ОТКЛ. должна загореться и при отпускании кнопки
фрикциона общего шага — погаснуть. Снова включить канал ВЫСОТА;
выключить автопилот нажатием кнопки отключения, расположенной на ручке управления. Все каналы должны отключиться, зеленые кнопки-табло ВКЛ. должны погаснуть.
На время нажатия кнопки отключения загораются кнопки-табло ОТКЛ. Включить каналы автопилота и убедиться в их отключении при нажатии кнопки отключения управления правым летчиком, а затем проверить выключение каждого канала нажатием
соответствующих кнопок-табло ОТКЛ.;
проверить исправность кнопок-табло ПКВ, для чего на ЦПУ нажать нажимной переключатель КОНТРОЛЬ в верхнее положение, не отпуская его, убедиться в загорании
кнопок-табло АП, Ябар. и Ктриб.- После отпускания переключателя КОНТРОЛЬ кнопкитабло погаснут;
нажать на ЦПУ кнопку-табло АП и убедиться в том, что включились каналы направления, крена и тангажа автопилота. Повторно нажать на кнопку АП и убедиться в отключении этих каналов;
нажать на кнопку-табло включения канала тангажа и убедиться в его включении;
нажать на кнопку-табло Кприб. включения стабилизации скорости и убедиться в ее
включении. Повторно нажать на кнопку-табло стабилизации скорости и по погасанию
224
220
Рукоиодство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
кнопки-табло убедиться в ее отключении, затем отключить канал тангажа нажатием
кнопки-табло ОТКЛ.;
нажать кнопку-табло //бар. и убедиться в том, что включился канал высоты. Отключить
канал высоты повторным нажатием кнопки-табло //бар,Примечание. При нажатии на кнопку фрикциона общего шага или на кнопку-табло //6ар. при включенном канале
ВЫСОТА возможен незначительный рывок рычага общего шага.
8.18.10. Перед началом руления командир экипажа обязан:
включить каналы автопилота КРЕН, ТАНГАЖ и НАПРАВЛЕНИЕ (в учебных целях
разрешаются полеты с выключенным автопилотом).
На земле в случае отключения автопилота из-за уменьшения частоты вращения несущего
винта менее 81 % и последующего отключения генераторов повторное включение автопилота
возможно при восстановлении частоты вращения НВ свыше 81 % и автоматического включения генераторов. В этом случае для включения автопилота необходимо дважды нажать на мигающую кнопку-табло АП (кнопка-табло АП сначала погаснет, а затем загорится).
8.18.11. Перед выполнением висения необходимо проверить, включены ли каналы автопилота
КРЕН, ТАНГАЖ и НАПРАВЛЕНИЕ.
8.18.12. В горизонтальном полете:
а) для автоматической стабилизации курса установившийся режим полета без разворотов на
безопасной высоте рекомендуется выполнять при ослабленных усилиях на педалях (без
нажатия надпе дальни ков).
Канал крена автопилота периодически центрировать кратковременными нажатиями
кнопки снятия усилий.
В полете с включенным автопилотом перед установкой ног на надпедальники обращать внимание на раздвижку ИН в канале НАПРАВЛЕНИЕ.
Для избежания рывка в канале НАПРАВЛЕНИЕ обнулить раздвижку ручкой настройки, после чего установить ноги на надпедальники;
б) выполнение длительного горизонтального полета возможно с освобожденным управле
нием, для чего необходимо:
включить канал высоты автопилота;
убедиться, что подвижный индекс индикатора канала ТАНГАЖ находится вблизи нейтрали.
При необходимости вернуть его в нейтральное положение нажатием кнопки снятия усилий;
включить стабилизацию скорости полета; перед изменением режима полета
стабилизацию скорости необходимо выключить.
Внимание. Автопилот необходимо выключить:
а) при отказе левой гировертикали;
б) при отказе двух генераторов (выключается автоматически). Для дальнейшего использова
ния в полете автопилота необходимо повторно включить каналы КРЕН и ТАНГАЖ;
в) при загорании обоих желтых табло УРОВЕНЬ ГИДРОМАС. МАЛ (на вертолетах с дорабо
танной в соответствии с бюллетенем № 90.0252-БД-В электрической схемой по уровням гид
росмеси в баках основной и дублирующей систем автопилот выключается автоматически. В
этом случае выключение автопилота необходимо продублировать нажатием кнопки АП).
8.18.13. Признаками отказа автопилота в полете являются:
резкое изменение пространственного положения вертолета, сопровождающееся изменением крена, тангажа, курса или высоты полета, при этом возможно «затяжеление»
ножного управления; возникновение колебаний вертолета относительно одной или нескольких осей; низкочастотная вибрация системы управления вертолетом.
Кроме того, отказ канала НАПРАВЛЕНИЕ может сопровождаться ощущением удара в хвостовой части вертолета, что может быть воспринято летчиком как отказ путевого управления;
медленный уход вертолета с установленного режима полета; самопроизвольное отключение канала (каналов) автопилота, при этом загорается соответствующая кнопкатабло ОТКЛ. отказавшего канала и мигает кнопка-табло АП. В телефонах СПУ-8
могут прослушиваться звуковые сигналы с частотой мигания кнопки-табло АП.
Действия летчика:
при появлении одного из первой группы признаков своевременным отклонением рычагов управления удерживать вертолет в прямолинейном полете и выключить автопилот
кнопкой, расположенной на ручке управления. В прямолинейном полете на безопасной
высоте поочередным включением каналов определить отказавший канал и выключить
его соответствующей кнопкой-табло. Продолжить выполнение задания;
при медленном уходе с установленного режима определить отказавший канал и выключить его. Сбалансировать вертолет и повторным включением этого канала убедиться
в его отказе или работоспособности.
При самопроизвольном выключении канала (каналов) разрешается его повторное включение. После отключения (самовыключения) канала продолжить выполнение задания.
Примечания: 1. При выключении (самопроизвольном отключении) канала автопилота возможен рынок вертолета
по этому каналу (крену, тангажу, направлению или высоте). Величина рывка зависит от положения стрелки ИН относительно нулевого положения в момент выключения (самоотключения) канала автопилота.
2. В случае обнаружения неисправности путевого управления действовать в соответствии с рекомендациями подраздела
5.21 «Отказ путевого управления».
225
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
221
8.19. АППАРАТУРА ВЕРТОЛЕТОВОВДЕНИЯ
8.19.1. Аппаратура вертолетовождения предназначена для обеспечения вождения вертолета по за
данному маршруту и выполнения посадки в сложных метеорологических условиях.
8.19.2. В состав аппаратуры вертолетовождения входят:
автомагический радиокомпас АРК-19; автоматический радиокомпас
АРК-УД; радиотехническая система ближней навигации «Веер-М»;
радиомагнитный индикатор РМИ-2; аппаратура ДИСС-32;
радиовысотомер А-036; курсовая система «Гребень-2». Размещение
органов управления аппаратурой показано на рис, 8.33.
Автоматический радиокомпас АРК-19
8.19.3. Средневолновый автоматический радиокомпас предназначен для обеспечения вертолето
вождения по приводным и широковещательным радиостанциям. АРК обеспечивает реше
ние следующих радионавигационных задач:
выполнение полета на приводную радиостанцию (ПРС) и от нее с визуальной индикацией курсового угла и пеленга радиостанции на приборах ПНП и РМИ; выполнение
захода на посадку по системе ОСП;
прием команд и информации от командных наземных радиостанций, работающих в
диапазоне частот АРК.
АРК может работать в двух режимах: режиме автоматического пеленгования или режиме
приема сигналов.
АРК работает в диапазоне частот 150—1299,5 кГц. Точность индикации курсового угла
при подлете к ПРС составляет ±2°, время перенастройки (при переходе с одного канала на
другой) — 4 с; средняя скорость вращения стрелки — не менее 30 град/с.
На частотах, кратных промежуточной/= (500 ±4,5) кГц, (1000 ±4,5) кГц, имеются пораженные каналы.
Питание осуществляется постоянным током напряжением 27 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В.
8.19.4. Управление радиокомпасом производится с центрального пульта летчиков или с пульта
№ 1 штурмана.
На них установлены:
переключатель каналов с положениями 1, 2, 3, 4 и П;
переключатель ТЛФ—ТЛГ. При модулированных сигналах ПРС переключатель устанавливается в положение ТЛФ, при немодулированных — в положение ТЛГ;
переключатель режимов КОМП.—АНТ. При установке переключателя в положение
КОМП. радиокомпас работает в режиме автоматического пеленгования, а при установке
в положение АНТ. — в режиме приема сигналов;
переключатель ДАЛЬН.—БЛИЖН. Для выхода на дальнюю ПРС переключатель устанавливается в положение ДАЛЬН., для выхода на ближнюю ПРС — в положение
БЛИЖН.;
регулятора громкости ГРОМК.;
кнопка РАМКА отклонения стрелок индикаторов;
кнопка УПРАВЛ. переключения управления радиокомпасом с пульта № 1 штурмана
на центральный пульт летчиков и наоборот. На пульте № 1 штурмана дополнительно
установлены:
выключатель РАДИОКОМПАС СВ для включения и выключения АРК;
наборное устройство блока плавной настройки. Наружной (рифленой) ручкой устанавливаются сотни кГц, средней — десятки, а центральной — единицы и 0,5 кГц.
На вертолетах с разнесенными ручками плавной настройки правой ручкой устанавливаются единицы и 0,5 кГц; средней ручкой — десятки кГц; левой ручкой — сотни кГц.
8.19.5. Для проверки исправности радиокомпаса необходимо:
включить СПУ, ПНП и РМИ;
включить выключатель РАДИОКОМПАС СВ;
установить переключатели СТРЕЛКА КУР. на приборной доске летчиков в положение АРК-19;
установить на абонентском аппарате СПУ переключатель рода работ в положение
РК1, переключатель СПУ—РАД. в положение РАД., а регулятор громкости РАД. до отказа вправо;
установить переключатель ДАЛЬН.—БЛИЖН. в положение ДАЛЬН.;
226
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
222
Указатель 8ысоты
радиоВысотопера А-озв
р-дрк-ю—в
РСБН
СТРШЛ
)СТРШЛ К»
Переключатель
радиокомпаса
и кнопка УЛРАВ/1ЕНИЯ
Индикатор
г
»
Картографический индикатор
аппаратуры ДМСС-32
Зольности
Индикатор уела сноса и
путевой скорости
аппаратуры
РИС. 8.33. Схема размещения
органов управления в кабине экипажа:
227
223
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
место
dbpm/пехнакс
место
штурмане
системы ,. Seep-л"
Iwpgil 4ГТШП40'
О
Индикатор угла сноса
Радиопагнитный
индикатор РЛШ-2
и путевой "скорости
U О/Это-
аппаратуры
дисс ... «««о
пип
рииг
питания аппаратуры
Яереклнэчатель
БЛИЖН.-ЛАЛЬН.
и кнопка УПРАВЛЕНИЯ
а •— кабина летчиков; б — кабина бортового техника и штурмана
Вортоёйй пульт контроля
аппаратуры ДИСС - 32
228
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
224
установить переключатель КОМП.—АНТ. в положение АНТ., а переключатель каналов — в положение, соответствующее частоте ПРС. Через 1—2 мин убедиться, что прослушиваемые сигналы принадлежат ПРС, на которую произведена настройка;
перевести переключатель КОМП.—АНТ. в положение КОМП., при этом стрелки индикаторов должны показать направление на ПРС;
нажать на кнопку РАМКА и отвести стрелки на 150—170° от установившихся положений;
отпустить кнопку и убедиться, что стрелки возвратились в первоначальные положения.
Установить переключатель ДАЛЬН,—БЛИЖН. в положение БЛИЖН. и повторить проверку.
При настройке на приводную радиостанцию с использованием блока плавной настройки
перед проверкой необходимо:
установить с помощью наборного устройства частоту ПРС;
установить переключатель каналов в положение П, а переключатель ДАЛЬН.—БЛИЖН. —
в положение ДАЛЪН. и не изменять их положения до окончания проверки или перехода на
фиксированные частоты.
После проверки, если сразу не предполагается вылет, выключить радиокомпас выключателем РАДИОКОМПАС СВ.
8.19.6. При невозможности настройки на ПРС (приводная радиостанция не работает или находит
ся на большом удалении) исправность радиокомпаса проверить при помощи встроенного
контроля, для чего:
установить переключатели КОМП.—АНТ. в положение КОМП., ТЛФ—ТЛГ — в положение
ТЛГ, ДАЛЬН.—БЛИЖН. — в положение БЛИЖН., переключатель каналов — в положение П;
убедиться, что стрелки индикаторов установились на КУР « 164°;
перевести переключатель КОМП.—АНТ. в положение АНТ., при этом через наушники шлемофона должен прослушиваться звуковой сигнал.
8.19.7. В полете необходимо:
перед выруливанием включить радиокомпас;
убедиться, что перед взлетом с курсом, совпадающим с направлением оси ВПП, стрелки индикаторов показывают КУР = 180°;
перенастройку радиокомпаса производить в соответствии с заданием на полет;
при заходе на посадку на аэродромы с двумя приводными радиостанциями после прохода
ДПРС необходимо переключатель ДАЛЬН.-—БЛИЖН, установить в положение БЛИЖН.
Радиокомпас выключается после заруливания на стоянку.
Автоматический радиокомпас АРК-УД
8.19.8. Автоматический УКВ—ДЦВ радиокомпас АРК-УД предназначен для привода вертолета на
радиомаяки непрерывного и импульсного излучения с целью осуществления поиска и об
наружения объектов, снабженных УКВ и ДЦВ радиомаяками (радиостанциями). АРК мо
жет работать в режимах УП (узкая полоса), ШП (широкая полоса) и И (импульсный
режим). Режимы УП и ШП применяются для выхода на радиомаяки непрерывного излуче
ния, а режим И — на радиомаяки импульсного излучения.
Диапазон УКВ радиокомпаса имеет шесть каналов, а диапазон ДЦВ — один. Частота
каждого канала указана в табл. 8.5.
Таблица 8.5
№ канала
Частота, МГц
УКВ
ДЦВ
1
2
3
4
s
Г.
114,166
243,0
! 14,333
114,583
121,5
123,1
124,1
Питание АРК осуществляется постоянным током напряжением 27 В и переменным током: однофазным напряжением 115 В и трехфазным напряжением 36 В.
Технические данные АРК-УД:
дальность действия по приводу радиокомпаса при высоте полета 1000 м на радиостанции Р-855 и нахождении этих радиостанций на высоте 1,5 м над поверхностью земли не
хуже 25 км в диапазоне УКВ;
точность выхода вертолета на аварийную радиостанцию (радиомаяк) по боковому
уклонению, то есть по отклонению от направления полета, на высоте полета 1000 м не
превышает ±200 м.
8.19.9. Управление радиокомпасом производится с пульта № 2 штурмана, на котором установлены:
переключатель режимов работы с положениями ВЫКЛ., УП, ШП и И;
переключатель чувствительности ЧУВСТВ, с положениями Б (больше) и М (меньше);
229
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
225
переключатель каналов КАНАЛЫ с положениями 1, 2, 3, 4, 5 и 6;
переключатель диапазонов УКВ—ДЦВ; кнопка встроенного
контроля КОНТР.; две кнопки отвода антенны АНТ. Л, П;
лампочки сигнализации о возможности работы в каждом режиме. На пульте № 1
штурмана установлен выключатель БЛОКИР. АРК-УД для блокировки работы
приемника АРК-УД при работе радиостанции Р-863 на передачу.
8.19.10. Для проверки радиокомпаса необходимо:
включить ПНП, РМИ и СПУ;
установить переключатели СТРЕЛКА КУР. на приборной доске летчиков в положение
АРК-УД;
убедиться, что переключатель СВЯЗЬ—КОМПАС на пульте правого летчика находится в положении СВЯЗЬ;
установить переключатель рода работ на абонентском аппарате СПУ в положение
РК-2, а переключатель СПУ—РАД. в положение РАД.;
установить переключатель ЗК—АРК-УД на приборе РМИ-2 в положение АРК-УД;
установить переключатель режимов в положение ШП;
нажать кнопку КОНТР., при этом стрелки индикаторов должны установиться на
КУР. = (180 ± 13)°, загореться лампочки УП, ШП, а в шлемофонах прослушиваться звуковой сигнал;
нажать на кнопку Л или П, не отпуская кнопки КОНТР., и отвести стрелки индикаторов на КУР. = 0 е;
отпустить кнопку Л (П) и убедиться, что стрелки возвратились в прежние положения;
произвести аналогичную проверку при установке переключателя режимов в положение УП (должна загораться лампочка УП), а затем в положение И (должна загореться
лампочка И, возможно загорание лампочки УП). При установке переключателя режимов
в положение И в наушниках шлемофона должен прослушиваться звуковой сигнал;
установить переключатель диапазонов в положение ДЦВ, переключатель каналов в
положение 1 и произвести аналогичную проверку в режимах ШП, УП и И.
Примечание. Разрешается проиерку радиокомпаса производить в диапазонах и режиме, необходимых для выполнения задания.
После проверки установить переключатели диапазонов и каналов в положения, необходимые для выполнения задания и выключить радиокомпас установкой переключателя
режимов в положение ВЫКЛ.
8.19.11. При выполнении поиска необходимо:
выйти в район поиска;
установить переключатели СТРЕЛКА КУР. на приборной доске летчиков в положение
АРК-УД;
установить переключатель ЗК—АРК-УД на приборе РМИ-2 в положение АРК-УД;
установить переключатель режимов в положение, соответствующее виду работы радиомаяка (ШП или И);
при работе в режиме ШП установить на щитке СПУ переключатель рода работ в положение РК-2, а переключатель СПУ—РАД — в положение РАД. Установить регулятор
громкости в положение наилучшей слышимости;
обнаружить вход в зону действия радиомаяка по прослушиванию его сигналов (в режиме ШП), загоранию соответствующей лампочки (ШП или И) и установки стрелок индикаторов в соответствующее положение;
отвести стрелки индикаторов на 180° нажатием кнопки Л или П и убедиться, что после
отпускания кнопки стрелки возвратились в прежнее положение;
вывести вертолет на радиомаяк, выдерживая КУР. — О";
определить момент пролета радиомаяка по изменению курсового угла на 180°.
Примечания: 1. Дальность обнаружения радиомаяка (радиостанции) зависит от высоты полета — чем выше высота,
тем больше дальность обнаружения.
2. На больших дальностях обнаружения (горит только лампочка УП или прослушиваются повышенные шумы) выход на
радиомаяк производить в режиме УП. При загорании лампочки ШП и увеличении громкости сигнала перейти в режим ШП.
3. При работе в режиме И возможно загорание лампочки УП.
4. Выход на радиостанцию производить в режиме ШП или УП, предварительно установив связь с оператором (потер
певшим бедствие) и подав команду «Дайте сигнал». При перерывах в работе радиостанции направление на нес выдержи
вать сохранением курса вертолета.
5. При выходе на радиостанцию, работающую в диапазоне частот бортовой радиостанции Р-828, после установления
связи с ней установить переключатель СВЯЗЬ—КОМПАС на пульте правого летчика в положение КОМПАС.
6. При подходе к радиостанции возможны повышенные колебания стрелок индикаторов. Если колебания стрелок превы
шают ±5°, установить переключатель «Чувств. Б— М» на пульте управления радиокомпаса в положение М и при наличии пе
рерыва в работе наземной радиостанции на передачу дать команду на наземную радиостанцию «Уменьшить мощность».
В случае, когда колебания стрелок не уменьшаются, направление па радиостанцию выдерживать сохранением курса, с
которым летел вертолет до появления повышенных колебаний стрелок индикаторов.
7. Пеленгацию радиомаяков для целей вертолстовождения при курсовых углах, отличных от 0° и 180" или близких к
ним, не рекомендуется, так как ошибки в показаниях КУР. могут достигать 30—40°,
230
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
226
Радиотехническая система ближней навигации «Веер -М»
19.12. Система предназначена для решения задач навигации и посадки.
Система обеспечивает:
определение азимута и наклонной дальности относительно наземных радиомаяков;
пилотирование вертолета в режиме заданного азимута;
пилотирование вертолета при заходе на посадку по сигналам отклонений от равносигнальных зон курсового и глиссадного радиомаяков;
определение наклонной дальности до ретранслятора посадочного радиомаяка.
Основные технические данные системы приведены в табл. 8.6 и 8.7.
Таблица 8.7
Таблица 8 . 6
Режим
«Навигация»
«Посадка»
Высота полета
250
Дальность
действия,
км
Тип радиомаяка
40
РСБН-2Н
Тракт измерения
Погрешность измерения
Тип радиомаяка
500
35
УДАРМ
Азимутальный
±0,25° ±(200 м + 0,05
РСБН-2Н
1000
3000
100
РСБН-4Н
РСБН-6Н
Дальномерный
% Д км) ±5° ±(250 м +
РСБН-4Н
Азимутальный
0,05 % Д км)
УДАРМ
РСБН-6Н
Дальномерный
190
5000
310
300
20
ПРМГ-4
1000
80
ПРМГ-4
УДАРМ
Питание системы осуществляется постоянным током напряжением 27 В, однофазным
переменным током напряжением 115 В и трехфазным переменным током напряжением
36 В.
19.13. Органы включения, управления и индикации установлены на приборных досках летчиков
и штурмана.
На правой панели приборной доски летчиков установлен индикатор дальности.
На приборной доске штурмана установлены:
индикаторы дальности и азимута;
галетный переключатель ЗПУ с положениями РУЧН. и ДИСС;
выключатель питания ВКЛ.;
двойная ручка переключения каналов (центральная) и режима работы системы «Навигация» или «Посадка» (внешняя);
цифровое табло номеров каналов КАНАЛ;
лампочка сигнализации исправности канала азимута А;
лампочка сигнализации исправности канала дальности Д;
кнопка включения встроенного контроля КОНТР.;
кнопка ОТВЕТ НА ЗАПРОС, нажимается на 1—2 с по команде с земли для индивидуального опознавания вертолета.
.19.14. Проверка системы после подключения источника переменного тока производится по наземному радиомаяку или встроенным контролем.
Перед включением системы при проверке по наземному радиомаяку необходимо:
включить ПНП штурмана;
установить галетные переключатели СТРЕЛКА КУР. на приборной доске летчиков в
положение РСБН;
установить поворотом центральной ручки номер канала, соответствующий данному
радиомаяку;
поворотом внешней ручки в крайнее левое положение установить режим «Навигация».
Включить систему установкой выключателя питания в положение ВКЛ. и убедиться в
том, что:
загорелись лампочки А и Д;
открылись шторки на счетчиках индикаторов дальности и азимута, если они были закрыты, а на приборах ПНП убрались бленкера К курсового канала;
на индикаторах дальности установились значения дальности до радиомаяка, а на индикаторе азимута и ПНП летчиков — значение азимута.
Переключить систему в режим «Посадка» поворотом внешней ручки в крайнее правое
положение, при этом в первой декаде цифрового табло номера канала должна установиться буква П и погаснуть лампочки А и Д. Установить номер посадочного канала радиомаяка и убедиться в том, что:
231
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
227
загорелась лампочка Д;
на индикаторах дальности установилось значение дальности относительно радиомаяка.
При проверке встроенным контролем перед включением системы дополнительно
включить ПКП и установить галетный переключатель ПЛАНКИ ПНП, ПКП на центральном пульте летчиков в положение РСБН, ПОСАДКА.
8.19.15. Для проверки системы встроенным контролем необходимо:
установить канал 0001 поворотом центральной ручки переключения каналов;
установить режим «Навигация» поворотом внешней ручки переключения режимов в
крайнее левое положение;
установить выключатель питания в положение ВКЛ.
Через две минуты нажать кнопку КОНТР, и убедиться в том, что:
загорелись лампочки А и Д;
открылись шторки на счетчиках индикаторов дальности правого летчика и штурмана,
если они были закрыты, и убрались бленкера К на приборах ПНП;
отработалось контрольное значение дальности, равное (496,0±0,2) км, на индикаторах
дальности;
отработалось контрольное значение азимута, равное 6,8—7,0° на индикаторе азимута и
приборах ПНП летчиков.
Отпустить кнопку КОНТР., при этом лампочки А и Д должны погаснуть. Установить
режим «Посадка» поворотом внешней ручки переключения режимов в крайнее правое
положение, при этом в первой декаде цифрового табло номера канала должна установиться буква П и номер канала П001.
Нажать кнопку КОНТР, и убедиться в том, что:
загорелась лампочка Д;
открылись шторки на счетчиках индикаторов дальности, если они были закрыты, и
убрались бленкеры К и Г курсового и глиссадного каналов на ПНП;
отработалось контрольное значение дальности, равное (496,0+0,2) км, на индикаторах
дальности;
отклонились вправо стрелки отклонения от равносигнальной зоны курсового радиомаяка и вверх — стрелки отклонения от равносигнальной зоны глиссадного радиомаяка
на приборах ПНП;
отклонились вправо совмещенный индекс малой высоты и стрелки отклонения от
курсовой зоны ПКП и вверх — индекс отклонения от глиссады на ПНП.
Отпустить кнопку КОНТР., убедиться в погасании лампочки Д и выключить систему
установкой выключателя питания вниз.
8.19.16. При использовании системы в режиме «Навигация» для полета по азимуту на маяк необ
ходимо:
Летчику:
установить переключатель СТРЕЛКА КУР. в положение РСБН;
убедиться, что стрелка КУР. или А установилась в направлении на маяк;
вывести вертолет на линию азимута, развернув его на стрелку КУР. или А, и в дальнейшем удерживать стрелку в нулевом положении относительно неподвижного индекса текущего курса;
контролировать удаление от маяка по индикатору дальности.
Штурману:
включить и подготовить аппаратуру в режиме «Навигация» для работы с выбранным
маяком;
убедиться, что на индикаторах установились дальность и азимут относительно маяка;
доложить летчику о необходимости вывести вертолет на линию азимута;
контролировать полет по азимуту по показаниям индикаторов азимута и дальности.
8.19.17. При использовании системы в режиме «Посадка» необходимо:
выполнить маневр для входа в зону действия посадочного маяка;
за 20—30 км до маяка переключить систему из режима «Навигация» в режим «Посадка»
поворотом внешней ручки переключения каналов в крайнее правое положение. При этом
в первой декаде цифрового табло номера каналов должна установиться буква П, на приборной доске штурмана должны погаснуть лампы А и Д, а на ПНП появиться бленкер К;
установить переключатели СТРЕЛКА КУР. в положение АРК-19;
установить номер посадочного канала данного радиомаяка поворотом центральной
ручки переключателя каналов. При этом, если вертолет находится в зоне действия маяка,
загорится лампа Д, на ПНП уберутся бленкеры К курсового и Г глиссадного каналов; на
индикаторах дальности установится значение дальности до ретранслятора посадочного
маяка, на ПНП планки отклонения от равносигнальной зоны курсового и глиссадного
радиомаяков, а на ПКП совмещенный индекс малой высоты и планка отклонения от
глиссады покажут отклонение вертолета от заданной траектории снижения;
232
228
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
установить заданную траекторию снижения допоротом вертолета в сторону отклонения планок (индекса) и изменением вертикальной скорости снижения. При дальнейшем
снижении удерживать планки и индекс в положениях, близких к нулевым (центральным).
Примечание. Допускаются колебания курсовой планки ПНП-72-12 Б пределах центрального круга и колебания
совмещенного индекса малой высоты ПКП-77М в пределах ширины индекса относительно центра шкалы.
8.19.18. При выполнении полета в режиме «Навигация» в том случае, когда погасли лампы А и Д,
индикаторы дальности и азимута не выдают информации (бленкеры перечеркивают пока
зания индикаторов), необходимо:
нажать на кнопку КОНТР, и убедиться в исправности системы, как указано в пункте
8.19.15;
если система неисправна, то выключить аппаратуру и использовать для вертолетовождения другие навигационные средства;
при исправной системе перейти на работу с другими маяками, расположенными в
районе полетов.
При выполнении полета в режиме «Посадка» возможно проявление следующих неисправностей:
не убрались бленкеры К и Г на приборах ПНП в зоне действия посадочных маяков;
резкий уход в нулевое положение или неизменное положение стрелок отклонения от
курсовой линии или глиссады (либо одновременно и курсовой линии и глиссады) без выпадения бленкеров К и Г прибора ПНП при отклонении вертолета от посадочной прямой. В этом случае необходимо заход на посадку выполнить без использования
радиотехнической системы ближней навигации «Веер-М». используя систему ОСП.
Радиомагнитный индикатор РМИ-2
8.19.19. Радиомагнитный индикатор предназначен для индикации курса вертолета, двух пелен
гов и двух курсовых углов радиостанции (по АРК-19 и АРК-УД) и используется для вы
полнения маневра в районе аэродрома, выдерживания направления на ПРС
(радиомаяк) и определения местонахождения вертолета по двум пеленгам радиомаяков
на маршруте.
Индикатор установлен на приборной доске штурмана.
На индикаторе расположены:
подвижная шкала магнитного (истинного) курса;
неподвижная шкала курсовых углов;
стрелка 1 (узкая) отсчета курсовых углов АРК-19;
стрелка 2 (широкая) отсчета курсовых углов АРК-УД или задатчика курса;
левая ручка АРК-19;
правая ручка с положениями ЗК—АРК-УД.
В положение АРК-УД ручка устанавливается только при использовании АРК-УД.
Курсозадатчиком для РМИ-2 является кремальера ЗУ на ПНП штурмана. Пеленг радиомаяков отсчитывается стрелками 1 и 2 по подвижной шкале относительно ее нулевой отметки.
При отказе основного канала курсовой системы «Гребень-2» автоматически отключается индикация курса по подвижной шкале, поэтому пеленги радиомаяков (по АРК-19 и
АРК-УД) РМИ-2 не индицирует.
Включение индикатора производится выключателем РМИ-2 на пульте № 1 штурмана.
Аппаратура ДИСС-32
8.19.20. Аппаратура предназначена для автоматического непрерывного измерения и индикации
составляющих путевой скорости в режиме малых скоростей полета и висения, путевой
скорости и угла сноса в режиме навигации, а также для счисления и индикации ортодромических и географических координат местоположения вертолета.
Аппаратура позволяет решать следующие задачи:
вывод вертолета в точку с заданными координатами как по показаниям индикаторов
координат, так и по картографическому индикатору;
висение и управление движением вертолета относительно точки зависания при отсутствии видимости земли по индикатору висения и малых скоростей;
определение путевой скорости полета и угла сноса по индикатору угла сноса и путевой
скорости;
посадку вертолета с режима «Висение» по индикатору малых скоростей.
Аппаратура работает совместно с курсовой системой и малогабаритной гировертикалью.
8.19.21. Основные технические данные аппаратуры.
233
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
229
Рабочий диапазон высот:
в режиме навигации над сушей и морем (волнение моря
более 1 балла) ....................................................................................... 10—3500 м;
в режиме висения над сушей ......................................................... 4—3500 м;
в режиме висения над морем (волнение моря более 1 балла) . . 4—3500 м;
в режиме висения над морем (волнение моря менее 1 балла). . 4—300 м.
Диапазон измерения угла сноса ..................................................... ±30°,
Диапазон измерения путевой скорости .......................................... 0—400 км/ч.
Диапазон измерения и индикации составляющих вектора путевой скорости в режиме
навигации:
продольной .......................................................................................... 50—360 км/ч;
поперечной ....................................................................................... ±108 км/ч;
вертикальной.................................................................................... ±10 м/с.
Диапазон измерения и индикации составляющих вектора путевой скорости в режиме
висения:
продольной ........................................................................................ от -25 до +50 км/ч;
поперечной ....................................................................................... ±25 км/ч;
вертикальной .................................................................................... ±10 м/с.
Время готовности к работе после включения:
в нормальных условиях................................................................... не более 3 мин;
при температуре наружного воздуха —40 °С и ниже.................... 10 мин.
Точность счисления координат местоположения вертолета аппаратурой ДИСС-32 в
комплексе с курсовой системой «Гребель-2» характеризуется удвоенной среднеквадратической ошибкой 2,2 % от пройденного расстояния (15 % при отказе ДИСС-32 и исчислении по воздушной скорости).
Питание аппаратуры осуществляется постоянным током напряжением 27 В, однофазным переменным током напряжением 115В, 400 Гц и трехфазным переменным током напряжением 36 В, 400 Гц.
8.19.22. Органы включения, управления и индикации аппаратуры установлены на приборных досках и пультах штурмана и летчиков.
На приборной доске штурмана установлены:
указатель угла сноса и путевой скорости, на котором размещены шкала и стрелка для
отсчета угла сноса, трехразрядный счетчик путевой скорости, лампа П сигнализации перехода аппаратуры в режим «Память» и переключатель с положениями М—Б (море бурное — более 4 баллов), М—С (море спокойное — 1—3 балла) и С (суша);
индикатор географических координат, на котором размещены трехразрядный счетчик
БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ с клавишами установки бокового уклонения ВЛ. (влево),
ВПР. (вправо) и различительным табло ВЛЕВО (ВПРАВО); трехразрядный счетчик
ПУТЬ КМ с клавишами установки расстояния В (вперед), Н (назад) и различительным
табло ВПЕРЕД (НАЗАД); четырехразрядный счетчик УГОЛ КАРТЫ с клавишами установки угла карты + и —; клавиши включения ВКЛ. и отключения ОТКЛ. индикатора,
табло ВКЛЮЧЕНО сигнализации включения индикатора.
Примечание. Задатчик угла карты в положении 0 имеет механический упор, поэтому при установке необходимого
угла карты переход через 0 не допускается. Установка производится от 0 до 360° и от 360 до 0°;
индикатор ортодромических координат, на котором размещены те же органы управления, что и на индикаторе географических координат, за исключением счетчика УГОЛ
КАРТЫ с клавишами + и —. Значение ЗПУ вводится в индикатор ОК с прибора ПНП
штурмана (с ПНП летчика, когда переключатель ОРТОДРОМИЯ установлен в положение ПОДГОТОВКА);
галетный переключатель ОРТОДРОМИЯ с положениями 1, ПОДГОТОВКА, 2;
табло СЧИСЛЕН. ДВС сигнализации счисления координат по воздушной скорости
при отказе высокочастотного блока аппаратуры.
На пульте № 4 штурмана установлены:
табло ВСС сигнализации отказа составляющих скорости;
табло ВЧ сигнализации отказа высокочастотного блока;
табло ПОЛЕТ сигнализации нахождения параметров аппаратуры в допустимых пределах;
табло БВК для сигнализации отказа блока вычисления координат;
табло ИСПРАВН. сигнализации функциональной исправности аппаратуры;
табло ПОИСК сигнализации поиска аппаратурой доплеровского сигнала;
клавиша КОНТР. ДИСС включения встроенного контроля;
клавиши ВПЕРЕД-17 ВЛЕВО-17 ВНИЗ-3 и НАЗАД-17 ВПРАВО-17 ВВЕРХ-3 введения контрольных задач на индикатор висения и малых скоростей;
клавиша ВКЛ. ПОИСКА для проверки аппаратуры в режиме ПАМЯТЬ;
234
230
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
клавиши СКОРОСТЬ 127 СНОС О, СКОРОСТЬ 258 СНОС 9,5 введения контрольных
задач на индикатор угла сноса и путевой скорости.
На пульте № 1 штурмана установлен выключатель ДИСС включения и выключения
аппаратуры.
На левой панели приборной доски летчиков установлен индикатор висения и малых
скоростей.
На средней панели приборной доски летчиков установлены табло ПОДЛЕТ К ППМ
сигнализации подхода вертолета к поворотному пункту маршрута (загорается при установке штурманом переключателя ОРТОДРОМИЯ в положение ПОДГОТОВКА) и ГРАНИЦА КАРТЫ сигнализации приближения визира к границе картографического
индикатора. На правой панели приборной доски летчиков установлен указатель угла сноса и путевой скорости. Имеющийся на нем переключатель с положениями М—Б, М—С и
С не задействован.
На центральном пульте летчиков установлен картографический индикатор, на котором размещены:
выключатель ВКЛ.—ОТКЛ. включения и отключения индикатора;
переключатель масштаба карты с положениями 1 : 200 000 и 1 : 1 000 000;
две ручки | (вверх-вниз) и <-> (влево-вправо) установки визира по координатам «X» и «.Z»;
табло ВКЛ. сигнализации включения индикатора.
Картографический индикатор работает по сигналам индикатора географических координат.
8.19.23. Проверка работоспособности аппаратуры перед началом летного дня (ночи) производит
ся после подключения источника переменного тока и включает в себя проверку исправ
ности:
режима решения контрольных задач;
индикатора географических координат (ГК) и картографического индикатора;
индикатора ортодромических координат (ОК);
схемы ввода заданного путевого угла на приборы ПНП летчиков от кремальеры ввода
ЗПУ на приборе ПНП штурмана;
схемы управления стрелками ПНП при изменении курса вертолета.
8.19.24. Перед проверкой аппаратуры необходимо:
включить курсовую систему и прибор ПНП штурмана;
установить на приборной доске штурмана галетные переключатели РУЧН.—ДИСС в
положение ДИСС, а ОРТОДРОМИЯ — в положение 1;
установить переключатель на указателе УС—ПС штурмана в положение С;
установить выключатель ДИСС во включенное положение и через 3—10 мин (в зависимости от температуры наружного воздуха) убедиться в загорании табло ПОЛЕТ, ПОИСК и П;
нажать на клавишу КОНТР. ДИСС, убедиться в загорании табло ИСПРАВН. и погасании табло ПОИСК и П.
Для проверки аппаратуры в режиме решения контрольных задач необходимо:
поочередным включением соответствующих клавиш проверить точность отработки
контрольных задач на индикаторах МС и УС—ПС. Показания индикатора МС не должны отличаться более, чем на ±2,5 км/ч и ±0,5 м/с, а показания индикатора УС—ПС более, чем на ±2,5 км/ч и ±1° от значений контрольных задач;
после проверки выключение контрольной задачи производить нажатием клавиши следующей задачи.
Для проверки индикатора географических координат и картографического индикатора
необходимо:
включить режим ЗК курсовой системы и установить нулевое значение курса;
установить нулевые значения на счетчиках ПУТЬ КМ, БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ
и УГОЛ КАРТЫ на индикаторе ГК.
Примечание. При установке угла карты помнить, что в положении 0 задатчик имеет механический упор и переход
через него невозможен;
включить картографический индикатор, индикатор ГК и нажать клавишу СКОРОСТЬ
127 СНОС 0. Через 5 мин убедиться, что счетчик ПУТЬ КМ отработал значение примерно 10,6 км вперед. Выключить индикатор ГК и обнулить показания счетчика;
установить значение курса, равное 30°, и включить индикатор ГК;
через 5 мин убедиться, что счетчик ПУТЬ КМ отработал примерно 9,2 км вперед, а
счетчик БОКОВОЕ УКЛОНЕНИЕ КМ — примерно 5,3 км вправо;
при каждом включении клавиши СКОРОСТЬ 127 СНОС 0 проверить исправность
картографического индикатора по движению его визира;
выключить индикатор ГК и картографический индикатор;
235
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
231
установить нулевые значения счетчиков индикатора ГК.
Для проверки индикатора ОК необходимо:
установить нулевые значения счетчиков индикатора ОК;
установить на приборе ПНП штурмана значение заданного путевого угла, равного показаниям курсовой системы, то есть 30°; при этом на ПНП летчиков должны установиться значения ЗПУ, равные 30°;
включить индикатор ОК и через 5 мин убедиться, что счетчик ПУТЬ КМ отработал
вперед примерно 10,6 км;
установить нулевые значения счетчиков индикатора ОК.
Примечание. При необходимости сокращения времени на проверку штурману разрешается исправность индикаторов ГК и ОК при вводе контрольной задачи определять по началу ее отработки соответствующими счетчиками.
Для проверки исправности схемы ввода ЗПУ на приборы ПНП летчиков необходимо:
установить переключатель ОРТОДРОМИЯ в положение ПОДГОТОВКА;
установить на ПНП штурмана значение ЗПУ, отличное от 30° (больше или меньше);
убедиться, что на ПНП летчиков сохраняется значение ЗПУ, равное 30 , и горит табло
ПОДЛЕТ К ППМ;
установить переключатель ОРТОДРОМИЯ в положение 1 или 2 и убедиться, что на
ПНП летчиков установилось значение ЗПУ, введенного на ПНП штурмана, и погасло
табло ПОДЛЕТ К ППМ;
установить на ПНП штурмана значение ЗПУ, равное 30°.
Для проверки исправности схемы управления стрелками отклонения от заданной линии пути ПНП при изменении курса необходимо:
установить значение курса, равное 20°, и убедиться, что стрелки отклоняются от заданной линии пути ПНП вправо;
установить значение курса, равное 40°, и убедиться, что стрелки отклоняются влево;
выключить контрольную задачу и индикатор ОК.
8.19.25. После проверки выключить аппаратуру в такой последовательности:
нажать на кнопку КОНТР. ДИСС и убедиться в погасании табло ИСПРАВН. и загорании табло ПОИСК и П;
выключить выключатель ДИСС и убедиться в погасании табло ПОЛЕТ, ПОИСК и П;
перевести курсовую систему в режим МК, выключить ее и прибор ПНП штурмана.
8.19.26. После запуска двигателей и включения генераторов необходимо:
Летчику:
установить переключатель ПЛАНКИ ПКП, ПНП в положение САУ ДИСС;
включить картографический индикатор и установить его визир в точку ИПМ.
Штурману:
включить аппаратуру ДИСС;
переключатель РУЧН.—ДИСС установить в положение ДИСС, а переключатель ОРТОДРОМИЯ — в положение 1 или 2;
ввести в курсовую систему нулевое магнитное склонение, согласовать систему в режиме МК и перевести ее в режим ГПК;
обнулить счетчики индикаторов ГК и ОК, а на индикаторе ГК установить угол карты,
равный магнитному склонению с обратным знаком.
Примечание. При установке угла карты помнить, что в положении 0 задатчик имеет механический упор и переход
через него невозможен.
8.19.27. После взлета необходимо:
Летчику:
убедиться, что после ввода штурманом значения ЗМПУ на своем ПНП на ПНП летчиков установилось значение ЗМПУ для первого этапа маршрута;
для прохода ИПМ с курсом, равным ЗМПУ с учетом УС, доворотом вертолета совместить стрелку ЗПУ с индексом УС, а затем установить индекс 3К против неподвижного
индекса текущего курса;
выполнить полет по заданной линии пути, удерживая курсовую планку и индекс ЗК
в нулевом положении; периодически убеждаться, что стрелка ЗПУ совмещена с индексом УС;
контролировать место вертолета по положению визира на картографическом индикаторе; при необходимости по результатам визуальной ориентировки или по докладу штурмана корректировать положение визира на индикаторе;
при загорании табло ПОДЛЕТ к ППМ приготовиться к развороту; при погасании табло убедиться, что на ПНП установилось новое значение ЗМПУ, и выполнить разворот на
стрелку ЗПУ до совмещения ее с индексом УС. После вывода из разворота установить
индекс ЗК против индекса текущего курса;
в аналогичном порядке выполнить полет по другим этапам маршрута;
при подходе визира к границе карты установить новую планку с картой.
236
232
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Штурману:
по сигнальным табло и лампам убедиться в исправной работе ДИСС; переключатель
на индикаторе УС и ПС установить в положение, соответствующее характеру подстилающей поверхности;
ввести в ПНП значение ЗМПУ для первого этапа маршрута;
оказать помощь летчику в выходе на ИПМ с курсом, равным ЗМПУ с учетом УС;
в момент прохода ИПМ включить индикаторы ГК и (Ж;
контролировать место вертолета по счетчикам индикаторов ГК и (Ж, визуально, а
также с помощью РСБН и РЛС; при необходимости корректировать показания счетчиков индикаторов;
за 1—2 мин до выхода на поворотный пункт установить переключатель ОРТОДРОМИЯ в положение ПОДГОТОВКА и убедиться, что загорелось табло ПОДЛЕТ К ППМ;
ввести в ПНП значение ЗМПУ для второго этапа маршрута;
при показаниях счетчика ПУТЬ КМ индикатора ОК, равных длине первого этапа маршрута, установить переключатель ОРТОДРОМИЯ в положение 2 или 1 и доложить летчику о начале разворота;
выключить индикатор ОК, обнулить счетчики и после окончания разворота включить
индикатор ОК;
в аналогичном порядке выполнить полет по другим этапам маршрута.
При возникновении сомнений в показаниях индикаторов УС и ПС, КГ, ОК нажать и
отпустить клавишу ВКЛ. ПОИСКА,
Ра д ио вы с о т о м е р А - 0 3 6
8.19.28. Радиовысотомер предназначен для измерения истинной высоты полета.
Диапазон измеряемых высот от 0 до 300 м.
Погрешность измерения высоты составляет ±1 м на высоте от 0 до 10 м и ±10 % от измеряемой на высотах больше 10 м. Погрешность сигнализации опасной высоты не превышает ±0,5 м на высотах от 0 до 10 м и 5 % от измеряемой высоты на высотах более 10 м.
Питание радиовысотомера осуществляется постоянным током напряжением 27 В и переменным однофазным током напряжением 115 В.
Указатель высоты установлен палевой панели приборной доски летчиков. На указателе размещены шкала со стрелкой, окно с бленкером отказа радиовысотомера, подвижный
индекс установки опасной высоты, ручка-кнопка УСТ. ВЫСОТ—КОНТРОЛЬ для установки индекса опасной высоты и проверки исправности радиовысотомера, а также лампа
сигнализации опасной высоты.
На левом пульте летчиков установлен выключатель ВЫСОТОМЕР РАДИО.
Примечание. При установке на вертолете индикатора высоты А-034-4-8 взамен A-Q31-4-2 радиовысотомера А-036
вместо кнопки УСТ. ВЫСОТ—КОНТРОЛЬ пользоваться кнопкой ТЕСТ. Установку опасной высоты производить ручкой
Д, совмещенной с лампой сигнализации опасной высоты. Отказ радиовысотомера фиксируется не через окно флажковым
сигнализатором, а флажком — бленкером с правой стороны индикатора.
После подключения электропитания необходимо:
включить питание радиовысотомера, СПУ, ПКП, установив выключатели ВЫСОТОМЕР РАДИО и ПКП на пульте левого летчика, выключатели ПКП, СЕТЬ СПУ-8 I и 2 на
пульте правого летчика во включенное положение и установить индекс установки опасной
высоты на отметку 10 м шкалы указателя высоты. При этом на указателе высоты исчезнет
из окна флажковый сигнализатор бленкера, загорится лампа опасной высоты, стрелка указателя высоты установится в пределах отметки «О». На приборах ПКП-77М летчиков должен убраться из поля зрения флажок РВ, а индекс высоты опустится вниз. В телефонах
должен прослушиваться в течение 3—9 с сигнал опасной высоты с частотой 400 Гц;
нажать кнопку КОНТРОЛЬ (ТЕСТ) на указателе высоты, при этом стрелка указателя
установится в контрольном секторе 15—20 м, погаснет лампа опасной высоты;
отпустить кнопку КОНТРОЛЬ (ТЕСТ), при этом на указателе высоты загорится лампа
опасной высоты, стрелка указателя высоты устанавливается в пределах отметки «О», в телефонах прослушивается звуковой сигнал опасной высоты.
После проверки установить выключатель ВЫСОТОМЕР РАДИО в выключенное положение.
При эксплуатации радиовысотомера необходимо:
после включения генератора включить радиовысотомер;
в полете установить подвижный индекс на значение опасной высоты. Контроль истинной высоты по радиовысотомеру производить до высоты 300 м;
при появлении светового или звукового сигнала убедиться, что режим полета соответствует заданному.
Примечания: 1. При полетах в горной местности или с грузом на внешней подвеске показаниями радиовысотомера
не пользоваться.
237
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
233
2. При полетах над поверхностью, покрытой толстым слоем снега (льда), или с кренами от 15 до 30" погрешности в по
казаниях радиовысотомера увеличиваются.
3. Из-за низкого расположения антенн радиовысотомера на рулении возможно кратковременное выпадение флажка
бленкера отказа. В этом случае командиру экипажа необходимо убедиться в исправности радиовысотомера нажатием на
кнопку УСТ. ВЫСОТ-КОНТРОЛЬ (ТЕСТ).
После заруливания на стоянку выключить радиовысотомер.
8.19.29.
8.19.30.
8.19.31.
8.19.32.
К ур с о в а я с ис т е м а « Г р е б е н ъ - 2 »
Курсовая система предназначена для определения курса вертолета. Она обеспечивает сиг
налами курса индикаторы курса (ПНП и РМИ), ДИСС, ПКВ и «Тестер~УЗ».
Потребители сигналов курса подразделяются на основные и запасные. К запасным относится РМИ, а остальные потребители — к основным.
Курсовая система может работать в следующих режимах:
гирополукомпаса (ГПК);
магнитной коррекции (МК);
начальной выставки или задатчика курса (ЗК).
Курсовая система питается постоянным током напряжением 27 В и переменным трехфазным током напряжением 36 В.
Управление системой установлено на пультах штурмана № 1, 2 и 3.
На пульте № 1 штурмана установлен выключатель КУРСОВАЯ СИСТЕМА, которым
включается и выключается система.
На пульте № 2 штурмана установлены:
переключатель режимов МК—ГПК—АК;
переключатель задатчика курса ЗК—ОТКЛ.;
переключатель коррекции О—ОЗ—3 (основной—основной, запасной—запасной);
переключатель потребителей ПОТРЕБ, с положениями О (основные) и 3 (запасной);
счетчик широты северной и южной — ШИРОТА С и Ю;
кремальера ввода широты;
кнопка согласования СОГЛАС.;
желтые лампочки сигнализации завала основного ОТКАЗ О и запасного ОТКАЗ 3 гироагрегатов;
зеленая лампочка сигнализации наличия автоматического ввода широты от навигационного выключателя АВТ. q>.
На пульте № 3 штурмана установлены:
кремальера точного ввода магнитного склонения;
счетчик склонения;
желтая лампочка сигнализации включения задатчика курса ЗК;
кнопка КОНТРОЛЬ 315;
шкала коррекционного механизма со стрелкой.
Для проверки курсовой системы после подключения электропитания необходимо:
включить индикаторы курса (ПНП и РМИ);
установить выключатель КУРСОВАЯ СИСТЕМА во включенное положение, при
этом могут загореться лампочки ОТКАЗ О и ОТКАЗ 3;
установить кремальерой магнитное склонение, равное нулю. Стрелка на шкале коррекционного механизма должна показывать стояночный магнитный курс вертолета с
точностью +10°;
установить переключатель коррекции в положение ОЗ, переключатель ПОТРЕБ. — в
положение О, переключатель ЗК—ОТКЛ. — в положение ОТКЛ.;
установить значение широты, равное широте данного места;
установить переключатель режимов работы в положение МК и нажать кнопки СОГЛАС, и КОНТРОЛЬ 315, при этом стрелки индикаторов должны показывать курс
(315±10)с. Лампочки ОТКАЗ О и ОТКАЗ 3 должны погаснуть, если они загорались при
включении;
отпустить кнопку КОНТРОЛЬ 315, при этом стрелки индикаторов должны показать
стояночный магнитный курс вертолета. Отпустить кнопку согласования;
установить переключатель режимов в положение ГПК. Курсовая система готова к работе.
Включение курсовой системы перед полетом производить в аналогичной последовательности.
После проверки или заруливания на стоянку необходимо установить выключатель
КУРСОВАЯ СИСТЕМА во включенное положение.
Действия экипажа в полете при возможных неисправностях аппаратуры вертолетовождения.
238
234
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
При отказе АРК-19 необходимо:
запросить у руководителя полетов, работает ли приводная радиостанция, и проверить
настройку радиокомпаса;
доложить руководителю полетов об отказе радиокомпаса и действовать согласно его
указаниям;
при полете по маршруту для определения местоположения вертолета использовать
другие средства навигации (курсовую систему, аппаратуру ДИСС и ближней навигации,
радиопеленгаторы, а также метеолокатор).
При отказе радиовысотомера необходимо контроль высоты производить по барометрическому высотомеру, выдерживая безопасную высоту полета.
При отказе курсовой системы необходимо:
при отказе основного канала курсовой системы загорается желтая лампа ОТКАЗ О,
происходит останов шкал курса или выпадение бленкера КС и вращение шкал курса на
всех приборах ПНП. В этом случае установить переключатель ПОТРЕБ в положение 3
(запасной) и выключить канал направления автопилота;
при отказе основного и запасного каналов загораются желтые лампы ОТКАЗ О и ОТКАЗ 3, происходит останов курса или выпадение бленкера КС и вращение шкал курса на
всех приборах ПНП. В этом случае для выхода на аэродром посадки необходимо использовать показания АРК-19, КИ-13, индикаторов РСБН, данные радиопеленгатора и информацию руководителя полетов о местонахождении вертолета.
Штурману оказывать помощь командиру экипажа в выходе на аэродром посадки, используя показания шкалы КМ-2, АРК-19 и индикаторов РСБН.
239
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
235
8.20. РДДИОСВЯЗНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.20.1. В состав радиосвязного оборудования вертолета входят:
командная радиостанция Р-863;
связная радиостанция «Ядро-1»;
радиостанция Р-828;
самолетное переговорное устройство СПУ-8;
аппаратура речевых сообщений; самолетный
магнитофон МС-61Б (П-503Б).
Размещение пультов и органов управления радиосвязного оборудования показано на
рис. 8.34.
8.20.2. Перед включением радиостанции необходимо подсоединить шлемофон к разъему кабеля
самолетного переговорного устройства, включить СПУ и установить его органы управле
ния в положение, соответствующее ведению внешней связи и типу радиостанции.
На пульте правого летчика установлены выключатели КОМАНД., СВЯЗНАЯ и 20—60
для включения и выключения соответственно радиостанций Р-863, «Ядро-1» и Р-828.
Радиостанции питаются постоянным током напряжением 27 В.
Контроль работоспособности радиостанций производится по ведению радиосвязи с
другими радиостанциями, а при их отсутствии — по наличию само прослушивания и шумов
в телефонах.
Переход с режима приема на режим передачи летчиками производится нажатием кнопки СПУ—РАДИО до второго щелчка, а штурманом — нажатием ножной тангенты.
Командная радиостанция
8.20.3. Командная радиостанция УКВ—ДЦВ диапазонов обеспечивает телефонную радиосвязь
экипажа вертолета с наземными командными пунктами и экипажами других летательных
аппаратов. Через радиостанцию обеспечивается беспоисковая, бесподстроечная радио
связь в пределах прямой видимости.
Радиостанция позволяет осуществить с помощью наборного устройства установку заданной частоты связи. Кроме того, она обеспечивает дежурный прием аварийных сигналов
на частоте 121,5 или 243 МГц. Радиостанция может работать в режиме амплитудной или
частотной модуляции.
Радиостанция работает на УКВ в диапазоне частот 100—149,975 МГц, а на ДЦВ — в диапазоне 220—399,975 МГц. Частоты связи равномерно распределены по диапазонам через
25 кГц. Время готовности радиостанции к работе после ее включения составляет не более
5 мин. Она рассчитана на работу по циклу: 1 мин — на передачу, 5 мин — на прием.
Органы управления радиостанцией установлены на центральном пульте летчиков.
8.20.4. На центральном пульте летчиков установлены:
переключатель AM—ЧМ для выбора режима работы радиостанции;
наборное устройство для установки заданной частоты связи;
ручка регулятора громкости;
выключатель ПШ для включения подавителя шумов;
выключатель РК, который включается при необходимости одновременного прослушивания сигналов командной радиостанции и АРК-19;
выключатель АП для включения аварийного приемника с целью прослушивания сигналов терпящих бедствие;
зеленая лампа сигнализации наличия сигналов на входе в аварийный приемник загорается независимо от положения выключателя АП.
8.20.5. При проверке исправности радиостанции необходимо:
включить радиостанцию;
установить переключатель AM—ЧМ в заданное положение;
установить необходимый канал связи;
установить ручку регулятора громкости в крайнее правое положение; убедиться, что
выключатели РК, АП и ПШ находятся в выключенном положении; после прогрева
радиостанции и появления шумов или сигналов работающих радиостанций
установить необходимую их громкость поворотом рукоятки РАД. регулятора
громкости СПУ;
проверить работоспособность радиостанции.
При появлении в телефонах повышенных шумов или помех необходимо включить подавитель шумов. Для одновременного прослушивания сигналов командной радиостанции и
сигналов АРК-19 необходимо включить выключатель РК.
Примечание. При работе радиостанции «Ядро-Ь> или Р-828 па передачу по радиоприемнику командной радиостанции возможно прослушивание повышенного уровня шумов или передаваемых сообщений.
240
236
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
241
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
237
8.20.6. При загорании в полете лампы наличия сигналов на входе в аварийный приемник необхо
димо установить выключатель АП во включенное положение и прослушать сообщение
потерпевших бедствие. Текст сообщения доложить руководителю полетов и действовать
по его указаниям.
Радиостанцию необходимо выключить после заруливания на стоянку и окончания
связи с руководителем полетов.
Связная коротковолновая радиостанция
8.20.7. Связная радиостанция обеспечивает телефонную радиосвязь экипажа вертолета с коман
дными пунктами и экипажами других летательных аппаратов. Через радиостанцию осу
ществляется беспоисковая и бесподстроечная связь. Дальность радиосвязи зависит от
прохождения радиоволн коротковолнового диапазона. Радиостанция позволяет осущест
вить выбор любой из 10 заранее установленных на земле частот в диапазоне от 2,0 до
17,999 МГц с дискретностью 1 кГц.
Радиостанция может работать в режиме амплитудной двухполосной или однополосной
на верхней боковой полосе модуляции. Время готовности радиостанции к работе после ее
включения составляет не более 2 мин. Она рассчитана на работу по циклу: 1 мин — на передачу, 3 мин — на прием. Органы управления радиостанцией находятся на пульте правого летчика.
8.20.8. На пульте правого летчика установлены:
переключатель ОМ—AM для выбора режима работы радиостанции;
переключатель КАНАЛ для установки заданного канала связи по номеру в окне запоминающего устройства;
ручка ГРОМК. регулятора громкости;
ручка ПШ подавителя шумов. Для выключения подавителя шумов ее необходимо
установить в положение ВЫКЛ.:
табло НАСТ., загорается на время перенастройки радиостанции с одного канала на
другой;
кнопка и лампа КОНТР, для встроенного контроля исправности радиостанции наземными специалистами.
8.20.9. При проверке исправности радиостанции необходимо:
установить переключатель ОМ—AM в заданное положение;
установить необходимый канал связи; установить ручку
ГРОМК. в крайнее правое положение; убедиться, что ручка
ПШ находится в положении ВЫКЛ.;
включить радиостанцию и убедиться в загорании табло НАСТ. Через 5 с (не более)
табло должно погаснуть, а в телефонах должны появиться шумы или сигналы работающих радиостанций. Если частота настройки радиостанции совпадает с номером установленного канала, то табло не загорится;
установить необходимую громкость принимаемых сигналов поворотом рукоятки РАД.
регулятора громкости СПУ;
проверить работоспособность радиостанции.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Если при включении питания или при переходе с одного канала на
другой через 5 с не погаснет табло НАСТ., необходимо выключить
радиостанцию.
2. Если во время передачи пропало самопрослушивание, а в режиме
приема продолжают прослушиваться сигналы других радиостанций,
работа на передачу разрешается только через 2—3 мин, так как в
этом случае сработала термозащита радиостанции и необходимо время для остывания блоков.
Ультракоротковолновая радиостанция Р -828
8.20.10. Радиостанция обеспечивает телефонную радиосвязь экипажа вертолета с наземными пун
ктами, а также с экипажами других летательных аппаратов, оборудованных такой же ра
диостанцией. Через радиостанцию осуществляется беспоисковая, бесподстроечная
радиосвязь в пределах прямой видимости. Совместно с радиокомпасом АРК-УД радио
станция обеспечивает вывод вертолета на радиостанцию связи.
Радиостанция позволяет осуществить выбор любой из 10 заранее установленных на
земле частот в диапазоне 20—60 МГц. Частоты равномерно распределены по диапазону
через 25 кГц.
Радиостанция рассчитана на работу по циклу: 1 мин — на передачу, 3 мин — на прием.
Время готовности радиостанции к работе после ее включения не должно превышать 2 мин.
Органы управления радиостанцией установлены на пульте правого летчика.
242
238
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.20.11. На пульте правого летчика установлены:
переключатель КАНАЛ для установки заданного канала связи по номеру в окне запоминающего устройства;
выключатель ПШ для включения подавителя шумов;
ручка ГРОМК. регулятора громкости;
лампа НАСТР., загорается на время перенастройки радиостанции с одной частоты на
другую;
кнопка АСУ для снятия сигнала перенастройки;
переключатель КОМПАС—СВЯЗЬ для перевода радиостанции в режим связи или режим выхода на наземную радиостанцию.
8.20.12. При проверке исправности радиостанции необходимо:
установить ручку ГРОМК. в крайнее правое положение;
убедиться, что выключатель ПШ находится в выключенном положении;
установить переключатель КОМПАС—СВЯЗЬ в положение связь;
установить необходимый канал связи;
включить радиостанцию, при этом должна загореться и через 1—5 с погаснуть лампа
НАСТР. Если лампа не погасла, необходимо кратковременно (на 1—2 с) нажать на кнопку АСУ.
Примечание. В том случае, если лампа НАСТР. не погасла, необходимо перейти с рабочего канала на другой капал и
снова на рабочий. Повторно нажать на кнопку АСУ. При исправной радиостанции лампа НАСТР. должна погаснуть;
после прогрева радиостанции и появления шумов или сигналов работающих радиостанций установить необходимую их громкость поворотом ручки РАД. регулятора громкости СПУ;
проверить работоспособность радиостанции.
При появлении в телефонах повышенных шумов или помех необходимо включить подавитель шумов.
При выходе на работающую наземную радиостанцию необходимо переключатель
КОМПАС—СВЯЗЬ установить в положение КОМПАС.
Примечание. При работе одной из радиостанций («Ядро-1», Р-863 или Р-828) на передачу по радиоприемнику другой радиостанции на некоторых частотах возможно прослушивание повышенного уровня шумов или передаваемых сообщений.
Самолетное переговорное устройство (СПУ -8)
8.20.13. СПУ обеспечивает:
внутривертолетную двухстороннюю телефонную связь в двух сетях между членами
экипажа;
внешнюю двухстороннюю радиосвязь летчиков и штурмана через установленные на
вертолете радиостанции;
прослушивание летчиками и штурманом сигналов радиомаяков;
прослушивание всеми членами экипажа сигналов спецназначения.
СПУ питается постоянным током напряжением 27 В.
На вертолете установлены абонентские аппараты СПУ типа АА-3 и АА-5. На пультах
левого и правого летчиков, на левом пульте бортового техника и на пульте № 4 штурмана
установлены абонентские аппараты типа АА-3. В кабине сопровождающих и в грузовой
кабине установлены абонентские аппараты типа АА-5.
Кроме абонентских аппаратов на вертолете установлены три переговорные точки: в редукторном отсеке, в хвостовой балке и у пульта заправки топливом. Внутри люка подключения электропитания установлена розетка для подключения переносной переговорной
точки.
На пульте правого летчика установлены выключатели СПУ-8 1 СЕТЬ 2 для включения
переговорного устройства.
8.20.14. На абонентских аппаратах АА-3 установлены:
переключатель СЕТЬ с положениями 1 и 2 для переключения СПУ с первой сети на
вторую;
переключатель СПУ—РАД. При установке переключателя в положение РАД. сигналы
радиостанций прослушиваются с повышенной громкостью, а сигналы внутренней связи —
с пониженной громкостью. При установке переключателя в положение СПУ сигналы радиостанций прослушиваются с пониженной громкостью, а сигналы внутривертолетной
связи — с повышенной;
переключатель рода работ. При ведении внешней связи он устанавливается: по командной радиостанции — в положение УК1, по радиостанции Р-828 — в положение УК2, по
связной радиостанции — в положение СР. При настройке и прослушивании сигналов
243
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
239
АРК-19 переключатель рода работ устанавливается в положение РК1, а при настройке и
прослушивании сигналов АРК-УД — в положение РК2;
ручка РАД. регулятора громкости сигналов внешней связи;
ручка СПУ регулятора громкости сигналов внутренней связи;
кнопка ЦВ циркулярного вызова.
На абонентских аппаратах АА-5 установлены: переключатель СЕТЬ с положениями 1 и 2, ручка СПУ регулятора громкости сигналов внутренней связи и кнопка ЦВ циркулярного вызова.
8.20.15. Для ведения внутренней связи необходимо:
подключить шлемофон к разъему кабеля СПУ;
включить переговорное устройство;
установить переключатель СПУ—ЛАР. на пульте левого летчика в положение СПУ;
установить переключатель СЕТЬ в положение 1;
установить переключатель СПУ—РАД. в необходимое положение.
Для выхода на внутреннюю связь летчикам необходимо нажать до первого щелчка
кнопку СПУ—РАДИО на ручках управления вертолетом, штурману — кнопку СПУ на
приборной доске штурмана, бортовому технику — ножную тангенту.
Выход на внутреннюю связь из кабины сопровождающих производить нажатием
кнопки СПУ, а из грузовой кабины — нажимного переключателя ЛАР., установленных
рядом с абонентскими аппаратами.
Уровень слышимости сигналов внутренней связи необходимо устанавливать поворотом ручки СПУ.
8.20.16. При отказе в полете первой сети переговорного устройства командиру экипажа необходи
мо нажать кнопку ЦВ и дать команду членам экипажа на установку переключателя СЕТЬ
в положение 2. При нажатии кнопки циркулярного вызова сигналы внутренней связи
прослушиваются с максимальной громкостью независимо от положения ручки регулятора
громкости СПУ.
А п п а р а т ур а р е ч е вы х с о о б щ е н и й
8.20.17 На вертолете устанавливается аппаратура речевых сообщений РИ-65 или «Алмаз-УП»,
предназначенная для оповещения по СПУ экипажа об аварийных ситуациях на борту вертолета.
Аппаратурой РИ-65 выдаются следующие сообщения:
1 канал — «Пожар. Борт.... внимание на табло»;
2 канал — «Резервный остаток топлива. Борт....»;
3 канал — «Повышенная вибрация левого двигателя»;
4 канал — «Повышенная вибрация правого двигателя»;
5 канал — «Внимание! Левый двигатель выключен СПО»;
6 канал — «Внимание! Правый двигатель выключен СПО»;
7 канал — «Основная гидросистема не работает»;
8 канал — «Дублирующая гидросистема неисправна»;
9 канал — «Проверь давление и температуру масла в левом двигателе»;
10 канал — «Проверь давление и температуру масла в правом двигателе»;
11 канал — «Высока температура газов левого двигателя»;
12 канал — «Высока температура газов правого двигателя»;
13 канал — «Крутящий момент. Внимание!»;
14 канал — «Аварийное состояние маслосистемы редуктора. Внимание на табло»;
15 канал — «Внимание! Входная дверь открыта»;
16 канал — «РИ-65 исправен».
Примечание. Для оповещения наземного командного пункта сообщения о пожаре (1 канал) и резервном остатке
топлива (2-й канал) выдаются также через бортовую командную радиостанцию.
Аппаратурой «Алмаз-УП» выдаются следующие сообщения:
I канал
— «Пожар. Борт... внимание на табло»;
2...7 каналы — резервные;
8 канал
— «Внимание! Левый двигатель выключен СПО»;
9 канал
— «Внимание! Правый двигатель выключен СПО»;
10 канал
— «Повышенная вибрация левого двигателя»;
I1 канал
— «Повышенная вибрация правого двигателя»;
12 канал
— «Основная гидросистема не работает»;
13 канал
— «Дублирующая гидросистема неисправна»;
14 канал
— «Неисправность маслосистемы. Проверь давление масла левого
двигателя»;
15 канал
— «Неисправность маслосистемы. Проверь давление масла правого
двигателя»;
16 канал
— «Проверь температуру масла левого двигателя»;
244
240
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
17 канал
— «Проверь температуру масла правого двигателя»;
18 канал
— «Высока температура газов левого двигателя»;
19 канал
— «Высока температура газов правого двигателя»;
20 канал
— «Крутящий момент. Внимание!»;
21 канал
— «Отсутствует давление масла главного редуктора»;
22 канал
— «Отсутствует давление масла промежуточного редуктора»;
23 канал
— «Отсутствует давление масла хвостового редуктора»;
24 канал
— «Внимание! Входная дверь открыта»;
25 канал
— «Бак 9. Остаток топлива 460 кг»;
26 канал
— Бак 10. Остаток топлива 460 кг»;
27 канал
— резервный;
28 канал
— «Перегрев подшипников опор хвостового вала трансмиссии»;
29...47 каналы — резервные;
48 канал
— «Речевой информатор исправен».
Примечание. Для оповещения наземного командного пункта сообщение о пожаре (1 канал) выдается также через
бортовую командную радиостанцию.
РИ-65 и «Алмаз-УП» питаются постоянным током напряжением 27 В.
8.20.18. На пульте левого летчика установлены:
кнопка ПРОВЕРКА для проверки исправности РИ-65 («Алмаз-УП»);
кнопка ПОВТОР, для повторного прослушивания речевого сообщения;
кнопка ВКЛ. ДАТЧ. для прослушивания наземными специалистами речевых сообщений РИ-65 по 2, 7, 8,9, 10, 14 и 15-му каналам, а «Алмаз-УП» по 12, 14, 15, 16, 17,21,22,
23, 24, 25, 26, 28-му каналам.
8.20.19. После подключения электропитания необходимо нажать кнопку ПРОВЕРКА, при этом в
телефонах должно прослушиваться двукратное воспроизведение речевого сообщения ап
паратуры РИ-65 «РИ-65 исправен», а аппаратуры «Алмаз-УП» — «Речевой информатор
исправен».
Для необходимости повторного прослушивания в полете речевого сообщения РИ-65
(«Алмаз-УП») необходимо нажать кнопку ПОВТОР, и для прекращения сообщения —
кнопку ОТКЛ.
8.20.20.
8.20.21.
8.20.22.
8.20.23.
Магнитофоны МС 6 1 Б и П-503Б
Магнитофоны предназначены для записи речи с выходов радиоприемников, СПУ и авто
номной записи с ларингофонов или абонентской гарнитуры на проволочный звуконоси
тель. Они могут работать в режиме автоматического пуска или в режиме непрерывной
работы. Рекомендуется использовать режим «Непрерывная работа», так как он обеспечи
вает запись всей информации без потери отдельных звуков, возникающих при запуске
магнитофона в режиме «Автопуск».
На вертолете устанавливается магнитофон МС-61Б или П-503Б. Длительность записи
в режиме непрерывной работы магнитофона МС-61Б составляет 5,5 часа, магнитофона
П-503Б — не менее 9 часов.
Магнитофоны питаются постоянным током напряжением 27 В.
Органы управления магнитофоном размещены на пульте левого летчика. Включение
магнитофона производится вручную или автоматически при отрыве вертолета от земли.
На пульте управления МС-61Б расположены:
выключатель ВКЛ.—ВЫКЛ. для включения и выключения магнитофона;
переключатель АВТОПУСК—НЕПРЕРЫВНАЯ РАБОТА для выбора режима работы;
переключатель СПУ—ЛАР. В положение ЛАР. переключатель устанавливается в случае необходимости записи левым летчиком информации, не предназначенной другим
членам экипажа или передачи ее в эфир;
индикаторная лампа ЗАПИСЬ сигнализации работы лентопротяжного механизма;
лампа ПОДСВЕТ для подсвета пульта управления магнитофона;
потенциометр ПОДСВЕТ для регулировки яркости подсвета надписей на пульте
управления (красный подсвет загорается при включении питания магнитофона).
При установке магнитофона П-503Б на вертолете заменено устройство записи и пульт
управления (рис. 8.34а).
На пульте управления П-503Б дополнительно установлены светодиоды ОСН. и РЕЗЕРВ., сигнализирующие о работе основного или резервного магнитофона. На вертолете
резервный магнитофон не установлен, светодиод РЕЗЕРВ, не задействован.
Кроме того, на пульте управления магнитофона П-503Б выключатель включения и выключения магнитофона имеет запись ВКЛ.—ОТКЛ.
После подключения электропитания необходимо:
245
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
О
НЕПРЕРЫВНОЙ РЯБОТЯ
241
о
Рис. 8.34а. Пульт управления магнитофоном П-503Б
включить магнитофон выключателем ВКЛ.—ВЫКЛ. (ВКЛ.—OTKJL);
убедиться, что переключатель СПУ—ЛАР. находится в положении СПУ;
установить переключатель режимов работы в заданное положение.
При установке переключателя в положение НЕПРЕРЫВНАЯ РАБОТА должна загореться лампа ЗАПИСЬ. При установке переключателя в положение АВТОПУСК лампа должна загореться при произнесении первого слова по СПУ или по радиопередатчику. При
нормальной работе магнитофона МС-61В горит лампа ЗАПИСЬ, магнитофона П-503Б —
лампа ЗАПИСЬ и светодиод ОСН.
В остальном эксплуатация П-503Б на земле и в полете ничем не отличается от эксплуатации магнитофона МС-61Б.
8.20.24. В полете необходимо периодически контролировать работу магнитофона МС-61Б по горению
лампы ЗАПИСЬ, а магнитофона П-503Б — по горению лампы ЗАПИСЬ и светодиода ОСН.
При необходимости скрытой записи важного сообщения переключатель СПУ—ЛАР.
следует установить в положение ЛАР. После записи переключатель необходимо установить в положение СПУ. Магнитофон выключается после заруливания на стоянку.
Действия экипажа в полете при возможных неисправностях радиосвязного оборудования
8.20.25. При отказе командной радиостанции необходимо перейти на работу по связной радио
станции, доложить об отказе руководителю полетов и действовать по его указаниям.
8.20.26. При отказе связной радиостанции необходимо доложить на ближайший командный пункт
об ее отказе и действовать по его указаниям.
Примечание. Отсутствие самопрослушивания при наличии шума в телефонах или слышимости сигналов работающих радиостанций свидетельствует о срабатывании термозащиты радиостанции. До остывания радиостанции возможна
работа только на прием на установленном канале.
8.20.27. При отказе обеих радиостанций продолжение полета и заход на посадку производить в со
ответствии с требованиями действующего НПП при потере радиосвязи.
Коротковолновая радиостанция Р -861
8.20.28. Аварийно-спасательная KB радиостанция Р-861 предназначена для связи экипажа самолета
(вертолета), потерпевшего аварию, с базами и самолетами (вертолетами) спасательной
службы в телефонном и телеграфном режимах. Кроме того, радиостанция может использо
ваться в режимах автоматической передачи сигналов бедствия. Радиостанция Р-861 подго
тавливается к работе и используется в соответствии с прилагаемой к ней инструкцией.
246
242
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.21. АППАРАТУРА ОПОВЕЩЕНИЯ И ОПОЗНАВАНИЯ
Изделие 6201
8.21.1. Органы управления и сигнализации изделия установлены на левом щитке приборной до
ски летчиков. Питание изделия осуществляется постоянным и переменным током.
8.21.2. Перед включением изделия проверить положение органов управления и контроля на пультах:
переключатель 1 —2 установлен в положение 1 и опломбирован;
кнопка СТИРАН. — крышка закрыта, опломбирована;
выключатель БЕДСТВ. — флажок опущен, опломбирован;
переключатель АВТ.—КД — ±15—КП — в положении АВТ;
переключатель РАБ.—ЗАПАСИ. — в положении РАБ.;
переключатели ИНДИВИД., РАБОЧИЙ А, РАБОЧИЙ Б, РАБОЧИЙ В, ЗАПАСНОЙ
А, ЗАПАСНОЙ Б, ЗАПАСНОЙ В, переключатели Г, Д и 1—2 — в заданном положении
(переключатели находятся в заднем радиоотсеке);
выключатель СРО — в выключенном положении.
8.21.3. После запуска двигателей установить выключатель СРО во включенное положение, на
пульте левого летчика при этом загорается сигнальное табло ОТКАЗ СРО и сигнальная
лампа КД. Через 1,5—2,5 мин с момента включения изделия сигнальное табло ОТКАЗ
СРО должно погаснуть, сигнальная лампа КД должна гореть.
Примечание. При отсутствии блока 55С сигнальная лампа КД (КП) не горит. Погасание сигнального табло ОТКАЗ
СРО свидетельствует об исправности изделия и готовности его к работе.
8.21.4. В полете при загорании светового табло ВКЛЮЧИ ЗАПАСНОЙ (или по получении этой
команды с земли) установить переключатель РАБ.—ЗАПАСН. в положение ЗАПАСИ.
8.21.5. В промежуток времени 23 ч 47 мин — 23 ч 52 мин проконтролировать автоматическое за
горание сигнальной лампы КП и погасание сигнальной лампы КД.
Если этого не произошло, установить переключатель АВТ.—КД — ±15—КП в положение ±15, в промежуток времени 00 ч 05 мин — 00 ч 21 мин в положение КП, при этом сигнальная лампа КД гаснет, а сигнальная лампа КП должна загореться.
..21,6. При вынужденной посадке вне аэродрома или аварийном покидании вертолета экипажем
нажать кнопку СТИРАН.
Сигнал бедствия включать в случаях, предусмотренных действующими наставления-ми,
установкой выключателя БЕДСТВ. во включенное положение. После посадки на
аэродром выключить выключатель СРО.
Аппара т ур а Л 00 6ЛМ
8.21.7. Назначение, общие данные и методика использования в полете изложены в Инструкции
по технической эксплуатации.
8.21.8. Органы управления расположены на пульте управления правого летчика и на индикаторе,
размещенном на средней панели приборной доски летчиков.
На пульте управления размещены:
выключатель СТАНЦИЯ — для включения и выключения аппаратуры;
переключатель АВТОМАТ.—ДИАПАЗОН — для селекции сигнала по диапазону;
выключатель ОБЗОР — для отключения индикации;
ручка ЗВУК — регулятора громкости звукового сигнала;
переключатель ВЫСОТА—ТИП — для выбора типа объекта и высоты полета вертолета в километрах;
табло ОТКАЗ БЛОКА.
На индикаторе размещены:
переключатель РУЧН.—КОНТР.— АВТ. — для проведения ручной и автоматической
проверки работоспособности аппаратуры;
ручка НОЧЬ — для регулировки яркости ламп индикатора.
8.21.9. Исходные положения выключателей, ручек и переключателей на пульте управления:
СТАНЦИЯ — в нижнем положении;
АВТОМАТ.-ДИАПАЗОН - в положении ДИАПАЗОН;
ОБЗОР — в верхнем положении;
ЗВУК — в крайнем правом положении;
ВЫСОТА—ТИП — в положении 1,5.
8.21.10. При проверке исправности аппаратуры необходимо:
установить выключатель СТАНЦИЯ в верхнее положение, при этом на индикаторе
должна загореться метка СИГНАЛ. ИСПРАВНОСТИ;
нажать на индикаторе переключатель РУЧН.—КОНТР.—АВТ. в положение АВТ. и
удерживать его несколько секунд. В момент нажатия переключателя метка СИГНАЛ.
ИСПРАВНОСТИ должна погаснуть, а все остальные метки индикатора должны загореться. Через 5 с метка СИГНАЛ. ИСПРАВНОСТИ должна вновь загореться — станция исправна. Если метка не загорелась, то на табло ОТКАЗ БЛОКА пульта управления должны
высветиться одна или несколько цифр, указывающих неисправные блоки;
247
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
243
после загорания метки СИГНАЛ. ИСПРАВНОСТИ переключатель РУЧН.-КОНТР.—АВТ.
отпустить;
выключатель СТАНЦИЯ установить в нижнее положение.
Примечания: I. В момент нажатия переключателя РУЧН.—КОНТР.—АВТ. в положение АВТ. возможно кратковременное мигание цифр на табло отказов.
2. При случайном нажатии переключателя РУЧН.—КОНТР.—АВТ. в положение РУЧН. для восстановления работоспособности аппаратуры необходимо кратковременно нажать его в положение АВТ., а затем отпустить.
8.21.11. После взлета необходимо установить:
выключатель СТАНЦИЯ — в верхнее положение;
переключатель ВЫСОТА—ТИП — устанавливается в положение, соответствующее заданию на полет (1,5 или 8);
выключатель ОБЗОР — в верхнее положение;
ручка ЗВУК — в крайнее правое положение.
Радиолокационный ответчик СО-69
8.21.12. Радиолокационный ответчик предназначен для работы с обзорными, диспетчерскими и по
садочными локаторами. По запросу радиолокаторов ответчик выдает наземному диспетчеру:
номер вертолета;
высоту полета;
остаток топлива.
8.21.13. Для управления ответчиком на пульте правого летчика расположены:
выключатель СО-69 для включения ответчика;
переключатель режимов работы;
кнопка и лампочка КОНТРОЛЬ для проверки работоспособности ответчика встроенным контролем;
кнопка ЗНАК для передачи сигнала индивидуального опознавания по команде с земли;
выключатель АВАРИЯ под предохранительным колпачком для включения сигнала об
аварии на вертолете;
переключатель ВОЛНЫ с положениями 1 и 2.
8.21.14. Включение ответчика производить при необходимости перед полетом, для чего:
установить переключатели режимов работы и ВОЛНЫ в положение, соответствующее
заданию на полет;
выключатель СО-69 поставить в положение ВКЛ. Через 2—3 мин после включения ответчик готов к работе.
8.21.15. Проверка работоспособности ответчика встроенным контролем проводится нажатием кноп
ки КОНТРОЛЬ, при этом должна загореться зеленая лампочка в положениях РСП УВД. Го
рение лампочки во время нажатия кнопки свидетельствует об исправности ответчика.
8.21.16. Схема размещения органов аппаратуры оповещения и опознавания показана на рис. 8.35.
Пульт управления ifamtS]
'""Мпяпарплвды ЛВВБЛП
Рис. 8.35. Схема размещения органов управления радиоаппаратурой опознавания, оповещения и активного ответа на
рабочих местах летчиков
248
244
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.22. СИСТЕМА РЕГИСТРАЦИИ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА «ТЕСТЕР-УЗ»
8.22.1. Бортовое устройство регистрации режимов полета предназначено для записи информации,
характеризующей:
техническое состояние основных систем и агрегатов вертолета;
траекторию движения вертолета и его положение в пространстве;
действия экипажа в полете.
Зарегистрированная информация после дешифровки может быть использована для эксплуатационного контроля авиационной техники и объективной оценки причин летного
происшествия.
На вертолете может быть установлен регистратор «Тестер-УЗ» серии 2 (доработанный
или недоработанный в соответствии с бюллетенем № 108.8.3.0329.2(90.0338-БД) или «Тестер-УЗ» серии 3.
8.22.2. Основные технические данные:
время непрерывной работы регистратора не менее 24 час;
записывается 256 измерений за 1 с;
питание от аккумуляторной шины напряжением 27^ В;
зарегистрированная информация сохраняется в течение последних 3 часов полета.
8.22.3. Включение регистратора в работу обеспечивается как вручную, так и автоматически. Авто
матическое включение «Тестера-УЗ» серии 2 происходит в момент отрыва вертолета от
земли при срабатывании концевого выключателя обжатия левой опоры шасси.
Регистратор серии 3 автоматически включается при выходе одного из двигателей на режим АР и дублируется включение в момент отрыва вертолета от земли при срабатывании
концевого выключателя обжатия левой опоры шасси.
Автоматическое выключение «Тестера-УЗ» серии 2 происходит после посадки вертолета
(стойка обжата), а регистратора серии 3 — после полного останова двигателей. Автоматическое включение и выключение доработанного регистратора серии 2 и регистратора серии 3
происходит только при положении выключателя РУЧНОЕ в выключенном положении, недоработанного регистратора серии 2 — при положении переключателя РУЧНОЕ—АВТОМАТ, в положении АВТОМАТ.
8.22.4. Для управления регистратором и контроля его работы на шитке РЕГИСТРАЦИЯ ПАРА
МЕТРОВ (левый пульт бортового техника) установлены:
На вертолетах с доработанным регистратором серии 2:
выключатель РУЧНОЕ;
кнопка КОНТРОЛЬ;
зеленое табло ВКЛ.;
желтое табло РЕГИСТРАТОР. На вертолетах с
недоработанным регистратором серии 2:
переключатель РУЧНОЕ-АВТОМАТ.;
кнопка КОНТРОЛЬ;
зеленое табло РАБОТАЕТ;
желтое табло НЕ РАБОТАЕТ. На
вертолетах с регистратором серии 3:
выключатель РУЧНОЕ;
кнопка КОНТРОЛЬ;
зеленое табло ИСПРАВЕН;
желтое табло ОТКАЗ.
8.22.5. При подготовке к полету и в полете бортовому технику необходимо:
На вертолетах с доработанным регистратором сегзии2:
для проверки регистратора установить выключатель РУЧНОЕ во включенное положение (вверх по стрелке) и нажать на кнопку КОНТРОЛЬ. При исправной работе регистратора должно загореться зеленое табло ВКЛ. и мигать желтое табло РЕГИСТРАТОР.
После отпускания кнопки КОНТРОЛЬ указанные табло погаснут. Если регистратор неисправен, табло РЕГИСТРАТОР не мигает (может гореть или не гореть);
после проверки работоспособности регистратора установить выключатель РУЧНОЕ в
выключенное положение;
перед полетом убедиться в том, что на лицевой панели блока 6Т1 в переднем радиоотсеке установлены дата и номер полета;
до запуска двигателей установить выключатель РУЧНОЕ во включенное положение; в
полете периодически контролировать исправность регистратора, нажимая кнопку
КОНТРОЛЬ. Если регистратор неисправен, табло РЕГИСТРАТОР не мигает (может гореть или не гореть);
249
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
245
на стоянке после останова двигателей выключить регистратор, для чего установить
выключатель РУЧНОЕ в выключенное положение. На вертолетах с недоработанным
регистратором серии 2:
для проверки регистратора перед полетом установить переключатель РУЧНОЕ—АВТОМАТ, в положение РУЧНОЕ;
бортовому механику по команде бортового техника нажать на кнопку КОНТРОЛЬ на
лицевой панели блока 6Т1. Одновременно с этим борттехнику нажать кнопку КОНТРОЛЬ на щитке РЕГИСТРАЦИЯ ПАРАМЕТРОВ. При исправной работе регистратора
должно мигать зеленое табло РАБОТАЕТ. После отпускания кнопки КОНТРОЛЬ табло
РАБОТАЕТ погаснет;
после проверки работоспособности регистратора установить переключатель в положение АВТОМАТ.;
перед полетом убедиться в том, что на лицевой панели блока 6Т1 в переднем радиоотсеке установлены дата и номер полета;
до запуска двигателей установить переключатель РУЧНОЕ—АВТОМАТ, в положение
РУЧНОЕ;
в полете контролировать работоспособность регистратора, при его отказе загорится
желтое табло НЕ РАБОТАЕТ;
на стоянке после останова двигателей установить переключатель РУЧНОЕ—АВТОМАТ, в положение АВТОМАТ. На вертолетах с регистратором серии 3:
для проверки регистратора установить выключатель РУЧНОЕ во включенное положение (вверх по стрелке) и нажать на кнопку КОНТРОЛЬ. При исправной работе регистратора должно гореть зеленое табло ИСПРАВЕН. При отпускании кнопки КОНТРОЛЬ
указанное табло погаснет. Если регистратор неисправен, должно загореться желтое табло
ОТКАЗ;
после проверки работоспособности регистратора установить выключатель РУЧНОЕ в
выключенное положение;
до запуска двигателей установить выключатель РУЧНОЕ во включенное положение.
Примечание. При включенном регистраторе «Тестер-УЗ» серии 3 в момент включения лебедок, насосной станции
или переключении электропитания с одного генератора на другой возможно кратковременное загорание табло ОТКАЗ. В
этом случае необходимо проверить исправность регистратора нажатием кнопки КОНТРОЛЬ;
в полете контролировать работоспособность регистратора, при его отказе загорится
желтое табло ОТКАЗ;
на стоянке после полного останова двигателей установить выключатель РУЧНОЕ в
выключенное положение.
250
246
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.23. ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА
8.23.1. Взлетно-посадочные устройства предназначены для передвижения вертолета по земле на
рулении, разбеге и пробеге, а также уменьшения перегрузок, испытываемых конструкцией
при посадке и при движении по земле.
Шасси выполнено по трехопорной схеме, имеет неубирающиеся переднюю и две главные опоры. В хвостовой части вертолета установлена убирающаяся хвостовая опора, предохраняющая рулевой винт и хвостовую балку при посадке.
Главные опоры шасси обеспечивают подъем хвостовой части вертолета за счет выхода
штоков амортизаторов.
8.23.2. Основные данные шасси:
колея ................................................................................................. 5м;
база ................................................................................................... 8,95 м;
стояночный угол.............................................................................. 2°30';
посадочный угол.............................................................................. 35°;
клиренс (по шпангоуту 18) ............................................................ 0,47 м.
8.23.3. Передняя опора шасси состоит из амортизационной стойки и двух смонтированных на од
ной оси нетормозных колес, имеющих колею 0,56 м. Давление в камерах колес
(4,5+0,5) кгс/см2 [для полетной массы более нормальной (5+0,5) кгс/см2].
На главной опоре шасси установлены два колеса. Внешнее колесо тормозное, внутреннее — без тормоза. Расстояние между колесами в паре 0,7 м, давление в камере колес
(6+0,5) кгс/см2 [для полетной массы более нормальной (6,5+0,5) кгс/см2].
Хвостовая опора имеет пневмогидравлический амортизатор. В полете при достижении скорости 160 км/ч хвостовая опора автоматически убирается, а при скорости
120 км/ч — выпускается. Предусмотрены уборка и выпуск хвостовой опоры вручную.
При открывании створок грузовой кабины хвостовая опора убирается для обеспечения
загрузки техники.
8.23.4. Для обеспечения управления уборкой и выпуском хвостовой опоры, а также сигнализации
о ее положении на левом щитке приборной доски летчиков установлены:
переключатель УПР. В ВОЗДУХЕ ХВОСТ. ОПОРОЙ с положениями АВТОМАТ.
УБОРКА и ВЫПУСК;
желтое табло ХВОСТ. ОПОРА УБРАНА сигнализации убранного положения хвостовой опоры;
зеленое табло ХВОСТ. ОПОРА ВЫПУЩ. сигнализации выпущенного положения хвостовой опоры.
Перед^ полетом необходимо убедиться, что переключатель УПР. В ВОЗДУХЕ ХВОСТ.
ОПОРОЙ находится в положении АВТОМАТ.
После взлета при достижении скорости 160 км/ч убедиться, что погасло табло ХВОСТ.
ОПОРА ВЫПУЩ. и загорелось табло ХВОСТ. ОПОРА УБРАНА. Перед посадкой при достижении скорости 120 км/ч убедиться, что погасло табло ХВОСТ. ОПОРА УБРАНА и загорелось табло ХВОСТ. ОПОРА ВЫПУЩ.
При отказе автоматической системы уборку и выпуск хвостовой опоры производить
установкой переключателя УПР. В ВОЗДУХЕ ХВОСТ. ОПОРОЙ в положение УБОРКА и
ВЫПУСК.
8.23.5. Для управления клиренсом вертолета внутри и снаружи грузовой кабины установлены пе
реключатели, имеющие положения КЛИРЕНС УВЕЛИЧЕН и НОРМАЛЬНО. При поста
новке переключателя в положение КЛИРЕНС УВЕЛИЧЕН давление от вспомогательной
гидросистемы подается в полости амортизаторов главных опор шасси, при этом штоки
амортизаторов выходят в крайние верхние положения, хвостовая часть вертолета поднима
ется и загорается желтое табло ВЕРТОЛЕТ ПОДНЯТ на средней панели приборной доски
летчиков.
При постановке переключателя в положение КЛИРЕНС НОРМАЛЬНО хвостовая часть
вертолета опустится, желтое табло ВЕРТОЛЕТ ПОДНЯТ погаснет.
Уборка хвостовой опоры производится одновременно с открытием створок грузовой кабины при постановке переключателя УПРАВЛ. СТВОРКАМИ в положение ОТКР.
Выпуск хвостовой опоры производится одновременно с закрыванием створок при постановке переключателя УПРАВЛ. СТВОРКАМИ в положение ЗАКР.
Управление створками возможно как с рабочего места бортового техника, так и с пульта
в грузовой кабине и снаружи вертолета в зависимости от установки переключателя
УПРАВЛ. СТВОРКАМИ с положениями ГР. КАБ. и БДЕХН. на левом пульте бортового
техника и установки переключателя ГРУЗОВ. КАБИНА, СНАРУЖИ на пульте управления
в грузовой кабине.
251
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
247
8.23.6. В предполетном осмотре шасси проверить:
состояние узлов крепления передней и основных опор шасси; нет ли
проворачивания шин относительно реборд колес (по меткам); нет ли
глубоких порезов и трещин на шинах;
зарядку амортизационных стоек и обжатие пневматиков, которые должны соответствовать значениям, указанным в табл. 8.9.
Таблица 8.9
Шасси
Выход штока амортизатора на стоянке, мм
Стояночное обжатие пневматика, мм
Взлетная масса
Главная опора
Передняя опора
нормальная
максимальная
нормальная
максимальная
70±15*
45±15*
40±10"
110-10
80-10
120-Ю
90-10
55+10"
Размер от торца гайки до торца буртика штока.
Размер указан от торца гайки до начала бобышки под зарядный клапан.
252
248
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.24.ДЕСАНТНО-ТРАНСПОРТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
8.24.1. Десантн о-транспортное оборудование предназначено для перевозки людей и грузов в гру
зовой кабине вертолета и грузов на внешней подвеске.
8.24.2. В состав десантно-транспортного оборудования входят:
оборудование для перевозки людей;
погрузочно-разгрузочное оборудование;
швартовочное оборудование; система
внешней подвески.
8.24.3. Назначение и состав оборудования для перевозки людей, погрузочно-разгрузочного и
швартовочного оборудования, порядок использования указанного оборудования при пере
возке людей и грузов изложены в «Инструкции по загрузке и центровке вертолета Ми-26».
Система внешней подвески
8.24.4. В систему внешней подвески входят:
подвеска грузов;
гидравлическая система и электрическая схема управления внешней подвеской;
электролебедка из комплекта погрузочно-разгрузочного оборудования; бортовая
телевизионная установка БТУ-1Б или БТУ-1БМ.
8.24.5. Органы управления и индикации, установленные на вертолете, позволяют выполнять про
верку и управление системой внешней подвески.
На левом щитке приборной доски летчиков установлены: выключатель ВНЕШНЯЯ
ПОДВЕСКА/ДУБЛ. ТАКТИЧ. СБРОС; зеленое табло ГРУЗ ПОДВЕШЕН
сигнализации о наличии груза на внешней подвеске; зеленое табло ВЕРХ. ЗАМОК
ЗАКРЫТ; красное табло ЭЛ. ЗАМОК ОТКРЫТ; зеленое табло ЭЛ. ЗАМОК
ЗАКРЫТ.
В верхней части приборной доски командира экипажа расположен указатель нагрузок
на внешнюю подвеску, предназначенный для определения предельной массы груза на висении и предельных нагрузок на внешнюю подвеску при отделении груза от земли, установке его на землю и в полете.
Положение стрелки указателя свидетельствует:
в зеленом секторе от 0 до 20 т — о допустимой массе груза на внешней подвеске (определяется на установившемся висении после отрыва груза от земли);
в зоне желтого сектора от 20 до 40 т — о допустимой перегрузке на внешнюю подвеску
при отрыве груза от земли (установке его на землю) и в полете. Полеты с грузом на внешней
подвеске при положении стрелки указателя в желтом секторе выполняются без ограничения.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При транспортировке грузов массой до 12 т с использованием одинарного центрального каната величина предельной перегрузки по
указателю должна быть не более 24 т (стрелка указателя не должна
заходить во вторую половину желтого сектора);
в зоне красного сектора от 40 т и более — о недопустимых перегрузках на внешнюю
подвеску по условиям ее прочности. В полете выдерживать такие режимы, чтобы стрелка
указателя не подходила к красному сектору.
На центральном пульте летчиков установлен переключатель ПЕР. ЧИСЛО УГЛОВОЙ
СКОРОСТИ с положениями БОЛЬШЕ и МЕНЬШЕ, предназначенный для уменьшения передаточного числа автопилота по угловой скорости крена, что позволяет устранять автоколебания вертолета по крену на режиме висения с грузом на внешней подвеске 15 т и более.
На правой панели приборной доски летчиков установлены:
выключатель СИСТЕМА АВТОСБРОСА;
желтое табло ВКЛ. сигнализации включения системы автосброса. На рычаге общего
шага левого летчика установлены кнопка ТАКТ. СБРОС тактического сбрасывания груза
и кнопка АВАР. СБРОС аварийного сбрасывания груза.
На рычаге общего шага правого летчика установлена кнопка АВАР. СБРОС аварийного
сбрасывания груза.
В грузовой кабине на щитке управления лебедками установлены:
выключатели ОТКЛЮЧЕНИЕ ЛЕБЕДКИ ЛЕВОЙ, ПРАВОЙ;
зеленые табло ВЕРХ. ЗАМОК ЗАКРЫТ, ЭЛЕКТРОЗАМОК ЗАКРЫТ и красное табло
ВЕРХ. ЗАМОК ОТКРЫТ;
кнопка КОНТРОЛЬ ТАБЛО проверки исправности ламп табло. На
верхнем замке установлена ручка аварийного сброса груза.
253
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
249
На переднем подкосе крепления верхнего замка расположены указатель и вентиль массоизмерительного устройства.
В распределительной коробке внешней подвески (в подполье) установлены:
переключатель ПОГРУЗКА—ПОДВЕСКА переключения схемы управления электролебедкой на работу с системой внешней подвески (в положении ПОДВЕСКА) или для
выполнения погрузочно-разгрузочных работ (в положении ПОГРУЗКА);
переключатель ПОДВЕСКА ГРУЗА с положениями ЗАМОК и СКОБА для подключения к кнопке тактического сброса (в положении СКОБА) или электрозамка (в положении ЗАМОК). В положение ЗАМОК переключатель устанавливается при наличии в
составе подвески электрозамка.
8.24.6. Управление бортовой телевизионной установкой размещено на левой панели приборной
доски и центральном пульте летчиков.
На левой панели приборной доски летчиков размещены: указатель угла
наклона телекамеры; видеоконтрольное устройство с регуляторами
ЯРКОСТЬ и КОНТРАСТ.
На центральном пульте летчиков размешены:
выключатель питания СЕТЬ—ВЫКЛ.;
три кнопки ХВ. или 1 (для БТУ-1БМ), ЦЕНТР. СРЕДН. или 2 (для БТУ-1БМ) и
ЦЕНТР. ПЕРЕДН. или 3 (для БТУ-1БМ) включения соответственно хвостовой, средней
и передней телекамер. Выключение телекамер производится при нажатии на соответствующую кнопку или установкой выключателя СЕТЬ—ВЫКЛ. в положение ВЫКЛ.;
три зеленые лампочки сигнализации включения соответствующих телекамер;
нажимной переключатель ФОКУС управления оптической фокусировкой;
нажимной переключатель УПРАВ. НАКЛОН. ТЕЛЕКАМЕРЫ с положениями ВЫПУСК, нейтрально (выключено) и УБОРКА.
8.24.7. При подготовке к полетам с грузом на внешней подвеске необходимо:
проверить исправность элементов внешней подвески;
установить переключатель ПОГРУЗКА—ПОДВЕСКА в положение ПОДВЕСКА;
установить переключатель ПОДВЕСКА ГРУЗА в положение СКОБА. При наличии в
системе внешней подвески электрозамка переключатель установить в положение
ЗАМОК:
подсоединить электропитание и создать давление во вспомогательной гидросистеме;
нажать на кнопку ТАКТ. СБРОС ГРУЗА и убедиться в погасании табло ВЕРХ. ЗАМОК ЗАКРЫТ. При наличии электрозамка должно погаснуть табло ЭЛ. ЗАМОК ЗАКРЫТ и загореться табло ЭЛ. ЗАМОК ОТКРЫТ;
проверить открывание верхнего замка при нажатии на кнопку АВАР. СБРОС ГРУЗА
на рычагах общего шага левого и правого летчиков, а также от ручки аварийного сброса;
перед проверками тактического сброса груза, аварийных сбросов груза (левым и правым летчиками, а также ручкой аварийного сброса) втянуть замок-сцепку, соединенного
с наконечником в верхний замок;
после каждого нажатия кнопки АВАР. СБРОСА ГРУЗА:
а) выпустить замок-сцепку с наконечником из верхнего замка;
б) выключить и снова включить АЗС ВНЕШНЯЯ ПОДВЕСКА на РУ № 2;
в) открыть верхний замок кнопкой ТАКТ. СБРОС ГРУЗА;
г) втянуть замок-сцепку с наконечником в верхний замок;
после открытия верхнего замка ручкой аварийного сброса:
а) выпустить замок-сцепку с наконечником из верхнего замка;
б) вернуть ручку аварийного сброса в исходное положение;
в) открыть верхний замок кнопкой ТАКТ. СБРОС ГРУЗА;
г) втянуть замок-сцепку с наконечником в верхний замок.
Примечания : ]. Проверку открывания электрозамка производить при подключенной его электропроводке и заведенном в верхний инок наконечнике, соединенном замком-сцепкой;
2. Для исключения срабатывания защиты цепи в системе внешней подвески выпуск троса лебедки производить вначале
плавно, с последующим увеличением скорости выпуска троса до IV
8.24.8. Для проверки БТУ необходимо:
установить выключатель СЕТЬ—ВЫКЛ. в положение СЕТЬ;
нажать кнопку ХВ. или I (для БТУ-1БМ), при этом должна загореться зеленая лампочка и засветиться экран видео контрольного устройства;
установить переключатель УПРАВ. НАКЛОН. ТЕЛЕКАМЕРЫ в положение ВЫПУСК и по указателю утла наклона выпустить телекамеру на 15—20°. На экране видеоконтрольного устройства должно появиться телеизображение.
Примечание. Переключателем управления наклоном телекамеры обеспечивается изменение угла наклона хвостоцой телекамеры. Передняя и средняя телекамеры имеют фиксированное положение;
254
250
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
ручками ЯРКОСТЬ и КОНТРАСТ, отрегулировать необходимую яркость и контрастность изображения;
установить переключатель управления наклоном в положение ВЫПУСК и удерживать
его в этом положении до полной остановки стрелки указателя угла наклона.
Изображение должно быть устойчивым, без помех и наводок и перемещаться плавно
снизу вверх. Показания угла наклона должны быть не менее 120°. Повторить проверку при
установке переключателя в положение УБОРКА. Стрелка указателя должна показывать 0°.
нажать на кнопку ЦЕНТР. СРЕДН. или 2 (для БТУ-1БМ), при этом должна загореться
лампочка включения средней телекамеры и погаснуть лампочка хвостовой камеры, проверить качество телевизионного изображения;
нажать на кнопку ЦЕНТР. ПЕРЕДН. или 3 (для БТУ-1БМ), при этом должна загореться лампочка включения передней телекамеры и погаснуть лампочка средней телекамеры, проверить качество телевизионного изображения.
Примечания: 1. Для наблюдения за грузом на внешней подвеске используются хвостовая и передняя телекамеры.
2. Средняя телекамера используется для наблюдения за выгрузкой и погрузкой грузов в грузовую кабину при работаю
щих двигателях.
3. Хвостовая телекамера может быть использована для наблюдения за препятствиями при выполнении посадки на пло
щадку ограниченных размеров.
4. Готовность БТУ к работе составляет: при положительных температурах наружного воздуха — не более 15 мин, при
отрицательных — не более 30 мин.
5. При неустойчивом тел с изображении необходимо выключить БТУ и продолжить выполнение задания.
Выключение БТУ производится установкой выключателя СЕТЬ—ВЫКЛ. в положение ВЫКЛ.
Порядок включения и работа с БТУ в полете аналогична изложенному в пункте 8.24.8,
при этом угол наклона хвостовой телекамеры устанавливать в положение, необходимое для
лучшего наблюдения за объектами.
255
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
8.25. УСТРОЙСТВО ВЫБРОСА УВ-26 И АВТОМАТ АСО-2В
На вертолете устанавливается устройство выброса УВ-26 или автомат АСО-2В.
8.25.1. Устройство выброса УВ-26.
Обшие сведения.
Устройство выброса УВ-26 предназначено для отстрела помеховых патронов с целью защиты вертолета от поражения ракетным оружием.
Отстрел патронов из устройства УВ-26 разрешен во всем эксплуатационном диапазоне
высот и скоростей полета, в том числе на этапах взлета, посадки, висения и не накладывает
особенностей на технику пилотирования. В состав УВ-26 входят:
16 держателей с кассетами. Держатели на вертолете устанавливаются симметрично —
по 8 шт. с левого и правого бортов. В каждом держателе имеется одна кассета, снаряженная 32 патронами (всего в 16 кассетах — 512 патронов);
два пульта управления на пульте правого летчика. Левый пульт обеспечивает управление
выбросом патронов с левого, а правый — с правого борта вертолета. Рядом с пультами
управления установлен щиток с переключателем ПРАВ. БОРТ—ОБА—ЛЕВ. БОРТ. (для
выбора борта, с которого должен производиться выброс патронов), выключателем
ПИТАНИЕ УВ-26 и выключателем ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ-26 (рис. 8.17а);
блоки управления и блоки выключателей размещены в грузовой кабине вертолета;
кнопки ПУСК УВ-26 для отстрела патронов командиром экипажа, штурманом и бортовым техником установлены на левой панели приборной доски летчиков, на приборных
досках штурмана и бортового техника (рис. 8.10, 8.18, 8.24).
Отстрел патронов правым летчиком производится нажатием кнопок ПУСК на пультах
управления УВ-26.
Программа отстрела задается правым летчиком раздельно для правого и левого бортов с
пультов УВ-26 (рис. 8.17а), на которых расположены органы управления и контроля:
информационное табло, на котором высвечивается условный код набранной программы отстрела или фактическое наличие патронов раздельно по правому и левому бортам;
переключатель БОРТ для установки очередности выброса патронов или проверки снаряжения кассет патронами. Положение переключателя сигнализируется светодиодами,
обозначенными соответственно буквами Л и П;
переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР. При установке его в положение НАЛИЧ. на информационном табло высвечивается фактическое (при отстреле — текущее) наличие патронов на левом или правом бортах (в зависимости от положения переключателя БОРТ).
При установке переключателя в положение ПРОГР. производится набор программы отстрела патронов;
кнопки: СЕРИЯ 1-4, 5(12), 6, 7(15), 8; ЗАЛП 1-8; ИНТЕРВАЛ 1-6, 8, 7(0,25 с),
9(0,5 с) для набора программы отстрела. Кнопка СЕРИЯ 1—8 служит для установки в
программе количества патронов, отстреливаемых одиночно, или количество залпов в серии. Кнопка ЗАЛП 1—8 предназначена для установки количества патронов в залпе.
Кнопкой ИНТЕРВАЛ 1—9(0,5 с) устанавливается временной интервал серии между одиночными патронами или залпами;
кнопка ПУСК для отстрела патронов правым летчиком;
кнопка СТОП для немедленного прекращения отстрела патронов до завершения набранной программы. При необходимости продолжать отстрел по ранее установленной
программе, необходимо любому члену экипажа повторно нажать кнопку ПУСК;
кнопка СБРОС ПРОГР. При установленном переключателе НАЛИЧ.—ПРОГР. в положении ПРОГР. после нажатия кнопки СБРОС ПРОГР. система устанавливается в исходное (нулевое) положение. При этом в узле индикации высвечиваются три нуля (000). после
сброса программы может быть набрана новая программа для каждого борта раздельно.
Маркировка на пультах управления означает:
ЦО—ОД25 с — порядок набора программы отстрела с интервалом 0,125 с; 990—
АВТОКОНТР. — порядок проведения автоматического контроля системы управления
наземными специалистами;
OJ1 — режим непрерывного отстрела патронов.
П о д г о т о в к а к п о л е т у При подготовке к полету с
применением устройства выброса УВ-26 необходимо:
Командиру экипажа:
принять доклад от бортового техника о готовности вертолета и устройства выброса к
полету, зарядке кассет патронами в соответствии с заданием на полет;
внешним осмотром проверить надежность крепления кассет в держателях и отсутствие
наружных повреждений.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При осмотре держателей, снаряженных помеховыми патронами, ЗАПРЕЩАЕТСЯ находиться в секторе возможного отстрела патронов;
256
252
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
убедиться, что кнопка ПУСК УВ-26 закрыта предохранительной защелкой;
после запуска двигателей дать команду правому летчику на набор программы отстрела
патронов.
Штурману и бортовому технику на своих рабочих местах убедиться, что предохранительные защелки на кнопках ПУСК УВ-26 установлены в закрытое положение.
Правому летчику:
а) до запуска двигателей:
убедиться, что кассеты устройства снаряжены патронами в соответствии с заданием;
после занятия своего рабочего места осмотреть пульты управления УВ-26 и убедиться,
что кнопки и информационное табло не имеют повреждений, а выключатели ПИТАНИЕ
УВ-26 и ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ-26 установлены в положение ОТКЛ.
б) после запуска двигателей по команде командира экипажа набрать программу отстрела помеховых патронов, для чего:
установить выключатель ПИТАНИЕ УВ-26 во включенное положение;
на пультах управления УВ-26 переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР, установить в положение НАЛИЧ. В зависимости от положения переключателя БОРТ на каждом пульте загорится световод Л или П, а на информационных табло высветятся числа фактического
количества патронов левого (правого) борта (при полной зарядке кассет — 128);
перевести переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР. в положение ПРОГР., при этом на информационном табло высвечиваются нули и мигают символы — запятые (0,0,0).
Примечание. Мигание запятых напоминает о том, что после набора заданной программы переключатель НА ЛИЧ.—ПРОГР. должен быть установлен в положение НАЛИЧ.
нажатием кнопок СЕРИЯ 1—4, 5(12), 6, 7(15), 8; ЗАЛП 1—8; ИНТЕРВАЛ 1—6, 8,
7(0,25 с), 9(0,5 с) набрать программу отстрела и убедиться, что на информационном табло
высветилось число набранной программы;
перевести переключатель НАЛИЧ.—ПРОГР. в положение НАЛИЧ.;
переключатель ПРАВ. БОРТ—ОБА—ЛЕВ. БОРТ установить в положение ОБА.
Пример набора программы отстрела.
Для набора программы, соответствующей серии из трех залпов, по два патрона в каждом
залпе с интервалом между ними 5 с необходимо нажать три раза кнопку СЕРИЯ 1—4, 5(12),
6, 7(15), 8, два раза кнопку ЗАЛП 1—8 и пять раз кнопку ИНТЕРВАЛ 1—6, 8, 7(0,25 с),
9(0,5 с). В узле индикации высветится число 325. Значения интервала 0,25 с и 0,5 с устанавливаются нажатием кнопки ИНТЕРВАЛ 7(9) раз соответственно. При установке интервала
отстрела 0,125 с нажатие кнопки ИНТЕРВАЛ не требуется.
Примечание. Если после ввода программы по каким-либо причинам выключается электропитание, устройство выброса автоматически приводится в исходное положение (индикаторы на информационном табло обнуляются). В этом случае
после включения питания необходимо повторно набрать заданную программу в последовательности, изложенной выше.
Применение устройства УВ -26 в полете
Для отстрела помеховых патронов необходимо:
командиру экипажа, штурману и бортовому технику на своих рабочих местах кнопки
УВ-26 освободить от предохранительных защелок;
правому летчику убедиться, что переключатель ПРАВ. БОРТ—ОБА—ЛЕВ. БОРТ находится при снаряженных кассетах левого и правого бортов в положении ОБА, включить
ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ-26 и доложить командиру экипажа о готовности
устройства к работе. Каждый член экипажа, в зависимости от обстановки, отстреливает
патроны нажатием кнопки ПУСК. Кнопку следует нажимать кратковременно на 1—2 с.
Повторное нажатие кнопки производить после отработки предыдущей программы. Для
прекращения отстрела патронов правому летчику нажать на кнопку СТОП. Перед
заходом на посадку правому летчику убедиться, что ГЛАВНЫЙ ВЫКЛЮЧАТЕЛЬ УВ26 и ПИТАНИЕ УВ-26 выключены, и доложить командиру экипажа.
8.25.2. Автомат АСО-2В.
Автомат АСО-2В предназначен для создания противоракетных помех. Для
управления автоматом на пульте правого летчика установлены:
переключатель ИНТЕРВАЛ с положениями 2 и 6; переключатель СЕРИЯ
с положениями 4 и 16; кнопка СБРОС выстреливания изделий ППИ-261;
выключатели ВЫКЛ. для включения и выключения балок кассет автомата; сигнальные
лампы, которые загораются после выстреливания первого изделия и гаснут после
выстреливания последнего изделия серии. При подходе к району применения помех
необходимо:
установить переключатели ИНТЕРВАЛ и СЕРИЯ в положение, соответствующее заданию на полет;
установить один из выключателей в верхнее положение.
Выстреливание изделий производить кратковременным нажатием кнопки СБРОС. Для
продолжения сброса очередной серии необходимо повторное нажатие этой кнопки. Выстреливание изделий с другой балки производить в аналогичной последовательности.
257
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
253
8.26. СИГНАЛИЗАТОР РАДИАЦИОННОЙ ОПАСНОСТИ РЕНТГЕНОМЕТР ДП-ЗА-1
И ИЗМЕРИТЕЛЬ МОЩНОСТИ ДОЗЫ ИМД-1А
8.26.1. На вертолете устанавливается сигнализатор радиационной опасности рентгенометр
ДП-ЗА-1 или измеритель мощности дозы ИМД-1А.
8.26.2. Рентгенометр ДП-ЗА-1 предназначен для выдачи экипажу световой сигнализации о нали
чии радиации и измерении ее уровня за бортом вертолета в диапазоне от 0,1 до 500 р/ч„
Пульт рентгенометра расположен в кабине экипажа сверху слева от РУ2 на рабочем месте штурмана.
Наблюдение за сигнализацией о наличии радиации осуществляет штурман и борттехник.
Проверку перед полетом, включение рентгенометра и измерение уровня радиации в полете выполняет штурман.
8.26.3. Для проверки работоспособности рентгенометра перед полетом необходимо:
ручку переключателя поддиапазонов установить из положения ВЫКЛ. в положение xl.
При этом загораются лампа подсветки шкалы и лампа световой сигнализации;
прогреть лампы схемы. Конец прогрева определяется по погасанию лампы световой
сигнализации;
нажать кнопку ПРОВЕРКА. При исправном приборе стрелка указателя радиации
устанавливается по шкале в пределах 0,4—0,8 р/ч и периодически загорается лампа световой сигнализации. При других положениях переключателя поддиапазонов при наличии
кнопки ПРОВЕРКА частота загораний лампы уменьшается.
8.26.4. Включение рентгенометра производить перед полетом (при необходимости) или при при
ближении к зараженной местности.
При обнаружении радиации измерение производить начиная с поддиапазона xl. Показания на поддиапазонах xl, xlO, xlOO снимать с верхней шкалы, умножив их на число, соответствующее поддиапазону. На поддиапазоне х500 показания снимать с нижней шкалы
указателя.
8.26.5. Измеритель мощности дозы ИМД-1А предназначен для выдачи экипажу сигнализации о на
личии радиации и измерении мощности дозы ее за бортом вертолета в диапазоне от 0,01 до
999 р/ч и звуковой сигнализации при достижении мощности дозы значения 0,1 р/ч и 300 р/ч.
8.26.6. Измерительный пульт с блоком питания установлен справа по борту в кабине экипажа над
рабочим местом штурмана.
На лицевой панели пульта расположены: переключатель
положений ВЫКЛ.—ПРОВЕРКА—У^/Л—mR/h; кнопка
ОТСЧЕТ.
На боковой панели расположено прямоугольное окно со светофильтром, предназначенное для считывания информации с цифрового табло. Световой индикатор СМЕНИТЬ БАТАРЕИ на пульте не задействован.
На лицевой панели блока питания расположены:
переключатель ВКЛ.—ВЫКЛ.; световой
индикатор о выключении питания.
Для снятия показаний с цифрового табло пульта при ярком солнечном освещении используется тубус. Питание измерителя осуществляется постоянным током напряжением 27 В.
Проверка перед полетом, включение измерителя и снятие показаний с цифрового табло
пульта выполняет штурман.
8.26.7. При проверке работоспособности измерителя необходимо:
подключить электропитание постоянным током;
Примечание. Разрешается производить проверку от бортовых аккумуляторов.
установить переключатель ВКЛ.—ВЫКЛ. в положение ВКЛ. и убедиться в загорании
светового индикатора на блоке питания;
установить переключатель положений ВЫКЛ.—ПРОВЕРКА— R/h—mR/h в положение ПРОВЕРКА. При этом на цифровом табло пульта высвечивается число 102, должен
быть погашен на табло младший (четвертый) разряд, запятая должна быть между третьим
и четвертым (младшим) разрядами и включается прерывистый звуковой сигнал;
нажать и отпустить кнопку ОТСЧЕТ. При этом на цифровом табло пульта в младшем
разряде высвечивается цифра 0, должны быть погашены старшие разряды (три первых разряда) цифрового табло, запятая переместится между вторым и третьим разрядами, выключается звуковой сигнал и через время не более 225 с на цифровом табло высветится число,
отличное от 0. При этом, если число будет более или равно 0,10, включится прерывистый
258
254
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
звуковой сигнал. Для отключения его необходимо переключатель положений установить в
положение R/h или ВЫКЛ. Нули слева от значащих цифр должны быть погашены;
Примечание. Для повторного включения звукового сигнала необходимо выключить, а затем включить измеритель.
установить переключатель на блоке питания в положение ВЫКЛ., при этом гаснет
световой индикатор на блоке питания.
8.26.8. Включение измерителя производить перед полетом (при необходимости) или при приближении к зараженной местности.
При обнаружении радиации (высвечивании цифр на цифровом табло пульта) необходимо:
установить переключатель положений в положение R/h; через 1 мин нажать кнопку
ОТСЧЕТ и зафиксировать показания цифрового табло.
Примечание. Из-за конструктивных особенностей измерителя мощности низкий уровень звуковой сигнализации
является нормальным.
259
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
255
8.27. ШТОРКИ ПРИБОРНОГО ПОЛЕТА
.27.1. Шторки приборного полета предназначены для обучения и тренировки полетам по приборам.
Шторки сшиты из двух слоев капрона и установлены на рабочем месте левого летчика;
они закрывают левый блистер и левое боковое стекло.
.27.2. Перед полетом, в котором будут использоваться шторки, необходимо проверить их закрытие и открытие с рабочего места летчика (левого) и с рабочего места правого летчика (инструктора);
.27.3. Для закрытия шторок необходимо:
боковой шторки — зацепить крючок, расположенный на подвижном конце шторки с
замком на обводе (раме) блистера;
средней шторки — потянуть зеленую ручку, расположенную на перегородке у кресла
бортового техника. Для полного закрытия подтянуть передний угол шторки к оконному
проему переднего стекла на «репейник»-застежку;
передней шторки — зацепить крючок, расположенный на подвижном конце шторки с замком
на нижнем обводе переднего стекла. .27.4. Для открытия шторок необходимо:
передней шторки — нажать на рукоятку крючка, расположенного на подвижном
крючке шторки, или повернуть рукоятку, расположенную на центральном пульте летчиков (с рабочего места инструктора);
средней шторки — повернуть красную рукоятку, расположенную на перегородке у
кресла бортового техника;
боковой шторки — нажать на рукоятку крючка, расположенного на подвижном конце
шторки.
После нажатия на рукоятку (поворота) под действием ленточных резинок шторки переводятся в открытое положение.
.27.5. Экстренное открытие шторки переднего стекла выполняется правым летчиком (инструктором) нажатием рукоятки, расположенной на центральном пульте летчиков.
260
256
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
8.28. СИСТЕМА ИЗМЕРЕНИЯ МАССЫ
8.28.1. Назначение и краткие сведения.
Система измерения массы (СИВ-90) предназначена для измерения стояночной массы
вертолета по давлениям в амортизаторах передней и главных опор шасси с использованием
гидравлической системы клиренса.
Принцип действия системы основан на пропорциональности массы вертолета давлению
в амортизаторах шасси. Электрические сигналы отдатчиков поступают в указатель массы,
в результате на шкале указателя индицируется фактическая масса вертолета.
Система обеспечивает измерение массы вертолета в пределах от 40 до 60 т с погрешностью не более ±1000 кг. Время готовности системы к работе не более 3 мин, суммарное
время измерительного цикла 2 мин. В состав системы входят: указатель массы;
датчик давления на амортизаторе передней опоры шасси; два
датчика давления на амортизаторах главных опор шасси.
8.28.2. Органы управления и сигнализация.
Для управления системой измерения массы на левом пульте бортового техника установлены:
переключатель с положениями ГР. КАБ—Б/ТЕХН. для обеспечения возможности
управления изменением клиренса вертолета с рабочего места бортового техника или из
грузовой кабины;
выключатель ВЗВЕШИВАНИЕ для включения электрического питания системы измерения массы;
лампа-кнопка указателя массы, размещенная в нижней части указателя, для включения системы измерения;
указатель массы со шкалой от 40 до 60 т с ценой деления 1 т. По указателю производится отсчет массы вертолета при взвешивании.
8.28.3. Эксплуатация системы.
Для измерения массы вертолета перед полетом необходимо:
убедиться, что лампа-кнопка находится в выключенном положении (выключенное
положение характеризуется большим выходом лампы-кнопки из гнезда);
убедиться, что переключатель ГР. КАБ—Б/ТЕХН. установлен в положение Б/ТЕХН.;
включить питание 115 и 27 В;
создать давление в вспомогательной гидросистеме;
Примечание. В процессе измерения массы вертолета насосная станция вспомогательной гидросистемы должна
быть постоянно включена.
установить выключатель ВЗВЕШИВАНИЕ во включенное положение;
нажать на лампу-кнопку, при этом включается программный механизм указателя массы и через 3—8 с происходит сброс предыдущих показаний массы на указателе (индекс
устанавливается в положение ниже отметки 40 т);
примерно через 5 с после включения системы программный механизм выдает команду
«Увеличение» и в течение 25—40 с сначала в полость амортизационной стойки передней
опоры, а затем амортизационных стоек главных опор шасси подается давление от вспомогательной гидросистемы, что сопровождается подъемом сначала передней опоры, а затем главных опор шасси. Отсчетный индекс на указателе массы увеличивает показания;
через 5—15 с после окончания команды «Увеличение» программный механизм выдает
команду «Уменьшение», при этом в течение 25—40 с из цилиндров апортизационных рабочая жидкость сливается, клиренс уменьшается, отсчетный индекс уменьшает показания;
через 5—15 с после прекращения команды «Уменьшение» загорается лампа-кнопка на
10—20 с. В это время бортовому технику необходимо снять показания с указателя о величине массы вертолета;
в момент погасания лампы-кнопки ее необходимо кратковременно нажать для отключения системы измерения массы. При включенной лампе-кнопке цикл измерения повторится.
При необходимости повторного измерения массы вертолета вновь нажать лампу-кнопку.
После окончания измерения массы вертолета необходимо:
установить выключатель ВЗВЕШИВАНИЕ в выключенное положение;
выключить насосную станцию вспомогательной гидросистемы;
выключить питание 115 и 27 В.
261
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
257
8.29. ЭЛЕКТРОННАЯ СИСТЕМА ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЕЙ Д-136
8.29.1. Электронная система ограничения режимов работы двигателей предназначена для автома
тической защиты двигателей от механических и тепловых перегрузок в процессе эксплуата
ции. Данная система является составной частью топливной системы двигателей и
обеспечивает:
ограничение частот вращения роторов свободной турбины высокого давления и температуры газов за ТНД;
останов двигателя по предельному значению частоты вращения роторов свободной
турбины;
останов двигателя по предельному значению температуры газов за ТНД при обжатых
стойках шасси (на земле);
автоматическое снижение режима работы двигателя по предельному значению температуры газов за ТНД, при помпаже, а также при отказе БПР в полете на скоростях более
70 км/ч;
отключение воздушного стартера и синхронизации мощности по частоте вращения
свободной турбины.
8.29.2. В состав системы входят:
блок предельных регуляторов БПР-2 2-й серии; сигнализатор предельных
оборотов СПО-5Р-С; датчики, вмонтированные в защищаемые узлы
двигателя; исполнительный механизм, установленный на топливном
регуляторе; табло сигнализации на приборных досках летчиков и бортового
техника.
8.29.3. Щиток контроля системы защиты турбины винта расположен на рабочем месте бортового
техника. На щитке СЗТВ размешены (рис. 8.36):
два трехпозиционных переключателя для проверки каналов сигнализатора предельных
оборотов с положениями 1 КАНАЛ, 2 КАНАЛ и нейтральное (подключены первый и второй каналы);
два трехпозиционных переключателя рода работы ЛЕВ. ДВИГАТЕЛИ ПРАВ, с положениями РАБОТА. ОТКЛ. (нейтральное) и КОНТРОЛЬ;
два выключателя КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ под колпаками и законтрены. При
работающих двигателях на земле и в воздухе переключатели и выключатели на щитке
СЗТВ должны находиться в следующих положениях:
переключатели ЛЕВ. ДВИГАТЕЛИ ПРАВ. — в положении РАБОТА;
О
;
00
«ЛЕВ 1
аВИГЯТЕЛи1пРЯВ
Р Я Б О Т Д
Сэ К О Н Т Р О Л Ь " ® )
Рис. 8.36. Щиток контроля электронной системы защиты турбины винта
262
258
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
переключатели проверки каналов 1 КАНАЛ, 2 КАНАЛ — в нейтральном положении;
выключатели КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ — в отключенном положении, закрыты
колпаками и законтрены.
8.29.4. Проверка работоспособности СПО и БПР без выключения двигателей производится в на
чале летного дня (ночи), а с выключением — в период регламентных работ. Проверку вы
полнять при запущенных двигателях и установленных рычагах раздельного управления в
положении автоматического регулирования, а рычага общего шага несущего винта — внизу
на упоре (частота вращения НВ должна быть не менее 86 %).
8.29.5. Для проверки совместной работы канала предельной частоты вращения ротора свободной
турбины в блоке БПР и одного из каналов СПО без останова двигателя необходимо:
подключить пульт наземной проверки БПР и ШР в кабине сопровождающих;
убедиться, что выключатели КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ находятся в отключенном
положении, закрыты колпаками и законтрены;
установить переключатель проверки каналов левого двигателя в положение 1 КАНАЛ;
перевести переключатель рода работ левого двигателя на щитке СЗТВ из положения
РАБОТА и положение КОНТРОЛЬ, при этом загорится желтое табло СПО ОТКЛ. левого
двигателя на приборной доске бортового техника;
нажать на 1—2 с кнопку ПЕРЕНАСТРОЙКА яст на пульте наземной проверки БПР, при
этом должны загореться красные табло ПРЕДЕЛ п и желтое табло АВТОМАТ. ОГРА-НИЧ.
БПР левого двигателя на средней панели приборной доски летчиков, а также красное табло
ПРЕДЕЛ п левого двигателя на приборной доске борттехника. Речевой информатор
выдает команду; «Внимание! Левый двигатель выключен СПО». При отпускании кнопки
ПЕРЕНАСТРОЙКА яст табло АВТОМАТ. ОГРАНИЧ. БПР должно погаснуть. Бортовому
технику дать команду командиру экипажа: «Снять блокировку БПР левого двигателя»:
командиру экипажа снять блокировку БПР путем кратковременного (1—2 с) выключения и последующего включения переключателя БПР левого двигателя на приборной
доске летчиков, при этом гаснет табло ПРЕДЕЛ п. Сообщить по СПУ: «Блокировка БПР
левого двигателя снята»;
бортовому технику после получения сообщения о снятии блокировки БПР переключатель рода работ левого двигателя на щитке СЗТВ перевести из положения КОНТРОЛЬ
в положение РАБОТА с задержкой на 1—2 с в положении ОТКЛ., при этом табло СПО
ОТКЛ. левого двигателя должно погаснуть.
В аналогичной последовательности выполнить проверку совместной работы БПР и второго канала СПО левого двигателя и обоих каналов правого двигателя. После выполнения
проверки отключить пульт наземной проверки БПР.
Внимание. При проверке совместной работы БПР и СПО допускается загорание с последующим погасанием табло АВТОМАТ. ОГРАНИЧ. БПР, при этом ограничиваемые параметры должны находиться в установленных пределах.
8.29.6. Для проверки одновременной работы обоих каналов СПО без БПР и без останова двигате
лей необходимо:
убедиться, что выключатели КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ находятся в отключенном
положении, закрыты колпаками и законтрены, а переключатели каналов СПО — в нейтральном положении;
перевести переключатель рода работ на щитке СЗТВ левого двигателя из положения
РАБОТА в положение КОНТРОЛЬ, при этом должны загореться красные табло ПРЕДЕЛ« и СПО ОТКЛ. левого двигателя на приборных досках летчиков и бортового техника; речевой информатор выдает команду: «Внимание! Левый двигатель выключен СПО»;
перевести переключатель рода работ левого двигателя из положения КОНТРОЛЬ в положение РАБОТА с задержкой на 1—2 с в положении ОТКЛ. (нейтральном) для снятия
блокировки, при этом табло ПРЕДЕЛ п и СПО ОТКЛ. должны погаснуть. Аналогичным
порядком проверить одновременную работу обоих каналов СПО без БПР правого
двигателя.
8.29.7. Для проверки работоспособности СПО с остановом двигателя необходимо:
установить выключатель КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ левого двигателя во включенное положение;
переключатель проверки каналов левого двигателя установить в нейтральное положение;
перевести переключатель рода работы левого двигателя из положения РАБОТА в положение КОНТРОЛЬ, при этом левый двигатель автоматически выключается с одновременным загоранием красных табло ПРЕДЕЛ п и желтого табло СПО ОТКЛ. левого
двигателя на приборных досках летчиков и борттехника, речевой информатор в это время
выдает сообщение: «Внимание! Левый двигатель выключен СПО»;
перевести кран останова левого двигателя в закрытое положение;
263
Раздел 8. Эксплуатация систем и оборудования
259
выключателем БПР на приборной доске летчика выключить питание БПР левого двигателя;
переключатель рода работ на щитке СЗТВ левого двигателя перевести из положения
КОНТРОЛЬ в положение РАБОТА с задержкой на 1—2 с в положении ОТКЛ., при этом
табло ПРЕДЕЛ п и СПО ОТКЛ. левого двигателя должны погаснуть;
установить выключатель КОНТРОЛЬ С ОСТАНОВОМ левого двигателя в отключенное положение, закрыть его колпаком и законтрить.
В такой же последовательности проверить работоспособность СПО с остановом правого
двигателя.
8.29.8. При превышении предельного значения частоты вращения свободной турбины левого
(правого) двигателя на земле и в воздухе двигатель, независимо от режима его работы, авто
матически выключится и загорятся красные табло ПРЕДЕЛ п, при этом речевой информа
тор выдает сообщение: «Внимание! Левый (правый) двигатель выключен СПО», нормально
работающий двигатель выйдет на повышенный режим работы.
При автоматическом выключении двигателя на земле летчику необходимо:
продублировать выключение двигателя переводом крана останова в закрытое положение;
выключить питание БПР остановившегося двигателя;
дать команду бортовому технику установить переключатель рода работ на щитке СЗТВ
из положения РАБОТА в положение ОТКЛ. и закрыть пожарный кран выключенного
двигателя.
Действия летчика при выключении двигателя в полете по предельному значению частоты вращения свободной турбины изложены в разделе 5 («Отказ одного двигателя»).
8.29.9. При превышении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя выше максималь
но допустимого значения на земле (обжаты стойки шасси) двигатель автоматически вы
ключится, загорятся красные табло ПРЕДЕЛ Т и речевой информатор выдаст сообщение:
«Высока температура газов левого (правого) двигателя».
В этом случае действия летчика аналогичны действиям при выключении двигателя на
земле по предельному значению частоты вращения свободной турбины.
При превышении температуры газов за ТНД в полете автоматического выключения
двигателя не происходит. На скоростях полета более 70 км/ч и работе двигателей на режиме выше 0,7 номинального режима двигателя, в котором произошло повышение температуры газов, ароматически уменьшится до 0,7 номинального, загорятся красные табло
ПРЕДЕЛ Т левого (правого) двигателя на приборных досках летчиков и бортового техника,
нормально работающий двигатель выйдет на повышенный режим работы, а речевой информатор выдаст сообщение: «Высока температура газов левого (правого) двигателя». В
этом случае летчику необходимо:
уменьшить общий шаг несущего винта до величины, обеспечивающей частоту вращения не менее 84 %;
убедиться в понижении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя ниже
максимально допустимого значения;
установить рычаг раздельного управления двигателем, режим работы которого автоматически уменьшился, в положение несколько ниже 0,7 номинального (Л/кр не должен
быть менее 35 %) и для снятия сигнала ПРЕДЕЛ Т кратковременно (на 1—2 с) выключить
питание БПР левого (правого) двигателя. После погасания табло ПРЕДЕЛ Т снова включить питание БПР;
усилить контроль за параметрами работы двигателя;
установить необходимый режим полета, при этом двигателю, в котором повышалась
температура газов за ТНД выше максимально допустимого значения, режим работы устанавливать не более 0,7 номинального;
продолжить полет до ближайшего аэродрома (площадки) и произвести посадку. Если
после снижения режима работы левого (правого) двигателя температура газов не
понижается или продолжает расти, необходимо:
немедленно выключить левый (правый) двигатель краном останова; убедиться в
нормальной работе исправного двигателя и возможности продолжения полета; отключить
питание БПР выключенного двигателя;
дать команду бортовому технику закрыть пожарный кран и установить переключатель
рода работы на щитке СЗТВ выключенного двигателя в положение ОТКЛ.;
продолжить полет до ближайшего аэродрома (площадки) и произвести посадку в соответствии с рекомендациями, изложенными в подразделе 5.2 РЛЭ.
При превышении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя выше максимально допустимого значения на скоростях полета менее 70 км/ч автоматического снижения
режима работы двигателя не происходит, при этом загорается табло ПРЕДЕЛ Т левого
(правого) двигателя и речевой информатор выдает сообщение: «Высока температура газов
левого (правого) двигателя».
264
260
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
В этом случае при выполнении висения, взлета или предпосадочного планирования
произвести посадку и немедленно выключить двигатель, а при наличии запаса высоты необходимо:
немедленно рычагом раздельного управления левого (правого) двигателя уменьшить
режим его работы, при этом Мкр не должен быть менее 35 % (другой двигатель должен
выйти на повышенный режим работы);
одновременно перевести вертолет на разгон скорости до 160—180 км/ч, не допуская
уменьшения частоты вращения Hecyaiero винта менее 84 %;
убедиться в понижении температуры газов за ТНД левого (правого) двигателя и действовать в дальнейшем в соответствии с вышеизложенными рекомендациями.
8.29.10. В полете при загорании на приборной доске бортового техника табло СПО ОТКЛ. левого
(правого) двигателя необходимо:
перевести переключатель рода работ левого (правого) двигателя на щитке СЗТВ из положения РАБОТА в положение ОТКЛ.;
усилить контроль за параметрами работы двигателей;
выполнение задания прекратить и произвести посадку на своем или запасном аэродроме, не допуская резких движений рычагом общего шага.
265
РАЗДЕЛ 9 ОСОБЕННОСТИ
АЭРОДИНАМИКИ И ДИНАМИКИ ПОЛЕТА
СОДЕРЖАНИЕ
9.1. Особенности конструкции вертолета, влияющие на его аэродинамические
характеристики и на характеристики устойчивости и управляемости ............. 262
9.2. Устойчивость и управляемость вертолета ............................................................. 263
9.3. Балансировка вертолета ........................................................................................... 264
9.4. Боковая балансировка вертолета на земле ........................................................... 271
9.5. Летные характеристики, причины и сущность ограничений ............................ 272
266
262
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9.1. ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ ВЕРТОЛЕТА, ВЛИЯЮЩИЕ НА ЕГО АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ И НА ХАРАКТЕРИСТИКИ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
9.1.1. Вертолет Ми~26 по своим размерам и полетной массе относится к той же категории, что и
вертолет Ми-6.
Наличие 8-лопастного несущего винта диаметром 32 м, с существенно увеличенным разносом горизонтальных шарниров (0,7 м), при увеличенной средней вертикальной центровке
(3,6 м), приводит, несмотря на применение более легких лопастей, к значительному увеличению эффективности продольного и поперечного управления. Эти же особенности приводят к возрастанию продольной устойчивости по скорости полета, поперечной статической
устойчивости, продольного и поперечного демпфирования, создаваемых несущим винтом,
и к возрастанию статической неустойчивости по углу атаки, создаваемой несущим винтом.
На вертолете установлен стабилизатор площадью S^ — 6 м2, что составляет 0,75 % площади FHB, сметаемой несущим винтом. Стабилизатор вынесен вверх на переднюю кромку киля
и отнесен от вала несущего винта назад на расстояние -~- = 1. Это приводит к уменьшению
л
ив
9.1.2.
9.1.3.
9.1.4.
9.1.5.
«ложки» кривых продольной балансировки на малых скоростях полета. За счет увеличения
площади и плеча действия стабилизатора статический момент его площади возрастает,
вследствие чего возрастает его стабилизирующее воздействие.
На вертолете отсутствует кинематическая связь стабилизатора с системой управления общим шагом.
На вертолете установлен «толкающий» 5-лопастной рулевой винт диаметром ДрЛт = 7,6 м с
направлением вращения, при котором нижние лопасти идут вперед. Принятое направление
вращения рулевого винта дает улучшение путевой управляемости на режиме висения верто
лета при ветре справа.
Автоматическая система подвижного упора управления (СПУУ), управляющая изменением шага рулевого винта при изменении температуры и плотности наружного воздуха,
обеспечивает необходимые запасы путевого управления по правой педали, ограничивая одновременно нагрузки на рулевой винт и трансмиссию.
Киль на вертолете имеет эффективную площадь, равную SK эф = 11 м2 или 1,4 % площади, ометаемой несущим винтом. Киль имеет несимметричный профиль с выпуклостью, направленной
влево, и установлен под углом 6° влево относительно вертикальной плоскости симметрии фю
зеляжа.
Боковая сила, создаваемая килем, при отсутствии скольжения направлена влево и разгружает рулевой винт на больших скоростях моторного полета приблизительно на 30 %. Тем самым уменьшается потребный расход правой педали в поступательном полете.
Возросшее в связи с этим на больших скоростях планирования при самовращении несущего винта отклонение вперед левой педали, потребное для балансировки, учтено при выборе пределов отклонения педалей.
На задней части капотов установлены аэродинамические гребни, которые упорядочивают
обтекание капотов, устраняют периодические срывы вихрей и попадание их на рулевой винт
и киль, что приводит к снижению низкочастотных вибраций вертолета.
Четырехканальный автопилот (ВУАП) вертолета реагирует на изменение углов тангажа, кре
на, а также (при освобожденных педалях) угла рыскания, на угловые скорости тангажа, крена
и рыскания и, кроме того, на изменение заданной высоты полета и вертикальную скорость.
Поскольку каналы автопилота включены в соответствующую цепь управления по дифференциальной схеме, то отклонения автопилотом автомата перекоса и изменение шага винтов не передаются на ручку управления, педали и на рычаг общего шага, т.е. летчик имеет
возможность управлять вертолетом при помощи ручки управления и педалей одновременно
с работой автопилота. Автопилот создает дополнительную искусственную стабилизацию
вертолета, поэтому при включенном автопилоте характеристики устойчивости существенно
улучшаются.
267
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
263
9.2. УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ ВЕРТОЛЕТА
9.2.1. Под собственной устойчивостью вертолета понимается его способность без вмешательства
летчика возвращаться к исходному балансировочному состоянию после кратковременного
воздействия внешних возмущений при отключенном автопилоте. Продольная неустойчи
вость вертолета на висении незначительна, и поэтому возмущенное движение вслед за им
пульсным отклонением ручки управления воспринимается как практически затухающее.
В полете на крейсерской скорости уход вертолета от первоначального режима, после импульсного отклонения ручкой управления, незначителен и легко парируется летчиком. Летчик выдерживает заданный режим при весьма умеренной работе органами управления. При
отсутствии болтанки полет с брошенной ручкой управления не требует вмешательства летчика в течение 15 с. Запасы управления обеспечивают выполнение всех предусмотренных в
эксплуатации режимов полета.
9.2.2. Управляемость вертолета характеризуется угловыми ускорениями и изменением углов и уг
ловых скоростей крена и тангажа, возникающих при отклонении органов управления.
Особенностью управляемости вертолета является повышенная эффективность продольного, поперечного и путевого управления. Вертолет хорошо управляем, четко реагирует на
отклонения ручки управления и педалей. При транспортировке грузов на внешней подвеске
управление вертолетом сложности не представляет.
При включенном автопилоте обеспечивается динамическая устойчивость вертолета, хорошая стабилизация углов крена, тангажа и рыскания.
268
264
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9.3. БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА
9.3.1. Балансировочными называются отклонения органов управления, необходимые для выпол
нения вертолетом установившегося полета и обеспечивающие равновесие всех сил и момен
тов, действующих на вертолет, а также соответствующие им значения углов крена и тангажа
вертолета. Зависимости этих параметров от скорости полета или от угла скольжения верто
лета называются балансировочными кривыми. Балансировочные кривые позволяют опреде
лить запасы продольного, поперечного и путевого управления, разбалансировку при
изменении режима полета или центровки вертолета и степень изменения балансировочных
отклонений ручки управления и педалей по скорости полета и по углу скольжения, а также
дают исходные сведения для определения нагрузок, действующих на вертолет. Наклон ба
лансировочных кривых характеризует статическую устойчивость вертолета.
9.3.2. На рис. 9.1 и 9.2 приведены графики балансировки по скорости полета и по углу скольжения
вертолета с выключенным автопилотом для режимов горизонтального полета, набора высо
ты на номинальном режиме работы двигателей и планирования на режиме самовращения
несущего винта. Графики построены для вертолетов с углом установки стабилизатора
ЕСТ = -5° при полете с частотой вращения несущего винта 88 % и для осредненного значения
угла установки триммеров на лопастях несущего винта, близкого к номиналу.
9.3.3. Продольная балансировка.
Графики продольной балансировки вертолета при предельно передней и предельно задней центровках представлены на рис. 9.1 и 9.2. На рис. 9.1 показаны кривые зависимости
продольного отклонения автомата перекоса 8U от скорости полета К при угле установки стабилизатора £ст = —5° (носок стабилизатора опущен вниз).
В диапазоне малых скоростей полета до 40—50 км/ч (переход от режима висения к установившемуся полету с большей скоростью) требуется увеличение отклонения ручки управления «от себя». При дальнейшем увеличении скорости полета до 80—90 км/ч потребные
для балансировки отклонения ручки управления «от себя» несколько уменьшаются и на
скоростях полета более 90 км/ч снова возрастают. В диапазоне скоростей полета
90—250 км/ч выдерживание заданной скорости полета затруднений не вызывает.
Аналогичный характер балансировочных зависимостей имеет место на режимах набора
высоты и самовращения.
На скоростях полета более 250 км/ч вертолет статически неустойчив по скорости полета
(рис. 9.1). По этой причине при выключенном автопилоте сбалансированный вертолет апериодически уходит с режима. С увеличением частоты вращения несущего винта степень статической неустойчивости вертолета по скорости возрастает.
Стабилизация скорости с помощью автопилота существенно улучшает пилотирование на
скоростях более 250 км/ч. Однако статическая неустойчивость вертолета приводит к тому,
что при включенном канале стабилизации скорости и невмешательстве летчика в управление вертолетом появляется пикурующий момент с увеличением скорости полета. Поэтому
при пилотировании на скоростях, близких к максимальным, особенно в условиях турбулентной атмосферы, возможен выход вертолета за пределы ограничений по скорости, что вызывает необходимость повышенного внимания экипажа за ее контролем и своевременного
вмешательства летчика в управление в случае отклонения скорости от заданной.
Разбалансировка вертолета при изменении режима полета такова, что для перехода от горизонтального полета на скорости K=i60 км/ч к режиму набора высоты с этой же скоростью
требуется отклонение ручки управления «от себя» (около 20 мм), для перехода к режиму самовращения необходимо переместить ручку управления «на себя» (около 15 мм). Вследствие
большой эффективности продольного управления потребное отклонение ручки управления
при изменении центровки невелико и составляет около 10 мм хода ручки на 100 мм изменения положения центра тяжести вертолета.
При уменьшении частоты вращения несущего винта на 1 % для балансировки требуется
изменить положение ручки управления -10 мм «от себя».
Минимальный запас продольного управления в направлении «на себя» соответствует висению вертолета с допустимым ветром сзади W— 10 м/сек при предельно передней центровке.
В зависимости от величины полетной массы вертолета этот запас составляет около 15—20
%
от полного диапазона отклонения автомата перекоса («на себя» 5 в = 4°30', «от себя» 5 в = ™7С).
Наименьший запас продольного управления в направлении «от себя» имеет место при
предельной задней центровке вертолета. Для горизонтального полета он составляет -25 %
полного диапазона углов отклонения автомата перекоса, или около 100 мм хода ручки при
V= 200 км/ч, а для режима набора высоты на скорости Кпр = 140—170 км/ч — приблизительно
85 мм хода ручки или 20 % полного диапазона отклонения автомата перекоса. Такой запас
управления вполне достаточен даже в случаях неблагоприятного влияния углов
установки триммеров лопастей несущего винта (по крайнему пределу).
На рис. 9.2 представлены кривые зависимости балансировочных значений угла тангажа
от скорости полета Fnp при угле установки стабилизатора £ст = —5°.
С ростом скорости положительные (на кабрирование) углы тангажа уменьшаются и становятся отрицательными лишь на относительно больших скоростях полета (для предельно
передней центровки вертолета — при Кпр > 200 км/ч).
269
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
&////SS/SSSS/SS//SSSJ
J5 6
Предельное отклонение автомата перекоса "от
265
'S/////
S/S///,
О
О
—I
•3
себя"о"8 =
Предельное отклонение автомата перекоса "на себя" бй=
_
Горизонтальный полет
------------- Набор высоты
-------------
-------------
Самовращение
Рис. 9.1. Зависимость продольного отклонения автомата перекоса от скорости полета без скольжения
Горизонтальный
---------- на fop Высоты
Рис. 9.2. Зависимость угла тангажа Кот скорости полета без скольжения
270
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
266
Наибольшее отрицательное значение угла тангажа (на пикирование) в горизонтальном
полете составляет от —2 до —3°. При планировании на режиме самовращения несущего винта на скоростях более 200 км/ч этот угол может составить от —3 до —4°.
Наибольшее положительное значение угла тангажа (около 8°) имеет место у вертолета с
предельно задней центровкой в горизонтальном полете на скоростях до Кпр = 40 км/ч и на
висении при ветре сзади. На висении в штиль тангаж на кабрирование несколько уменьшается. Степень изменения угла тангажа при изменении продольной центровки составляет
около 0,7—0,8" на 100 мм.
9.3.4. Поперечная и путевая балансировка.
На рис. 9.3 показана зависимость поперечного отклонения автомата перекоса, потребного для
балансировки, от скорости установившегося полета для нормальной полетной массы. Поперечная балансировка не зависит от продольной центровки. Как и на всех одновинтовых вертолетах с
несущим винтом левого вращения, для перехода от висения и малых скоростей установившегося
полета к большим скоростям ручка управления должна перемещаться справа налево.
Указанный характер поперечной балансировки связан с тем, что при наличии поступательной
скорости вертолета конус лопастей несущего винта стремится завалиться вправо. Чем больше
скорость полета, тем больше завал конуса винта (при нейтральном положении ручки управления)
вправо и потребное для уменьшения этого завала отклонение автомата перекоса влево.
Наименьший запас поперечного управления вправо имеет место на висении с ветром справа
(2,75°, или 32 %). При ветре справа 6—7 м/с этот запас уменьшается на Г. Минимальный запас
управления влево получается на наибольшей скорости безмоторного планирования при самовращении несущего винта (3,25°, или 38,2 % полного диапазона поперечного управления).
На рис. 9.4 приведены кривые изменения балансировочных значений угла крена в зависимости от скорости полета. На режиме висения угол крена вправо достигает 1,5°. С переходом в поступательный полет правый крен уменьшается и при скорости 60 км/ч вертолет
летит с левым креном, который в горизонтальном полете сначала возрастает, а затем на максимальной скорости уменьшается до нуля. Наибольший угол крена влево в горизонтальном
полете и на самовращении несущего винта составляет 1—1,25°. При переходе
к набору высоты
крен изменяется вправо и на Fnp = 160—200 км/ч составляет около —0,5е вправо.
Путевая балансировка в основном определяется требованием уравновешивания реактивного момента несущего винта моментом от тяги рулевого винта. Наибольшее потребное отклонение правой педали вперед имеет место на режиме висения вертолета с перегрузочной
полетной массой на статическом потоке вертолета.
На рис. 9.5 показана зависимость балансировочных значений угла установки лопастей
рулевого винта от температуры наружного воздуха и высоты висения. Там же нанесены пределы отклонения правой педали (по штоку рулевого винта), ограничиваемые автоматической системой переменного упора управления (СПУУ). На графике видно, что СПУУ
обеспечивает минимальные запасы управления по правой педали 5°, или 14 %.
Предельное отклонение о0томота перекоса влево &8 =30
3,0
2,0
',0
о
~1,0
-2,0
высоты
Самобращение
Предельное отклонение автопота перекосо бпрабо
Рис. 9.3. Изменение потребных углов отклонения автомата перекоса в поперечном направлении в зависимости от
скорости полета
271
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
267
1оризонтоаЬный полет/
Рис. 9.4. Изменение углов крена по скорости полета
Рис. 9,5, Зависимость потребного угла установки рулевого винта от температуры наружного иоздуха, высоты полета и ограничения по СПУУ
На режиме горизонтального полета с ростом скорости до 200 км/ч потребный угол установки лопасти рулевого винта уменьшается, а при дальнейшем возрастании скорости увеличивается (рис. 9.6).
При выполнении набора высоты требуется отклонение правой педали вперед более значительное по сравнению с горизонтальным полетом, но по мере возрастания скорости потребное отклонение педали уменьшается. При планировании на режиме самовращения
несущего винта на скоростях свыше 140 км/ч требуется обеспечить отрицательный угол
установки лопастей рулевого винта.
Наибольшая разбалансировка вертолета в путевом отношении происходит при переходе
от режима набора высоты к режиму самовращения несущего винта. На скоростях полета
150—250 км/ч она составляет 7,8—6,6° изменения угла установки рулевого винта.
Минимальный запас управления по правой педали на режиме висения у земли в условиях
МСА при бупора СПУУ ~ 21,9° и ветре слева 6—7 м/с составляет 25° от полного диапазона углов
Op B По левой педали минимальный запас на режиме самовращения несущего винта 10,4°, или
29,4 %. Балансировочное значение утла 6Р.В в приведенных графиках даны по штоку рулевого
винта.
272
268
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Максимальный угол установки лопастей рулевого винте при полностью
,. данной правой педали 0р.в.=34 .
Минимальный угол установки лопастей рулевого винта при полностью
данной левой педали
9Р*В**Н°£5' .
Рис. 9.6. Изменение потребных углов отклонения лопастей рулевого винта (по штоку) от скорости полета
На рис. 9.7. представлены зависимость балансировочных отклонений автомата перекоса
в поперечном направлении от угла скольжения для трех режимов полета (горизонтального
полета, режима набора высоты и самовращения несущего винта) для нормальной полетной
массы. Из графика видно, что для создания скольжения влево требуется отклонение ручки
управления влево, для скольжения вправо — отклонение ручки вправо. Чем больше угол
скольжения влево или вправо, тем большее требуется отклонение ручки влево или вправо.
Эта зависимость имеет линейный характер.
На рис. 9.8 представлены кривые зависимости угла крена от угла скольжения в установившемся горизонтальном полете, на режиме набора высоты и самовращения несущего
винта. С увеличением угла скольжения влево увеличивается крен влево, при увеличении
угла скольжения вправо увеличивается крен вправо. Для горизонтального полета со скоростью 270 км/ч отношение —- =0,43.
др
На рис. 9.9. даны зависимости балансировочных значений углов установки лопастей рулевого винта от угла скольжения для трех режимов полета. Из графика видно, что увеличение скольжения вправо требует увеличения перемещения левой педали, что соответствует статической
путевой устойчивости вертолета. Наибольший градиент изменения угла установки лопастей рулевого винта по скольжению имеет место на режиме висения. Наименьший — на режиме самовращения несущего винта. В горизонтальном полете на ^р — 270 км/ч отношение —-^- = 0,22.
Из графика видно, что запасы управления по педалям меньше, чем по поперечному отклонению ручки. Следовательно, при выполнении скольжений или на висении с ветром даже при выходе педалей на упор остаются запасы поперечного отклонения ручки управления, достаточные
для того, чтобы летчик мог не допустить выход вертолета на чрезмерно большие углы крена.
9.3.4. На рис. 9.10 представлены кинематические зависимости продольного, поперечного и путевого управления. Кинематическая связь ручки управления с автоматом перекоса выполнена
нелинейной: одному и тому же перемещению ручки от нейтрали «на себя» или «от себя» соответствует разное изменение отклонения автомата перекоса. При этом нейтральному положению ручки продольного управления соответствует отклонение кольца автомата перекоса
вперед на —2°1.8'. При такой регулировке ручка управления располагается ближе к нейтрали
на крейсерских и больших скоростях полета, что способствует комфорту и снижает утомляемость летчика. С той же целью нулевое отклонение ручки в поперечном направлении выбрано равным 0°48'. Нейтральному положению педалей соответствует положительный угол
установки лопастей рулевого винта , равный 2°20', что позволяет сохранять на крейсерском
режиме полета близкое к нейтральному положению педалей.
273
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
269
Горизонтальный лолег^ *
Рис. 9.7. Зависимость отклонения автомата перекоса в поперечном направлении от угла скольжения на режимах горизонтального полета, набора высоты и самовращения несущего винта
Рис. 9.8. Изменение углов крена в зависимости от углов скольжения
274
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
270
с
X
"sT
эиЗ. полет
U
40
ч
_На5ор Btyicombt
N
>го
-го_
леёсе с:
npa&ce
скольжение
•*й
Рис. 9.9. Изменение углов установки лопастей рулевого винта в зависимости от углов скольжения
ILCsLr
Рис. 9.10. Кинематические зависимости продольного, поперечного и путевого управления
275
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
271
9.4. БОКОВАЯ БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА НА ЗЕМЛЕ
9.4.1. При трогании с места, при рулении и разбеге вертолета по земле, в момент отрыва вертолета
при вертикальном взлете и при вертикальной посадке могут создаваться условия неустойчивого равновесия, когда наклон вертолета может привести к опрокидыванию вертолета вбок
относительно оси, проходящей через переднее и одно из основных шасси — даже при полном отклонении ручки управления против этого опрокидывания.
При стоянке вертолета с работающим несущим винтом на гладкой наклонной поверхности (лед, мокрая трава) возможно соскальзывание вертолета вбок. Опасность опрокидывания или соскальзывания вертолета увеличивается, если тяга несущего винта становится
более 60 % веса вертолета.
Опрокинуть вертолет в этих условиях стремятся: направленная вбок (влево) сила тяги рулевого винта, боковая проекция силы веса (приложенная в центре тяжести вертолета и возникающая при его наклонении), направленная вперед продольная сила несущего винта. В связи с
этим следует иметь в виду, что посадка и взлет левым бортом под уклон опаснее, чем правым
бортом. Удерживают от опрокидывания: сила тяжести вертолета за вычетом тяги несущего
винта, боковая сила и момент на втулке несущего винта, создающиеся при управляющих действиях летчика. При определенных сочетаниях величины подъемной силы несущего винта,
угла крена и положения ручки управления опрокидывающий момент может превзойти восстанавливающий момент и вертолет оторвет от земли одно из основных колес. При этом угол
крена увеличивается еще больше и опрокидывающий момент резко возрастет.
Тенденции вертолета к опрокидыванию на земле способствует боковой ветер, малая жесткость шасси (т.е. слабая зарядка амортизационных стоек), увеличение передней центровки и уменьшение вертикальной центровки.
Для того чтобы не допустить опрокидывание вертолета, летчик должен стремиться производить посадку на косогор левым бортом на уклон; при взлете с площадки, имеющей
уклон, увеличение тяги от величины, равной 60 % взлетного веса, до полного взлетного веса
производить быстро, а при посадке — быстро сбрасывать тягу, чтобы минимальное время
находиться в условиях возможного неустойчивого равновесия вертолета. При внезапном
увеличении крена на земле, т.е. в начале опрокидывания, летчик должен энергично сбросить шаг несущего винта, уменьшая этим дестабилизирующие силы, или быстро взлететь.
276
272
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9,5. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ, ПРИЧИНЫ И СУЩНОСТЬ ОГРАНИЧЕНИЙ
9.5.1. Максимальная скорость руления 20 км/ч при нормальной и менее массах и 10 км/ч при мас
се вертолета выше нормальной установлена из условий безопасности. Кроме того, при руле
нии на большой скорости по неровному грунту создаются значительные нагрузки на шасси.
9.5.2. При скорости ветра более 10 м/с подлеты необходимо производить так, чтобы нос вертоле
та удерживать против ветра. Когда направление ветра не совпадает с направлением продо
льной оси вертолета, техника пилотирования усложняется, так как вертолет стремится
развернуться против ветра. При подлетах с боковым и особенно с попутным ветром воз
можно попадание выхлопных газов во вход двигателей. Это приводит к резкому падению
мощности двигателей и снижению вертолета.
9.5.3. Подлеты и перемещения влево и вправо на малой высоте выполнять со скоростью не более
30 км/ч. Эта скорость выбрана из условий возможности быстрого гашения ее при угрозе
столкновения с препятствиями.
Перемещения назад из-за резкого ухудшения обзора в направлении движения вертолета
выполнять на скорости не более 10 км/ч.
9.5.4. Ограничения величин углов разворотов вертолета на висении в зависимости от скорости
ветра даны в пределах, проверенных летными испытаниями.
9.5.5. Минимальные скорости полета 60 км/ч для нормальной полетной массы до высоты 3000 м,
для перегрузочной до 2000 м и максимальной до 1000 м установлены из-за неустойчивых
показаний указателей скорости на меньших скоростях полета. При полетах на скоростях
меньше 60 км/ч (подлеты, взлеты и посадки, висение при транспортировке грузов на внеш
ней подвеске и в других случаях) скорость полета определять визуально по перемещению
относительно земли. На больших высотах минимальные скорости полета ограничены рас
полагаемой мощностью двигателей.
9.5.6. Максимальные скорости полета для всех полетных масс ограничены из-за возможного,
при высоких температурах наружного воздуха, срыва потока с лопастей несущего винта и
из условия сохранения прочности несущей системы. Для отдаления срыва и увеличения
скорости полета на высотах более 2000 м при нормальной полетной массе и более 1000 м
при перегрузочной и максимальной полетной массах производится перенастройка частоты
вращения несущего винта с 88 на 91 % по указателю.
9.5.7. Крейсерские скорости полета на высотах до 2000 м при нормальной и перегрузочной по
летной массах и до 1000 м при максимальной полетной массе установлены по минимуму
километрового расхода топлива. Отклонение от этих скоростей при полете по маршруту
приводит к уменьшению дальности полета вертолета.
На высотах 2000 м и 4000 м и более при соответствующих полетных массах крейсерские
скорости ограничены срывом потока с лопастей несущего винта и равны максимальным
скоростям полета. Частота вращения несущего винта при полете на крейсерских скоростях,
так же как и при полете на максимальных скоростях, должна быть перенастроена на этих
высотах с 88 на 91 %.
9.5.8. Максимальная скороподъемность вертолета получается на наивыгоднейшей скорости на
бора высоты. Этой скорости соответствует максимальный избыток располагаемой мощно
сти двигателей над потребной мощностью. Наивыгоднейшие скорости набора высоты в
зависимости от полетной массы и высоты полета приведены в табл. 7.3.
9.5.9. Максимальная высота полета (динамический потолок) для всех полетных масс определяет
ся величиной располагаемой мощности двигателей на номинальном режиме. При умень
шении полетной массы вертолета максимальная высота полета увеличивается. Так, для
полетной массы 35 000 кг максимальная высота увеличивается до 6500 м.
9.5.10. Потребная мощность для горизонтального полета вертолета существенно зависит аг скорости,
высоты полета и от взлетной массы вертолета. Наибольшая мощность требуется на режиме висения вертолета, а также в полете на максимальной скорости. С переходом в полет с поступате
льной скоростью величина потребной мощности уменьшается. Уменьшение потребной
мощности происходит до такой скорости горизонтального полета, при которой затраты мощно
сти на преодоление лобового сопротивления вертолета будут увеличиваться быстрее, чем умень
шаются затраты мощности на создание силы тяги несущего винта — индуктивной мощности.
Эта скорость является наивыгоднейшей и экономической скоростью полета: на ней получается
максимальная скороподъемность и максимальная продолжительность полета вертолета.
На рис. 9.11 и 9.12 представлены зависимости общего шага несущего винта, которые отражают характер изменения потребной мощности вертолета по скорости и высоте горизонтального полета. Из графиков видно, что потребный для горизонтального полета вертолета
общий шаг несущего винта уменьшается до скорости 150—160 км/ч. При дальнейшем увеличении скорости происходит рост общего шага НВ.
9.5.11. При нормальной взлетной массе допускается кратковременно предельная вертикальная
перегрузка 2. Величина этой перегрузки определена Главным конструктором из возможных
условий применения вертолета и прочности конструкции.
277
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
273
9.5.12. При вертикальном снижении с высоты 200 м и при планировании с работающими двигате
лями на скоростях менее 60 км/ч не допускать вертикальную скорость снижения более
3 м/с. При большем значении вертикальной скорости снижения изменяется характер обте
кания несущего винта воздушным потоком, возникает самопроизвольное увеличение верти
кальной скорости, появляются тряска, броски вертолета и ухудшается его управляемость.
Такой режим полета вертолета наиболее опасен при снижении на малых высотах, так как
для вывода из него требуется запас высоты, величина которого зависит от:
исходной поступательной скорости в момент образования режима; времени,
прошедшего с момента образования режима до начала действий летчика по выводу из
него;
темпа разгона поступательной скорости при выводе.
Для вывода вертолета из режима необходимо отклонением ручки управления «от себя»
перевести вертолет на поступательный полет со скоростью не менее 60 км/ч, а для уменьшения потери высоты плавно увеличить общий шаг несущего винта, не допуская падения
частоты его вращения ниже допустимого значения.
9.5.12а. Характеристики вертикальных скоростей снижения зависят от полетной массы вертолета,
режима работы двигателей и атмосферных условий.
При моторном планировании на минимальном общем шаге мощность двигателей, работающих на режиме автоматического регулирования и тяга несущего винта остаются достаточно
большими. Эта особенность вертолета проявляется при выполнении снижения с полетными
массами менее 40 000 кг и с частотой вращения несущего винта 91 %. В этом случае при планировании на рекомендуемых наивыгоднейших скоростях полета вертикальные скорости не
превышают 1 м/с, что не позволяет выполнять снижение для захода на посадку по установленной глиссаде, особенно на аэродромы (площадки), расположенные на высотах ниже
2000 м над уровнем моря, при отрицательных температурах наружного воздуха.
В этих случаях после выхода на посадочную прямую необходимо выполнять перенастройку частоты вращения НВ с 91 на 86 %, при этом вертикальная скорость снижения
увеличивается на 2 м/с.
9.5.13. Вертикальная скорость снижения и частота вращения несущего винта на режиме самовра
щения зависят от полетной массы вертолета, скорости и высоты полета, температуры на
ружного воздуха.
На рис. 9.13 показана зависимость вертикальной скорости снижения от скорости полета на режиме самовращения НВ для нормальной полетной массы вертолета.
Минимальные скорости планирования на режиме самовращения несущего винта ограничены величинами, при которых вертикальные скорости снижения не превышали бы
15—17 м/с при всех полетных массах. Максимальные скорости приняты равными крейсерским скоростям для каждой полетной массы вертолета.
Наименьшие вертикальные скорости 11 — 12 м/с получаются на скоростях полета
150—160 км/ч. Отклонение от этих скоростей полета приводит к увеличению вертикальной скорости снижения. Наибольшая дальность планирования получается при скорости
210—230 км/ч. Увеличение скорости полета, уменьшение полетной массы вертолета, снижение температуры наружного воздуха, уменьшение барометрической высоты приводят к
снижению частоты вращения несущего винта.
Частота вращения НВ на режиме самовращения сохраняется равной 81 % при приведенных на рис. 9.14а значениях полетных масс и температуры наружного воздуха у земли
(давлении воздуха, соответствующем барометрической высоте на уровне моря). В области
сочетаний значения массы и температуры, расположенной выше показанной на рисунке
кривой, частота вращения Н В больше чем 81 %, а расположенной ниже кривой, — меньше
81 %. При снижении на режиме самовращения НВ при частотах вращения больших 81 %
обший шаг НВ может быть как минимальным, так и больше минимального значения. При
частотах вращения 81 % и менее он должен быть минимальным.
На установившемся режиме самовращения НВ при полетной массе вертолета более
44 000 кг и положительной температуре наружного воздуха общий шаг НВ должен быть такой, чтобы частота вращения НВ была 88 %, Если частота вращения НВ получается менее
88 %, общий шаг должен быть минимальным.
При выполнении разворотов на режиме самовращения НВ рекомендуется выдерживать
крен до 15*. При необходимости допускается увеличение крена до 30°. В этом случае уменьшается потребное время и потеря высоты для разворота на заданный угол, однако при этом
усложняется техника пилотирования вертолета.
9.5.14. Максимально допустимые частоты вращения НВ на режиме самовращения (98 %) и на переходных режимах полета (в диапазоне более 91 до 96 %) ограничены условиями сохранения, в пределах установленного ресурса, конструктивной прочности агрегатов несущей
системы и лопаток свободной турбины двигателя.
Минимально допустимая частота вращения НВ в полете (81 %) ограничена для исключения автоматического отключения генераторов.
Минимально допустимая частота вращения НВ (75 %) при отказе одного двигателя в полете
и при посадке с одним работающим двигателем установлена по условиям прочности редуктора.
278
274
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
Рис. 9.11, Зависимость угла общего шага несущего винта от скорости и высоты полета на режиме горизонтального полета с
нормальной взлетной массой в условиях МСА
Рис. 9.12. Зависимость угла общего шага несущего винта от скорости и высоты полета на режиме горизонтального полета с
максимальной взлетной массой в условиях МСА
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
9.5.15.
9.5.16.
9.5.17.
9.5.18.
275
Эксплуатационная частота вращения НВ в полете (91, 88 или 86 %) установлена:
91 % — с целью отдаления срыва потока с концов лопастей НВ и возможности увеличения поступательной скорости до максимально допустимой на высотах более 2000 м при
нормальной полетной массе и менее, и 1000 м при массе более нормальной, а также с целью снижения нагрузок на агрегаты несущей системы и уменьшения вибраций вертолета
на скоростях полета менее 100 км/ч;
88 % — с целью улучшения характеристик набора высоты и снижения, а также с целью
уменьшения расхода топлива на крейсерских режимах полета;
86 % — с целью улучшения характеристик снижения с работающими двигателями при
полетных массах менее 40 000 кг, для улучшения характеристик набора высоты, горизонтального полета и снижения с одним работающим двигателем на высотах менее 2000 м, а также из-за возможного срыва потока с концов лопастей Н В на частотах вращения менее 86 %.
Тяговые характеристики вертолета до границы высотности двигателей определены на ре
жиме, соответствующем 77,5 % по ИКМ при частоте вращения НВ 91 %, а на больших вы
сотах на максимальном взлетном режиме. До границы высотности двигателей на режиме
по ИКМ — 77,5 % тяга тем выше, чем выше частота вращения НВ.
Из графика рис. 9.14 видно, что на высоте, превышающей границу высотности двигателей на 500 м, более выгодна частота вращения НВ 88 %.
Для снижения нагрузок на агрегаты несущей системы и уменьшения вибраций вертолета при
торможении скорости перед посадкой, а также при планировании на скорости 60—80 км/ч с
вертикальной скоростью снижения около 5 м/с установлена частота вращения несущего винта
91 %. Однако при взлете в отдельных случаях для увеличения грузоподъемности может быть
использована частота вращения 88 %. При этом тяга увеличивается на 500 кг.
Ограничения по допустимым углам крена в зависимости от полетной массы вертолета, скорости
и высоты полета вводятся в связи с возрастанием потребной тяги несущего винта на разворотах.
Увеличение потребной тяги требует увеличения мощности двигателей и, соответственно, установочного угла несущего винта. При определенных значениях установочного угла
могут наступить срывные явления на лопастях несущего винта.
Рекомендуемый максимальный крен 15° при выполнении разворотов и виражей в полетах ночью выбран из условий облегчения пилотирования вертолета и обеспечения безопасности в полете по приборам.
Рекомендуемый крен 15° при полете с грузом на внешней подвеске установлен с целью
недопущения чрезмерной раскачки груза при развороте вертолета в поступательном полете.
Темп изменения угла тангажа на переходных режимах в зависимости от скорости полета
ограничен с целью предотвращения непреднамеренного превышения допустимых нагрузок
на элементы конструкции системы управления.
Ограничения по отклонению шарика указателя скольжения на Кпр> 270 км/ч при правом
скольжении введено временно, до получения результатов статических испытаний фюзеля
жа вертолета в целом на случай нагрузки при маневре в горизонтальной плоскости.
о
ioo
2OQ
зра V*
-Ю
20
Рис. 9.13. Зависимость вертикальной скорости снижения от скорости полета на высоте Я -ШОО м на режиме самовращения
несущего винта
3
276
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
9.5.19. При перевозке грузов на внешней подвеске предельная взлетная масса вертолета определя
ется по графику для взлета и посадки вне зоны влияния земли и уменьшается на 1500 кг для
создания запаса мощности, необходимого при вертикальных маневрах. В зависимости от
длины подвески полученное значение может быть увеличено на коэффициент, учитываю
щий влияние земли.
9.5.20. Максимальная взлетная масса вертолета при полете с грузом на внешней подвеске ограни
чена из условий обеспечения избытка тяги на режиме висения.
9.5.21. Максимальная масса груза, перевозимого внутри фюзеляжа, ограничена по прочности
пола фюзеляжа вертолета, а также прочностью швартовочных приспособлений. При пол
ной заправке основных топливных баков максимальная масса этого груза ограничивается
величиной предельной взлетной массы вертолета.
9.5.22. Значения предельно передней и предельно задней эксплуатационных центровок даны из
условий сохранения запаса продольного управления и прочности шасси.
9.5.23. На грузоподъемность вертолета существенное влияние оказывает не только скорость, но и
направление ветра. С увеличением скорости ветра спереди потребная для висения мощ
ность уменьшаете», что приводит к увеличению грузоподъемности, а наличие ветра небла
гоприятного направления уменьшает грузоподъемность.
Наиболее неблагоприятным направлением ветра по отношению к вертолету является ветер сзади и справа. При ветре сзади и справа в наибольшей степени происходит задувание
выходящих из двигателей горячих газов на входы в двигатели.
В результате этого температура
воздуха на входе в двигатели повышается, что приводи!1 к уменьшению располагаемой мощности и уменьшению грузоподъемности вертолета. Это явление сильнее проявляется при висении на малых высотах в зоне влияния земли. Вне зоны влияния земли (высота висения
более 25 м) это явление существенно уменьшается. Кроме того, значительный ветер сбоку и
сзади приводит к уменьшению запасов путевого, поперечного и продольного управления, а
также к ухудшению путевой управляемости при разворотах вертолета по курсу.
9.5.24. Ограничение скоростей ветра при запуске и останове двигателей спереди 25 м/с, сбоку
15 м/с и сзади 10 м/с вызвано условиями соблюдения безопасности при раскрутке и оста
нове несущего винта, когда при частоте вращения менее 25—30 % возможно касание лопа
стями НВ хвостовой балки. Кроме того, при ветре сзади более 10 м/с во время запуска
возможно зависание частоты вращения двигателя вследствие «запирания» потоком ветра
выхлопных газов на выходе из двигателя.
9.5.25. На режимах висения ограничены угловая скорость разворота вертолета (величиной не бо
лее 10 град/с) и темп перекладки педалей (полная перекладка за время не менее 5 с). Это
ограничение связано с тем, что при более быстрых разворотах и перекладках педалей на
грузки, возникающие на трансмиссии и рулевом винте, могут превышать допустимые по
прочности.
9.5.26. С целью недопущения потери высоты на висении необходимо строго руководствоваться
рекомендациями по определению предельной взлетной (посадочной) массы в зависимости
от типа взлета, атмосферных условий, выполняемой работы, включения эжектора ПЗУ,
СКВ, ПОС двигателей и ПЗУ.
Необходимо также помнить, что выходящие газы могут попадать на входы двигателей при
выполнении разворотов на высотах висения до 25 м как при наличии ветра, так и в штиль.
9.5.27. Зависимость аэродинамических поправок ПВД и ППД от скорости полета вертолета пока
зана на рис. 9.15.
9.5.28. Величина полетной массы вертолета, при которой обеспечивается полет с одним работаю
щим двигателем, определяется мощностью двигателя на максимальном взлетном режиме.
Зависимость полетной массы от высоты полета и температуры наружного воздуха дана на
наивыгоднейшей скорости.
На максимальном взлетном режиме определен диапазон скоростей и высот, в котором
обеспечивается горизонтальный полет на одном работающем двигателе с нормальной, перегрузочной и максимальной полетной массами (табл. 7.6). Внутри этого диапазона скоростей полет может выполняться с набором высоты.
9.5.29. Зоны «высота—скорость» для предельной массы при взлете по-вертолетному и для предельной
массы при взлете по-самолетному (рис. 9.16) представляют такие сочетания высоты и поступате
льной скорости полета, включая висение, за пределами которых в случае отказа одного двигателя
и работе другого на максимальном взлетном режиме обеспечивается посадка с укороченным про
бегом. Выполнение такой посадки требует навыков и точности пилотирования.
9.5.30. При отказе одного двигателя на малых высотах на скорости меньше 120 км/ч при нормаль
ной полетной массе и 150 км/ч при максимальной полетной массе посадка должна выпол
няться перед собой, а при отказе двигателя на больших скоростях при наличии
препятствий возможен набор высоты для облета препятствий и выбора более удобной пло
щадки для посадки или продолжения полета на одном двигателе. По тактическим сообра
жениям или при выполнении полетов с грузом на внешней подвеске разрешаются
4
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
30DU
277
Н,м
ВЯРОМЕТРИЧЕСКЯЯ ВЫСОТП Рис. 9,14. Характер зависимости тяги несущего винга от
барометрической высоты полета и частоты вращения несущего винта
Рис. 9.14а. Значения полетных масс и температур наружного воздуха, при которых частота вращения несущего винта на
режиме установившегося самовращения у земли составляе т 81 %
5
Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-26
278
скорости менее 60 км/ч. При этом нужно иметь в виду, что вертолет по скорости или высоте полета может оказаться в левой зоне графика «высота—скорость».
При отказе одного двигателя при висении на высотах 5—10 м посадка выполняется только по вертикали. При отказе двигателя на больших высотах может быть выполнен некоторый разгон поступательной скорости для уменьшения вертикальной скорости в момент
приземления.
9.5.31. Висение и полеты на малых высотах над местностью и препятствиями рекомендуется вы
полнять в диапазоне высот и скоростей, лежащих вне зон «высота—скорость» с целью
обеспечения безопасности полета в случае отказа одного двигателя.
9.5.32. Минимальная истинная высота полета ночью 150 м гарантирует от столкновения вертолета
с землей или препятствиями.
9.5.33. Для оценки погрешности высотомеров необходимо;
запросить на метеостанции давление на аэродроме и привести его к уровню места стоянки вертолета;
установить стрелки проверяемого высотомера (на УВИД-30-15 при включенном электропитании) на нулевую отметку. Разница в показаниях счетчика (шкалы) давления и
фактического давления на уровне стоянки не должна превышать значений, приведенных
в табл. 9.1;
при проверке высотомеров на высокогорных аэродромах установить счетчик (шкалу)
давления на отметку 760. Из показаний высотомера вычесть значение высоты, соответствующее фактическому давлению на уровне стоянки вертолета. Разность высот не должна
превышать значений, указанных в табл. 9.2.
Таблица 9.1
Допустимое рассогласование между показаниями счетчика (шкалы) барометрического давления
и атмосферным давлением на уровне стоянки вертолета
Тип высотомера
Температура окружающей среды, °С
УВИД-30-15
Давление, мм рт. ст.
вд-io
Давление соответствует диапазону шкалы
Выше 45
-
Выше 35 до 45
±2,0
±1,5
±2,0
±2,0
±2,0
От 15 до 35
Ниже 15 до ~15
Ниже -15 до -45
Ниже —45
720-780
590-719, 781-806
±2,5
±2,0
±1,5
±2,0
±2,5
±3,0
±3,5
±3,0
±2,5
±3,0
±4,5
±5,0
Таблица 9 . 2
Допустимые псирешности высотомеров при проверке на высокогорных аэродромах., м
Температура окружающей среды, °С
Тип высотомера
-
ВД-10
УВИД-30-15
Давление, мм рт. ст.
Давление ниже 600 мм рт. ст.
670-600
ниже 600
Выше 45
±55
±70
_
45
±45
±60
—
_
±30
±25
Выше 35
От 15 до 35
±35
„
±45
5
±40
±50
-
-
—
±30
±40
_
±55
_.
±35
±45
±45
±60
±65
—
—
—
±45
-45
±50
±70
-
-55
±60
±90
-
Ниже 1 5 до -5
-5
Ниже -5 до -20
— *1 ^
От -25 до -35
Ниже -20 до -45
—
-
6
Раздел 9. Особенности аэродинамики и динамики полета
VD
Лч
279
Л1Щ
2
О
200
-2
- * -в
Рис. 9.15. Зависимость аэродинамических поправок ПВД и ППД от скорости полета
ло-3ер/ло/>егяному
Рис. 9.16. Зоны «высота—скорость», пне которых обеспечивается безопасная посадка при одном работающем двигателе
7
280
ЛИСТ РЕГИСТРАЦИИ ИЗМЕНЕНИЙ
Номер изменения
Номера листов (страниц)
замененных
изъятых
Всего листов
(страниц) в
документе
лица, проВходящий номер и Подпись
изводившего замену
дата
листов
8
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВЕРТОЛЕТА Ми-26
Редактор Ю.В. Матюхин
Технический редактор Н.Я. Богданова
Корректор И. И. Матвеева
Компьютерная верстка К.Е. Мемрук
Сдано в набор 12.04.01. Подписано в печать 28.09.01.
Формат 60x90/8. Печ. л. 35,5. Усл. печ. л. 35,5.
Уч.-изд. л. 33,2. Изд. № 7/01/90. Бесплатно. Зак. 5207. __________________
Воениздат, 103160, Москва, К-160
