Ми 8 вместимость – CombatAvia — все о военной авиации России. Многоцелевой транспортный вертолет Ми-8, описание и фотографии вертолета, тактико-технические характеристики, полезная нагрузка, вооружение, модификации вертолета Ми-8.

Летно-технические характеристики вертолета Ми-8Т - РИА Новости, 28.05.2013

Сюжет:

Крушение военного вертолета под Саратовом (19)

14:2328.05.2013

(обновлено: 15:13 28.05.2013)

672031

Ми-8Т является десантно-транспортным вариантом многоцелевого вертолета Ми-8, разработанного в ОКБ М.Л. Миля.

Ми-8Т является десантно-транспортным вариантом многоцелевого вертолета Ми-8, разработанного в ОКБ М.Л. Миля (ныне ОАО "Московский вертолетный завод им. М.Л. Миля", входящий в холдинг "Вертолеты России").

Разработка вертолёта В-8 (Ми-8) началась в ОКБ им. М.Л. Миля (ныне ОАО "МВЗ им. М.Л.Миля") в мае 1960 года для замены хорошо зарекомендовавшего себя в эксплуатации многоцелевого поршневого вертолёта Ми-4. Ми-8 создавался как глубокая модернизация вертолета Ми-4 с газотурбинным двигателем. Вертолёт разрабатывался одновременно в двух вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т.
Первый прототип нового вертолета (с одним двигателем и четырехлопастным несущим винтом) поднялся в воздух в июле 1961 года, второй (с двумя двигателями и пятилопастным винтом) — в сентябре 1962 года, первый полет опытного вертолета состоялся в 1962 году.

В 1964 году в НИИ ВВС поступил третий летный экземпляр машины, построенный в десантно-транспортном варианте В-8АТ (В-8Т), отличавшийся не только "убранством салона", но и сдвижной боковой дверью вместо двери-трапа.

В ноябре 1964 года комиссия по совместным испытаниям приняла решение рекомендовать к принятию на вооружение десантно-транспортный вариант вертолета. Поступив в серийное производство, новый вертолет получил название Ми-8Т.
В 1968 году завершились испытания вооруженного Ми-8ТВ. У него по бокам фюзеляжа крепились ферменные консоли с двумя балочными держателями на каждой стороне для подвески универсальных пусковых блоков УБ-16-57 неуправляемых ракет КАРС-57 (С-5) или бомб калибра от 50 до 500 килограмм.
По завершении огневых испытаний в 1968 году десантно-транспортный Ми-8Т официально приняли на вооружение советских ВВС.

Технические характеристики Ми-8Т

Диаметр главного винта — 21,29 м
Диаметр хвостового винта — 3,91 м
Длина — 18,17 м
Высота — 5,65 м
Масса
пустого — 6625 кг
нормальная взлетная — 11100 кг
максимальная взлетная — 12000 кг
Тип двигателя —2 ГТД Климов ТВ2-117А
Мощность — 2 х 1257 кВт
Максимальная скорость — 250 км/ч

Крейсерская скорость — 225 км/ч
Практическая дальность — 480 км
Практический потолок — 4500 м
Статический потолок — 1900 м
Экипаж — 2-3 человек
Полезная нагрузка — 32 солдата или 12 носилок с сопровождающими или 4000 кг груза в кабине или 3000 кг на подвеске
Боевая нагрузка — 1000 кг на четырех узлах подвески.

Материал подготовлен на основе информации открытых источников

ria.ru

Вертолет Ми-8МТ. Летно-технические характеристики - это... Что такое Вертолет Ми-8МТ. Летно-технические характеристики?

Вертолет Ми-8МТ. Летно-технические характеристики

Ми-8МТ (модернизированный транспортный) - многоцелевой вертолет среднего класса, разработанный в ОКБ М.Л.Миля, модернизированный вариант вертолета Ми-8.

Проработка проекта вертолета Ми-8 с увеличенной мощностью двигателей и грузоподъемностью началась в ОКБ М.Л.Миля в 1964 году. Летом 1975 года модернизированный вертолет построили, а 17 августа впервые подняли в воздух.

Летные испытания показали значительное улучшение летно-технических характеристик, особенно потолка и скороподъемности. Принятый на вооружение вертолет получил название Ми-8МТ и с 1977 года пошел в серийное производство на Казанском вертолетном заводе. Со следующего года он строился с двигателями ТВЗ-117МТ серии III.

В 1981 году Ми-8МТ впервые демонстрировался на авиационной выставке в Париже. Из рекламно-коммерческих соображений ему присвоили название Ми-17.

Вертолет Ми-8МТ выполнен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя газотурбинными двигателями (ГТД) и трехопорным шасси. Шасси неубирающееся, с самоориентирующейся фиксируемой в полете передней стойкой. Для защиты рулевого винта установлена хвостовая опора.

Ми-8МТ (Ми-17) повторяет компоновку вертолета Ми-8, однако конструкция большого количества агрегатов и деталей претерпела существенное изменение. В конструкции использованы технические решения, ряд агрегатов и систем, разработанных для Ми-14 и Ми-18. По сравнению с Ми-8 изменена форма капотов двигателя, на воздухозаборниках установлены пылезащитные устройства. Выхлопные сопла двигателей овальной формы. За главным редуктором расположена вспомогательная силовая установка, предназначенная для питания сжатым воздухом воздушных систем запуска основных двигателей. Вспомогательная силовая установка также может питать бортовую сеть постоянным током на земле, а в случае отказа основных источников электроснабжения - и в воздухе. Для аварийного покидания вертолета в правой створке грузового люка сделан проем с крышкой, а по правому борту установлен люк-окно.

Цельнометаллические лопасти несущего винта снабжены сигнализацией повреждения лонжерона. Лопасти несущего и рулевого винтов снабжены электротепловой противообледенительной системой. На Ми-8МТВ установлен рулевой винт увеличенной хорды, увеличились размеры топливных баков, установлено усиленное бронирование, усилена жесткость проводки управления.

На военных вертолетах устанавливается станция инфракрасных (ИК) помех "Липа", экранно-выхлопное устройство для подавления ИК-излучения двигателей, контейнеры с ЛЦ (ложными целями), навесная броня на кабине экипажа. Количество внешних узлов подвески вооружения увеличено до 6.

На военных вариантах может устанавливаться 7,62-мм или 12,7-мм пулемет в носовой подвижной установке. На строенных боковых держателях могут устанавливаться блоки неуправляемых авиационных ракет (НАР) и пулеметные контейнеры, подвешиваться бомбы калибром 50-250 кг. Сверху держателей на направляющих рельсах могут размещаться до шести противотанковых управляемых ракет (ПТУР). В боковых проемах десантного отделения могут устанавливаться пулеметы и гранатометы.

Базовая модель Ми-8МТ послужила основой для создания многочисленных модификаций. Десантно-транспортная модификация Ми-8МТ предназначена для высадки и эвакуации десанта, огневой поддержки сухопутных войск, прицельного бомбометания, перевозки грузов внутри кабины и на внешней подвеске, а также для перевозки десантников. В грузовой кабине имеются 24 откидных сиденья.

Создано семейство вертолетов-поставщиков помех, поисково-спасательные Ми-8МТБ, Ми-8МТД, арктический спасатель Ми-8МА. Для командиров танковых и ракетных дивизий созданы вертолетные командные пункты Ми-19 и Ми-19Р.

Технические характеристики:

Диаметр главного винта - 21,30 м

Диаметр хвостового винта - 3,91 м

Длина - 18,42 м

Высота - 5,34 м

Масса

пустого - 7200 кг

нормальная взлетная - 11100 кг
максимальная взлетная - 13000 кг

Тип двигателя - 2 ГТД Климов ТВ3-117МТ

Мощность двигателя - 2 х 1454 кВт

Максимальная скорость - 250 км/ч

Крейсерская скорость - 230 км/ч

Практическая дальность - 500 км

Скороподъемность - 540 м/мин

Практический потолок - 5000 м

Статический потолок - 1760 м

Экипаж - 2-3 человека

Полезная нагрузка - до 24 пассажиров или 12 носилок с сопровождающими или 4000 кг груза в кабине или 4000 кг на подвеске.

Вертолет Ми-8

Энциклопедия ньюсмейкеров. 2012.

news_enc.academic.ru

Ми-8 - Технические характеристики

06 июля 2011

Оглавление:
1. Ми-8
2. История
3. Модификации

4. Конструкция
5. Технические характеристики
6. Боевое применение
7. Происшествия
8. Галерея

Источник: Московский вертолётный завод имени М. Л. Миля

В-8 Ми-8П Ми-8Т Ми-8МТ
Ми-18 Ми-8МТВ-1
Ми-8АМТ
Ми-172
Год постройки 1961 1965 1965 1975 1980 1987 1991 1991
Экипаж 3 человека 3 человека 3 человека 3 человека 3 человека 3 человека 3 человека 3 человека
Число пассажиров 18 человек 28 человек 24 человека 24 человека 30 человек 24 человека 27 человек 26 человек
Длина 25,31 м 25,31 м 25,31 м 25,31 м 25,31 м 25,31 м 25,31 м
Высота 5,54 м 5,54 м 5,54 м 5,54 м 5,54 м 5,54 м 5,54 м
Диаметр несущего винта 21 м 21,3 м 21,3 м 21,3 м 21,3 м 21,3 м 21,3 м 21,3 м
Масса пустого 5726 кг 7000 кг 6934 кг 7200 кг 7550 кг 7381 кг 6913 кг 7514 кг
Нормальная взлётная масса 11 570 кг 11 100 кг 11 100 кг 11 500 кг 11 100 кг 11 100 кг 11 878 кг
Максимальная взлётная масса 12 000 кг 12 000 кг 13 000 кг 13 000 кг 13 000 кг 13 000 кг н/д
Двигатели 1 × АИ-24В 2 × ТВ2-117 2 × ТВ2-117 2 × ТВ3-117МТ 2 × ТВ3-117МТ 2 × ТВ3-117ВМ 2 × ТВ3-117ВМ 2 × ТВ3-117ВМ
Мощность двигателей 1 × 1900 л. с. 2 × 1500 л. с. 2 × 1500 л. с. 2 × 1900 л. с. 2 × 1900 л. с. 2 × 2000 л. с. 2 × 2000 л. с. 2 × 2000 л. с.
Максимальная скорость 250 км/ч 260 км/ч 250 км/ч 270 км/ч 250 км/ч 250 км/ч 250 км/ч
Крейсерская скорость 225 км/ч 225 км/ч 220 км/ч 240 км/ч 240 км/ч 230 км/ч 230 км/ч
Динамический потолок 4200 м 4500 м 5000 м 5550 м 6000 м 6000 м 6000 м
Практическая дальность н/д 425 км 480 км 520 км 580 км 590 км 570 км 715 км
  • Дальность полета, км:
    • при максимальном запасе авиатоплива 800
    • при максимальной загрузке 550
  • Расход авиатоплива, т/час 0,72

Просмотров: 17515

www.vonovke.ru

Пассажирский вертолет Ми-8П. - Российская авиация

Пассажирский вертолет Ми-8П.

Разработчик: ОКБ Миля

Страна: СССР
Первый полет: 1962 г.

В мае 1960 года для замены поршневого вертолёта Ми-4 началась разработка вертолёта В-8 (Ми-8) с газотурбинными двигателями. Вертолёт разрабатывался одновременно в двух вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т. В конструкции вертолёта был применён ряд оригинальных технических решений: крупногабаритные дюралюминиевые штамповки, клеесварные соединения, автоматическая система регулирования работы двигателей. По сравнению с Ми-4 новый вертолёт обладал более высокими лётными характеристиками и вдвое большей грузоподъёмностью. Первый опытный В-8 с одним двигателем АИ-24В и четырёхлопастным винтом от Ми-4 впервые поднялся в воздух в 24 июня 1961 года (лётчик-испытатель Б.В.Земсков). 2 августа 1962 года лётчик-испытатель Н.В.Лёшин оторвал от земли прототип В-8А с двумя ТВ2-117 и пятилопастным винтом, а 17 сентября состоялся его первый свободный полёт.

В мае 1964 года была завершена сборка нового пассажирского В-8АП в варианте правительственного салона. Он почти ничем не отличался от В-8АТ и послужил базой для испытания модернизированного автопилота АП-34Б и синхронизатора оборотов несущего винта. В-8АП был показан руководителям партии и правительства. В сентябре того же года с полетов на В-8АП начался второй этап («Б») программы совместных государственных испытаний. Успешно завершивший программу государственных испытаний В-8АП был переоборудован весной 1965 года на опытном производстве завода № 329 в комфортабельный вариант для перевозки 28 пассажиров. К этому времени опытный вертолет В-8АП был практически доведен до совершенства, ресурс большинства его агрегатов достигал 500 ч. В июне он был представлен на авиационном салоне в Париже, где получил высокую оценку у зарубежных специалистов за прекрасные летно-технические характеристики и комфортабельность и был признан одним из самых удачных вертолетов среднего класса. Столь же успешно вертолет демонстрировался через несколько месяцев на промышленной выставке в Копенгагене. В дальнейшем вертолеты Ми-8 почти ежегодно принимали участие во всех крупных международных авиасалонах и выставках, достойно представляя отечественную авиационную промышленность в разных частях земного шара.

Серийное производство Ми-8 началось в марте 1965 года на авиазаводе № 387 в Казани. Уже в конце года из сборочного цеха вышли первые серийные образцы. К 1969 году Ми-8 полностью заменил на сборочной линии Ми-4. В 1970 году к его производству приступил и Улан-Уденский завод.

Вертолёт Ми-8 одновинтовой схемы с пятилопастным трёхшарнирным несущим и трёхлопастным рулевым винтами. Шасси трёхопорное, неубирающееся, с самоориентирующейся фиксируемой в полёте передней стойкой. Для защиты рулевого винта имеется хвостовая опора. От транспортного Ми-8Т вертолёт Ми-8П отличается прямоугольными иллюминаторами и отсутствием на хвостовой балке антенны доплеровского измерителя путевой скорости и угла сноса ДИВ-1. В салоне основного варианта Ми-8П установлены 28 мягких пассажирских кресел. Двадцативосьмиместная компоновка пассажирского салона стала основной на серийных Ми-8П. Только в 1968 году она подверглась небольшой доработке. Был изменен задний отсек фюзеляжа — в нем расположили багажное отделение. Пассажирская кабина удлинилась более чем на метр. Задние створки сделали меньшего размера, и в них установили заднюю входную дверь с трапом. Ми-8П мог также использоваться в качестве санитарного или транспортного вертолета для перевозки малогабаритных грузов внутри кабины и крупногабаритных — на внешней подвеске. Несколько лет спустя на базе Ми-8П и более поздних его модификаций были созданы варианты с пассажирской кабиной на 20, 24 и 26 мест. Ми-8П может применяться в качестве санитарного и транспортного (малогабаритные грузы внутри кабины, крупногабаритные — на внешней подвеске).

В 1968 году конструкция фюзеляжа в задней части подверглась доработке. Там был расположен багажный отсек. Пассажирский салон удлинился более чем на метр. Задние створки стали меньше, в них установили заднюю входную дверь с трапом.

В 1962-1991 годах на двух заводах изготовлено около 5200 вертолётов (3700 — в Улан-Удэ) Ми-8. Из них около 2800 поставлено на экспорт в 40 стран мира. Половина выпущенных вертолётов и сейчас находится в эксплуатации. В 1964-1967 годах на Ми-8 установлено 7 международных рекордов (большинство женскими экипажами).

Модификации:

В-8А — второй прототип. Отличался двумя двигателями и пятилопастным винтом.
В-8АП — четвёртый прототип. Изготовлен в 1964 году в варианте правительственного салона. В 1965 году переоборудован в пассажирский вариант.
Ми-8АПС, Ми-8АП-2, Ми-8АП-4 — варианты повышенной комфортности («салоны»). Отличаются двигателем. ТВ2-117АГ. Выпускаются в Улан-Удэ.
Ми-8М — модернизированный на 40 пассажирских мест (проект). Отличался удлинённым фюзеляжем и двигателями ТВ3-117. Разрабатывался в 1964-1971 годах.
Ми-8ПА — с форсированными двигателями ТВ2-117Ф (1700 л.с.). Сертифицирован в Японии в 1980 году.
Ми-8ПС — салон» на 7, 9 или 11 пассажиров (соответственно Ми-8ПС-7, Ми-8ПС-9, Ми-8ПС-11).
Ми-8С — (второй с таким обозначением) — «салон» на базе Ми-8Т. Разработан в 1969 году.

ЛТХ:

Модификация: Ми-8П
Диаметр главного винта, м: 21,29
Диаметр хвостового винта, м: 3,91
Длина, м: 18,17
Высота, м: 5,65
Масса, кг
-пустого: 6800
-нормальная взлетная: 11100
-максимальная взлетная: 12000
Тип двигателя: 2 х ГТД ТВ2-117А
-мощность, кВт: 2 х 1257
Максимальная скорость, км/ч: 250
Крейсерская скорость, км/ч: 225
Практическая дальность, км: 480
Практический потолок, м: 4500
Статический потолок, м: 1900
Экипаж, чел: 2-3
Полезная нагрузка: до 28 пассажиров или 12 носилок с сопровождающими или 4000 кг груза в кабине или 3000 кг на подвеске.

Опытный вертолет В-8А — второй прототип.

Третий прототип В-8А в полете.

Опытный вертолет В-8АП — четвертый прототип. 1964 г.

Опытный вертолет В-8АП — четвертый прототип. 1964 г.

Опытный вертолет В-8АП — четвертый прототип. 1964 г.

Опытный вертолет В-8АП.

Ми-8П первой серии в полете.

Вертолет Ми-8П. На 2-м плане Ми-8Т.

Ми-8П садится на площадку у Петропавловской крепости. Санкт-Петербург.

Вертолет Ми-8П на площадке у Петропавловской крепости.

Ми-8П «Алтайских авиалиний».

Ми-8П компании «Ю Тейр» на стоянке.

Ми-8П в полете.

Ми-8П заходит на посадку.

Ми-8ПС.

Ми-8ПС.

Ми-8ПС.

Правительственный Ми-8ПС.

Правительственный Ми-8ПС.

Кабина Ми-8П.

Кабина Ми-8П.

Кабина Ми-8П.

Салон Ми-8П.

Салон Ми-8П.

Салон Ми-8ПС.

Салон Ми-8ПС.

Проекции Ми-8П. Рисунок.

Ми-8ПС (салон) авиации Северного флота. Рисунок.

Схема трансмиссии вертолета Ми-8.

Схема салона Ми-8П.

.

.

Список источников:
Е.И.Ружицкий. Вертолеты.
Вадим Михеев. Ми-8 — 40 лет в строю.
Крылья Родины. В.Ермолаев. Вертолет Ми-8.
Крылья Родины. Николай Васильев. Нестареющие «восьмерки».
Крылья Родины. Вадим Михеев. Многоцелевой винтокрыл XXI века.
Вадим Михеев. МВЗ им.М.Л.Миля 50 лет.
Сайт авиационной истории (aviahistory.ucoz.ru).
Фотоархив сайта russianplanes.net

xn--80aafy5bs.xn--p1ai

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЕРТОЛЕТА Ми-8Т - СВВАУЛ

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ВЕРТОЛЕТА Ми-8Т

 

1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ВЕРТОЛЕТЕ

 

Вертолет Ми-8 предназначен для перевозки различных грузов внутри грузовой кабины и на внешней подвеске, почты, пассажиров, а также для проведения строительно-монтажных и других работ в труднодоступной мест­ности.

  

 

 Рис. 1.1. Вертолет Ми-8 (общий вид)

 

Вертолет (рис. 1.1) спроектирован по одновинтовой схеме с пятилопастным несущим и трехлопастным рулевым винтами. На вертолете установле­ны два турбовинтовых двигателя ТВ2-117А со взлетной мощностью 1500 л.с. каждый, что обеспечивает высокую безопасность полетов, так как полет воз­можен и при отказе одного из двигателей.

Вертолет эксплуатируется в двух основных вариантах: пассажирском Ми-8П и транспортном Ми-8Т. Пассажирский вариант вертолета предназна­чен для межобластных и местных перевозок пассажиров, багажа, почты и малогабаритных грузов. Он рассчитан на перевозку 28 пассажиров. Тран­спортный вариант предусматривает перевозку грузов массой до 4000 кг или пассажиров в количестве 24 человек. По желанию заказчика пас­сажирский салон вертолета может быть переоборудован в салон с по­вышенным комфортом на 11 пассажиров.

Пассажирский и транспортный варианты вертолета могут быть переобо­рудованы в санитарный вариант и в вариант для работы с внешней подвеской.

Вертолет в санитарном варианте позволяет перевозить 12 лежачих боль­ных и сопровождающего медработника. В варианте для работы с внешней подвеской осуществляется перевозка крупногабаритных грузов массой до 3000 кг вне фюзеляжа.

Для перелетов вертолета на большие дальности предусмотрена установка в грузовой кабине одного или двух дополнительных топливных баков.

Существующие варианты вертолета снабжены электролебедкой, позво­ляющей с помощью бортовой стрелы производить подъем (спуск) на борт вер­толета грузов массой до 150 кг, а также при наличии полиспаста затягивать в грузовую кабину колесные грузы массой до 3000 кг.

Экипаж вертолета состоит из двух пилотов и бортмеханика.

При создании вертолета особое внимание было уделено высокой надежно­сти, экономичности, простоты в обслуживании и эксплуатации.

Безопасность полетов на вертолете Ми-8 обеспечивается:

-установкой на вертолете двух двигателей ТВ2-117А(АГ), надежностью работы этих двигателей и главного редуктора ВР-8А;

-возможностью совершать полет в случае отказа одного из двигателей, а также перейти на режим авторотации (самовращения несущего винта) при отказе обоих двигателей;

-наличием отсеков, изолирующих двигатели и главный редуктор с по­мощью противопожарных перегородок;

-установкой надежной противопожарной системы, обеспечивающей туше­ние пожара в случае его возникновения как одновременно во всех отсеках, так и в каждом отсеке в отдельности;

-установкой дублирующих агрегатов в основных системах я оборудовании вертолета;

-надежными и эффективными противообледенительными устройствами ло­пастей несущего и рулевого винтов, воздухозаборников двигателей и лобо­вых стекол кабины экипажа, что позволяет совершать полет в условиях об­леденения;

-установкой аппаратуры, обеспечивающей простое и надежное пилотиро­вание и посадку вертолета в различных метеорологических условиях;

-приводом основных агрегатов систем от главного редуктора, обеспечива­ющим работоспособность систем при отказе двигателя:

-возможностью быстрого покидания вертолета после его посадки пасса­жирами и экипажем в аварийных случаях.

 

2. ОСНОВНЫЕ ДАННЫЕ ВЕРТОЛЕТА

 Летные данные

(транспортный и пассажирский варианты)

Взлетная масса (нормальная), кг..............           11100

Максимальная скорость полета (по прибору), км/ч ,        250

Статический потолок, м............................         700

Крейсерская скорость полета по прибору на высоте
500 м, км/ч ………………………………………………220

Экономическая скорость полета (по прибору), км/ч .       120

Дальность полета (на высоте 500 м) с заправкой
топливом 1450 кг, км................................         365

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2160 кг, км   .   .   .620

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2870 кг, км   ...       850

Дальность полета (на высоте 500 м) с заправкой
топливом 2025 кг (подвесные баки увеличенной
вместимости), км................................................ 575

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 2735 кг (подвес­ные баки

увеличенной вместимости), км   ....                    805

Дальность полета (на высоте 500 м) в перегоночном
варианте с заправкой топливом 3445 кг (подвесные баки

увеличенной вместимости), км   ....                   1035

 

Примечание. Дальность полета рассчитана с учетом 30-минутного остатка топлива после посадки

 

Геометрические данные

Длина вертолета, м:

без несущего и рулевого винтов..................        18,3

с вращающимися несущим и рулевым винтами …25,244

Высота вертолета, м:

без рулевого винта........................................      4,73

с вращающимся рулевым винтом................      5,654

Расстояние от конца лопасти несущего винта до ­
хвостовой балки на стоянке, м.....................        0,45

Расстояние от земли до нижней точки фюзеляжа

(клиренс), м...................................................        0,445

Площадь горизонтального оперения, м2…..                      2

Стояночный угол вертолета.................                  3°42'

Фюзеляж

Длина грузовой кабины, м:

без грузовых створок............................                  5,34

с грузовыми створками на уровне 1 м от пола         7,82

Ширина грузовой кабины, м:

на полу...................................................                2,06

по коробам отопления...........................                2,14

максимальная.........................................                2,25

Высота грузовой кабины, м..................                 1,8

Расстояние между силовыми балками пола, м …        1,52

Размер аварийного люка, м……………………           0,7 X1

Колея погрузочных трапов, м..............                 1,5±0,2

Длина пассажирской кабины, м............            6,36

Ширина пассажирской кабины (по полу), м   ...               2,05

Высота пассажирской кабины, м                           1,8

Шаг кресел, м.................................................. 0,74

Ширина прохода между креслами, м...            0,3

Размеры гардероба (ширина, высота, глубина), м        0,9 X1,8 X 0,7
»     сдвижной двери (ширина, высота), м   .   .                        0,8 X1.4
»       проема, по заднюю входную дверь в пассажирском

варианте (ширина, высота), м     ..........                 0,8 X1>3

Размер аварийных люков в   пассажирском  

варианте, м.............................................                 0,46 X0,7

Размер кабины экипажа, м....................                 2,15 X2,05 X1,7

 

Регулировочные данные

Угол установки лопастей несущего винта (по указа­телю шага винта):

минимальный.................................................      1°

максимальный........................................                 14°±30'

Угол отгиба триммерных пластин лопастей винта      -2 ±3°

»     установки лопастей рулевого винта   (на   r=0,7) *:

минимальный (левая педаль до упора)   ...................                   7"30'±30'

максимальный (правая педаль до упора)…………..                  +21°±25'

 

* r— относительный радиус

 

Весовые и центровочные данные

Взлетная масса, кг:

максимальная для транспортного варианта ……..          11100

»           с грузом на внешней подвеске ……………           11100

Полная коммерческая нагрузка, кг:

транспортный вариант..........................                      4000

на внешней подвеске..............................                      3000

пассажирский вариант (человек)..........                     28

Масса пустого вертолета, кг:

пассажирский вариант...........................                    7370

транспортный      »................................                      6835

Масса служебной нагрузки, в том числе:

масса экипажа, кг...................................                     270

»     масла, кг...........................................................          70

масса продуктов,   кг..............................................           10

»   топлива, кг.........................................................         1450 - 3445

»   коммерческой нагрузки, кг...............................           0 - 4000

Центровка пустого вертолета, мм:

транспортный вариант...........................................          +133

пассажирский »              .......................................           +20

Допустимые центровки для загруженного вертолета, мм:

передняя..................................................................            +370

задняя......................................................................            -95

  3.  АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЕРТОЛЕТА

 По аэродинамической схеме вертолет Ми-8 представляет собой фюзеляж с пятилопастным несущим, трехлопастным рулевым винтами и неубирающимися шасси.

Лопасти несущего винта прямоугольной формы в плане с хордой, равной 0,52 м. Прямоугольная форма в плане в аэродинамическом отношении счи­тается хуже других, но она проста в производстве. Наличие триммерных пластин на лопастях позволяет изменять их моментные характери­стики.

Профиль лопасти является важнейшей геометрической характеристикой несущего винта. На вертолете подобраны различные профили по длине ло­пасти, что заметно улучшает не только аэродинамические характеристики несущего винта, но и летные свойства вертолета. От 1-го до 3-го сечения при­менен профиль NACA-230-12, а от 4-го до 22-го — профиль NACA-230-12M (модифицированный) *. У профиля NACA-230-12M число Мкр = 0,72 при угле атаки нулевой подъемной силы. При увеличении углов атаки a°(рис. 1.2) Мкр уменьшается и при наивыгоднейшем угле атаки, при котором коэффициент подъемной силы Су = 0,6, Мкр = 0,64. В этом случае крити­ческая скорость в стандартной атмосфере над уровнем моря составит:

 VKP == а • Мкр = 341 • 0,64 = 218 м/с,  где a— скорость звука.

 Следовательно, на концах лопастей мож­но создавать скорость менее 218 м/с, при которой не будет появляться скачков уп­лотнения и волнового сопротивления. При оптимальной, частоте вращения несущего винта 192 об/мин окружная скорость кон­цов лопастей составит:

 u = wr = 2 prn / 60 = 213,26   м/с,   где   w — угловая скорость;

r— радиус окруж­ности, описываемый концом лопасти.

Рис. 1.2. Изменение коэффициента подъемной силы Су от углов ата­ки a° и числа М профиля NACA-230-12M

 Отсюда видно, что окружная скорость близка к критической, но не превышает ее. Лопасти несущего винта вертолета име­ют отрицательную геометрическую крутку, изменяющуюся по линейному закону от 5° у 4-го сечения до 0° у 22-го. На участке между 1-ми 4-м сечениями крутка отсутст­вует и установочный угол сечений лопасти на этом участке равен 5°. Крутка лопасти на такую большую величину существенно улучшила ее аэродинамические свойства и летные характеристики вертолета, в связи с чем более равномерно распределяется подъемная сила по длине лопасти.

 * Отсек от 3-го до 4-го сечения является пе­реходным. Профиль лопасти несущего винта - смотри рис. 7.5.

 Лопасти винта имеют переменную как абсолютную, так и относительную толщину профиля. Относительная толщина профиля с составляет в комле 13%, на участке от г=_0,23до 7=0,268— 12%, а на участке от г = 0,305 до конца лопасти— 11,38%. Уменьшение толщины лопасти к ее концу улучшает аэродинамические свойства вин­та в целом за счет увеличения критиче­ской скорости и Мкр концевых частей ло­пасти. Уменьшение толщины лопасти к концу приводит к уменьшению лобового сопротивления и снижению потребного кру­тящего момента.

Несущий винт вертолета имеет сравни­тельно большой коэффициент заполнения — 0,0777. Такой коэффициент дает возможность создать большую тягу при умеренном диаметре винта и тем самым удерживать в полете лопасти на небольших установочных углах, при которых углы атаки ближе к наивы­годнейшим на всех режимах полета. Это позволило увеличить к. п. д. винта и отодвинуть срыв потока на большие скорости.

 Рис. 1.3. Поляра несущего винта вертолета на режиме висения: 1 — без влияния земли; 2 — с влиянием земли.

Аэродинамическая характеристика несущего винта вертолета представ­лена в виде его поляры (рис. 1.3), которая показывает зависимость коэффи­циента тяги Ср и коэффициента крутящего момента ткр от величины общего шага несущего винта <р. По поляре видно, что чем больше общий шаг несуще­го винта, тем больше коэффициент крутящего момента, а следовательно, больше коэффициент тяги. При наличии «воздушной подушки» тяга несущего винта будет больше, чем без нее при том же шаге винта и коэффициенте кру­тящего момента.

Лопасти рулевого винта прямоугольной формы в плане с профилем NACA-230M не имеют геометрической крутки. Наличие у втулки рулевого винта совмещенного горизонтального шарнира типа «кардан» и компенсатора взмаха позволяет обеспечить более ровное перераспределение подъемной си­лы по ометаемой винтом поверхности в полете.

Фюзеляж вертолета аэродинамически несимметричен. Это видно из кри­вых изменения коэффициентов подъемной силы фюзеляжа С и лобового сопротивления С в зависимости от углов атаки аф (рис. 1.4). Коэффици­ент подъемной силы фюзеляжа равен нулю при угле атаки несколько больше 1 , поэтому и подъемная сила будет по­ложительной на углах атаки больше Г, а на углах атаки меньше 1 —отрицательной. Минимальное значение коэффициента лобо­вого сопротивления фюзеляжа С будет при угле атаки, равном нулю. Ввиду того что на углах атаки больше или меньше нуля ко­эффициент Сф увеличивается, выгодно со­вершать полет на углах атаки фюзеляжа, близких к нулю. С этой целью предусмот­рен угол наклона вала несущего винта впе­ред, составляющий 4,5°.

Фюзеляж без стабилизатора статически неустойчив, так как увеличение углов ата­ки фюзеляжа приводит к увеличению коэффициента продольного момента, а следовательно, и продольного момента, действующего на кабрирование и стремящегося к дальнейшему увеличению угла атаки фюзеляжа. Наличие стабилизатора на хвостовой балке фюзеля­жа обеспечивает продольную устойчивость последнему лишь на малых установочных углах от +5 до —5° и в диапазоне небольших углов атаки фюзеляжа от —15 до + 10°. На больших углах установки стабилизатора и больших углах атаки фюзеляжа, что соответствует полету на режиме авто­ротации, фюзеляж статически неустойчив. Это объясняется срывом потока со стабилизатора. В связи с наличием у вертолета хорошей управляемости и достаточных запасов управления на всех режимах полета на нем при­менен стабилизатор, не управляемый в полете с установочным углом — 6°.

 Рис.   1.4. Зависимость коэффици­ента подъемной силы Суф и лобо­вогосопротивления Схф фюзеляжа от углов атаки a° фюзеляжа

 В поперечном направлении фюзеляж устойчив лишь на больших отрица­тельных углах атаки -20° в диапазоне углов скольжения от —2 до + 6°. Это вызвано тем, что увеличение углов скольжения приводит к увеличению коэффициента момента крена, а следовательно, и поперечного момента, стре­мящегося и дальше увеличить угол скольжения.

В путевом отношении фюзеляж неустойчив практически на всех углах атаки при малых углах скольжения от —10 до +10°, на углах, больше указанных, характеристики устойчивости улучшаются. При углах сколь­жения 10° < b < — 10° фюзеляж нейтрален, а при скольжении больше 20° он приобретает путевую устойчивость.

Если рассматривать вертолет в целом, то хотя он и обладает достаточной динамической устойчивостью, но не вызывает больших затруднений при пилотировании даже без автопилота. Вертолет Ми-8 в общем оценен с удов­летворительными характеристиками устойчивости, а с включенными систе­мами автоматической стабилизации эти характеристики значительно улуч­шились, вертолету придана динамическая устойчивость по всем осям и по­этому пилотирование существенно облегчается.

4.   КОМПОНОВКА ВЕРТОЛЕТА

 Вертолет Ми-8 (рис. 1.5) состоит из следующих основных частей и систем: фюзеляжа, взлетно-посадочных устройств, силовой установки, трансмиссии, несущего и рулевого винтов, управления вертолетом, гидравлической систе­мы, авиационного и радиоэлектронного оборудования, системы отопления и вентиляции кабин, системы кондиционирования воздуха, воздушной и противообледенительной систем, устройства для внешней подвески грузов, такелажно-швартовочного и бытового оборудования. Фюзеляж вертолета включает носовую 2 и центральную 23 части, хвосто­вую 10 и концевую 12 балки. В носовой части, являющейся кабиной экипа­жа, размещены сиденья пилотов, приборные доски, электропульты, автопи­лот АП-34Б, командные рычаги управления. Остекление кабины экипажа обеспечивает хороший обзор; правый 3 и левый 24 блистеры снабжены меха­низмами аварийного сброса.

В носовой части фюзеляжа расположены ниши для установки контейне­ров с аккумуляторами, штепсельные разъемы аэродромного питания, труб­ки приемников воздушного давления, две рулежно-посадочные фары и люк с крышкой 4 для выхода к силовой установке. Носовая часть фюзеляжа от­делена от центральной части стыковочным шпангоутом № 5Н, в стенке которого имеется дверной проем. В проеме двери установлено откидное сиденье борт­механика. Спереди, на стенке шпангоута № 5Н, расположены этажерки ра­дио- и электрооборудования, сзади - контейнеры двух аккумуляторных батарей, коробка и пульт управления электролебедкой.

В центральной части фюзеляжа расположена грузовая кабина, для входа в которую слева имеется сдвижная дверь 22, снабженная механизмом ава­рийного сброса. У верхнего переднего угла проема сдвижной двери снару­жи крепится бортовая стрела. В грузовой кабине вдоль правого и левого бортов установлены откидные сиденья. На полу грузовой кабины располо­жены швартовочные узлы и электролебедка. Над грузовой кабиной разме­щены двигатели, вентилятор, главный редуктор с автоматом перекоса и не­сущим винтом, гидропанель и расходный топливный бак.

К узлам фюзеляжа снаружи крепятся амортизаторы и подкосы главных 6, 20 и передней / стоек шасси, подвесные топливные баки 7, 21. Впереди правого подвесного топливного бака расположен керосиновый обогреватель.

Грузовая кабина заканчивается задним отсеком с грузовыми створками. В верхней части заднего отсека расположен радиоотсек, в котором установ­лены панели под приборы радио- и электрооборудования. Для входа из гру­зовой кабины в радиоотсек и хвостовую балку имеется люк. Грузовые створ­ки закрывают проем в грузовой кабине, предназначенный для закатки и вы­катки колесной техники, погрузки и выгрузки крупногабаритных грузов.

В пассажирском варианте к специальным профилям, расположенным по полу центральной части фюзеляжа, крепятся 28 пассажирских кресел. По правому борту в задней части кабины расположен гардероб. Правая борто­вая панель имеет шесть прямоугольных окон, левая — пять. Задние борто­вые окна встроены в крышки аварийных люков. Грузовые створки в пасса­жирском варианте укороченные, на внутренней стороне левой створки рас­положено багажное отделение, а в правой створке размещены короба под контейнеры с аккумуляторами. В грузовых створках сделан проем под зад­нюю входную дверь, состоящую из створки и трапа.

 

 Рис. 1.5 Компоновочная схема вертолета.

1-передняя нога шасси; 2-носовая часть фюзеляжа; 3, 24-сдвижные блистеры; 4-крышка люка выхода к двигателям; 5, 21-главные ноги шасси; 6-капот обогревателя КО-50; 7, 12-подвесные топливные баки; 8-капоты; 9-редук-торная рама; 10-центральная часть фюзеляжа; 11-крышка люка в правой грузовой створке; 12, 19-грузовые створки; 13-хвостовая балка; 14-стабилизатор; 15-концевая балка; 16-обтекатель; 17-хвостовая опора; 18-трапы; 20-щиток створки; 23-сдвижная дверь; 25-аварийный люк-окно.

 К центральной части фюзеляжа пристыкована хвостовая балка, к узлам которой крепится хвостовая опора и неуправляемый стабилизатор. Внутри хвостовой балки в верхней ее части проходит хвостовой вал трансмиссии. К хвостовой балке пристыкована концевая балка, внутри которой установ­лен промежуточный редуктор и проходит концевая часть хвостового вала трансмиссии. Сверху к концевой балке крепится хвостовой редуктор, на ва­лу которого установлен рулевой винт.

Вертолет имеет неубирающееся шасси трехопорной схемы. Каждая стой­ка шасси снабжена жидкостно-газовыми амортизаторами. Колеса передней стойки самоориентирующиеся, колеса главных стоек снабжены колодочными тормозами, для управления которыми вертолет оборудован воздушной сис­темой.

Силовая установка включает два двигателя ТВ2-117А и системы, обеспечивающие их работу.

Для передачи мощности от двигателей к несущему и рулевому винтам, а также для привода ряда агрегатов используется трансмиссия, состоящая из главного, промежуточного и хвостового редукторов, хвостового вала, вала привода вентилятора и тормоза несущего винта. Каждый двигатель и главный редуктор имеют свою автономную маслосистему, выполненную по прямой одноконтурной замкнутой схеме с принудительной циркуляцией мас­ла. Для охлаждения маслорадиаторов двигателей и главного редуктора, стартер-генераторов, генераторов переменного тока, воздушного компрес­сора и гидронасосов на вертолете предусмотрена система охлаждения, со­стоящая из высоконапорного вентилятора и воздухопроводов.

Двигатели, главный редуктор, вентилятор и панель с гидроагрегатами закрыты капотом. При открытых крышках капота обеспечивается свобод­ный доступ к агрегатам силовой установки, трансмиссии и гидросистемы, при этом открытые крышки капота двигателей и главною редуктора являются рабочими площадками для выполнения технического обслуживания систем вертолета.

Вертолет оборудован средствами пассивной и активной защиты от пожара. Продольная и поперечная противопожарные перегородки делят под­капотное пространство на три отсека: левого двигателя, правого двигателя, главного редуктора. Активная противопожарная система обеспечивает пода­чу огнегасящего состава из четырех баллонов в горящий отсек.

Несущий винт вертолета состоит из втулки и пяти лопастей. Втулка имеет горизонтальные, вертикальные и осевые шарниры и снабжена гидравличес­кими демпферами и центробежными ограничителями свеса лопастей. Лопасти цельнометаллической конструкции имеют визуальную систему сигнали­зации повреждения лонжерона и электротепловое противообледенительное устройство.

Рулевой винт толкающий, изменяемого в полете шага. Он состоит из втулки карданного типа и трех цельнометаллических лопастей, снабженных электротепловым противообледенительным устройством.

Управление вертолетом сдвоенное состоит из продольно-поперечного уп­равления, путевого управления, объединенного управления «Шаг — газ» и управления тормозом несущего винта. Кроме того, имеется раздельное уп­равление мощностью двигателей и их остановом. Изменение общего шага не­сущего винта и продольно-поперечное управление вертолетом осуществляют­ся с помощью автомата перекоса.

Для обеспечения управления вертолетом в систему продольного, попе­речного, путевого управления и управления общим шагом включены по не­обратимой схеме гидроусилители, для питания которых на вертолете предус­мотрена основная и дублирующая гидросистемы.

Установленный на вертолете Ми-8 четырехканальный автопилот     АП-34Б обеспечивает стабилизацию вертолета в полете по крену, курсу, тангажу и высоте.

Для поддержания в кабинах нормальных температурных условий и чис­тоты воздуха вертолет оборудован системой отопления и вентиляции, кото­рая обеспечивает подачу подогретого или холодного воздуха в кабины эки­пажа и пассажиров. При эксплуатации вертолета в районах с жарким клима­том вместо керосинового обогревателя могут быть установлены два борто­вых фреоновых кондиционера.

Противообледенительная система вертолета защищает от обледенения лопасти несущего и хвостового винтов, два передних стекла кабины экипа­жа и воздухозаборники двигателей.

Противообледенительное устройство лопастей винтов и стекол кабины экипажа — электротеплового, а воздухозаборников двигателей — воздушнотеплового действия.

Установленное на вертолете авиационное и радиоэлектронное оборудова­ние обеспечивает выполнение полетов днем и ночью в простых и сложных ме­теорологических условиях.

www.svvaul.ru

Характеристики: Ми-8/17

Летно-технические характеристики

Максимальная взлетная масса

до 13000 кг

Количество перевозимых десантников

до 36 чел.

Количество раненых, перевозимых на носилках

12 чел.

Полезная нагрузка внутри грузовой кабины

4000 кг

Полезная нагрузка на внешней подвеске

4000 кг

Размеры грузовой кабины: длина х ширина х высота

5,34x2,34x1,8 м

Размеры грузовой кабины: полезная площадь

12,5 м2

Размеры грузовой кабины: полезный объем

23 м3

Практический потолок

6000 м

Дальность полета при максимальной взлетной массе (с аварийным запасом топлива на 30 минут): с основными топливными баками

580 км

Дальность полета при максимальной взлетной массе (с аварийным запасом топлива на 30 минут): с двумя дополнительными топливными баками

1065 км

Мощность двигателей на чрезвычайном режиме: ТВЗ-117ВМ (Ми-8АМТШ)

2x 2 100 л. с

Мощность двигателей на чрезвычайном режиме: ВК-2500 (опция)

2x 2 700 л. с.

Основное вооружение

Вооружение с неуправляемыми ракетами

С-8

Пушечное вооружение калибра

23 мм

Стрелковое вооружение (до 8-ми огневых точек):

носовой пулемет ПКТ

кормовой пулемет ПКТ

автоматы АКМ, пулеметы ПК и РПК по бортам

Возможности

Транспортировка и оперативная высадка

до 36 десантников

Транспортировка на носилках сопровождении медперсонала

до 12 раненых

Перевозка грузов в грузовой кабине

до 4000 кг

Уничтожение живой силы противника бронетехники, надводных целей, сооружений, укрепленных огневых точек и других подвижных и неподвижных целей
Огневая поддержка десанта

Сопровождение военных колонн

CSAR (боевые поисково-спасательные операции)
Разведывательные операции
Патрулирование
Гражданские операции (поисково-спасательные операции, пожаротушение и т. д.)
Комплекс защиты от поражения
Экранно-выхлопные устройства
Автомат сброса ложных тепловых целей
Постановщик помех
Бронеплиты для защиты кабины экипажа
Бронеплиты для защиты жизненно важных систем вертолета
Бронеплиты для защиты стрелка кормового пуле¬мета
Протектированные топливные баки
Топливные баки с пенополиуретановой защитой
Дополнительное спецоборудование
Уширенная сдвижная дверь (в дополнение к стандартной двери)
Рампа
Средства быстрого спуска на тросах в режиме висения вертолета одновременно до 4-х человек
Средства для парашютного десантирования
Санитарные носилки (до 12 шт.)
Очки ночного видения
Поисковый прожектор (в т. ч. с ИК-фильтром)
FLIR-система
Внешняя подвеска на 4000 кг Внешние лебедки на 150 кг и 280 кг Лебедка в проеме двери на 300 кг
Звуковещательная станция
Система аварийного приводнения
Кислородное оборудование
Дополнительные топливные баки
Водосливное устройство
Авионика производства ведущих западных и российских компаний

www.russianhelicopters.aero

Многоцелевой вертолет Ми-8МТВ. - Российская авиация

Многоцелевой вертолет Ми-8МТВ.

Разработчик: ОКБ Миля
Страна: СССР
Первый полет: 1985 г.

Следующим важным этапом модернизации Ми-8 стало оснащение его высотными двигателями ТВ3-117ВМ, первые образцы которых прошли испытания в 1985 году. За два года в ОКБ Миля создали новую базовую модель Ми-8МТВ (Ми-17-1В в экспортном варианте), способную взлетать и садиться на высотах до 4000 м и летать на высотах до 6000 м. Кроме потолков, возросли скороподъемность, дальность и т.д. Новая базовая модель отличалась современным оборудованием, включающим метеорадиолокационную станцию и радиостанцию дальней навигации, имела бронирование, протектированные баки с пенополиуретановым заполнителем, носовой и кормовой пулеметы ПКТ, шесть подвесных балочных держателей и шкворневые установки под оружие десантников.

С учетом «афганского» опыта повысили живучесть частей и агрегатов вертолета, а для безопасности эксплуатации на Ми-8МТВ установили разработанную совместно с французскими фирмами систему аварийного приводнения. С 1988 года началось освоение серийного производства Ми-8МТВ (Ми-8МТВ-1) в Казани. Базовую модель можно использовать в транспортном, десантном, десантно-штурмовом, санитарном, перегоночном вариантах, а также в вариантах вертолета огневой поддержки и постановщика мин.

На заводе в Улан-Удэ Ми-8МТВ пошел в серию в 1991 году с небольшими изменениями в оборудовании под обозначением Ми-8АМТ (экспортный шифр — Ми-171). Улан-удэнские вертолетостроители построили уже несколько сотен таких машин. В 1997 году Ми-171 в России получил сертификат типа, а два года спустя — сертификат типа в Китае по американским нормам FAR-29 в пассажирском и грузовом вариантах для полета над сушей и водной поверхностью.

Вслед за Ми-8МТВ-1 в 1990-е годы на казанском заводе последовали базовые модификации Ми-8МТВ-2 и Ми-8МТВ-3. В их кабине размещалось до 30 десантников. Эти машины имели усиленное бронирование, модернизированные системы. На Ми-8МТВ-3 из шести балочных держателей осталось только четыре, но при этом число возможных вариантов подвески вооружения увеличилось с 8 до 24. Вертолеты получили рулевой винт с увеличенной хордой лопастей и повышенной жесткостью проводки управления, систему беспарашютного десантирования и бортовую стрелу большей грузоподъемности.

Ми-8МТВ-3 в 1991 году послужил прототипом для экспортной модификации Ми-172, прошедшей в 1994 году сертификацию в индийском авиарегистре по американским нормам FAR-29. Все усовершенствования, опробованные на этих модификациях, в 1992 году внедрили и на новой демонстрационной модели Ми-17М. Кроме того, на ней установили международную навигационную систему и усовершенствованную РЛС, увеличили боковые двери, а задний грузовой люк переделали по типу Ми-26 (со створками уменьшенного размера и опускающимся трапом-аппарелью). Большой люк в полу позволил установить систему внешней подвески грузоподъемностью 5 т.

Эта демонстрационная модель послужила основой для создания в 1997 году Ми-8МТВ-5 (Ми-17МД), пользующейся большим успехом на международном авиационном рынке. По договору с канадской фирмой казанскими вертолетостроителями также прорабатывается совместная модификация Ми-17КФ. В 1998-м доработанные варианты Ми-171 и Ми-172 получили отечественный сертификат типа по американским нормам FAR-29. Им присвоены обозначения Ми-171А и Ми-172А.

После развала СССР экипажи Ми-8 продолжают исправно выполнять свой нелегкий воинский долг в горячих точках России и СНГ. «Восьмерки» широко использовались во время конфликтов в Нагорном Карабахе, в Абхазии и в Таджикистане. Уникальные высотные характеристики Ми-8МТВ сделали их незаменимыми в высокогорных районах. Только они могут обеспечить боевые действия на высотах свыше 3500-4000 м.

Они широко использовались во время контртеррористических операций в Чечне. В 1995 году здесь действовали несколько эскадрилий Ми-8, которые использовались преимущественно для переброски личного состава, его замены на позициях, подвоза боеприпасов и продовольствия, вывоза раненых и больных, а также эвакуации беженцев и оказания всесторонней гуманитарной помощи населению.

ЛТХ:

Модификация: Ми-8МТВ
Диаметр главного винта, м: 21,30
Диаметр хвостового винта, м: 3,91
Длина, м: 18,42
Высота, м: 5,34
Масса, кг
-пустого: 7381
-нормальная взлетная: 11100
-максимальная взлетная: 13000
Тип двигателя: 2 х ГТД ТВ3-117ВМ
-мощность, кВт: 2 х 1639
Максимальная скорость, км/ч: 250
Крейсерская скорость, км/ч: 230
Практическая дальность, км: 500
Скороподъемность, м/мин: 540
Практический потолок, м: 6000
Статический потолок, м: 3980
Экипаж, чел: 2-3
Полезная нагрузка: до 24 пассажиров или 12 носилок с сопровождающими или 4000 кг груза в кабине или 4000 кг на подвеске.

Вертолет Ми-8МТВ-1 на стоянке.

Ми-8МТВ-1 МЧС России.

Ми-8МТВ-1 в полете.

Ми-8МТВ-2.

Ми-8МТВ-2.

Буксировка вертолета Ми-8МТВ-2 ВВС России.

Ми-8МТВ-3.

Ми-8МТВ-3 задействованный в рамках миссии ООН.

Ми-8МТВ-5 армейской авиации.

Пара Ми-8МТВ-5 армейской авиации.

Вертолет Ми-8МТВ-5.

.

.

Список источников:
Е.И.Ружицкий. Вертолеты.
Вадим Михеев. МВЗ им. М.Л.Миля 50 лет.
Крылья Родины. В.Ермолаев. Вертолет Ми-8.
Вадим Михеев. Ми-8 — 40 лет в строю.
Крылья Родины. Николай Васильев. Нестареющие «восьмерки».
Сайт «Уголок неба». 2004 страница: «Миль Ми-8МТВ».

xn--80aafy5bs.xn--p1ai

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *