Авиация 2000 03

Фото Ильдар Валеев, Владимир Анютов

Продолжение следует

Компоновочная схема вертолёта Ми-

й-2

1. обогреваемое стекло

2. Маслобак

3. Газотурбинный двигатель ГТД — 350

4. Стартер — генератор СТГ-3

6. Вентиляторная установка

7. Главный редуктор

8. Втулка несущего винта

9. Автомат перекоса

11. Генератор переменного тока

12. Противопожарные баллоны

13. Хвостовой вал трансмиссии

14. Антенна

16. Кожух хвостового вала трансмиссии

17. Промежуточный редуктор

18. Рулевой винт

19. Хвостовой редуктор

20. Светосигнальный маяк

21. Концевая балка

22. Хвостовая опора

23. Балансировочный вес (на вертолетах с двойным управлением)

24. Стабилизатор

25. Дверь в радиоотсек

26. Амортизатор главных ног шасси

27. Рама главных ног шасси

28. Основной топливный бак

29. Диван пассажиров

30. Сиденье пилота

31. Приемник воздушного давления

32. Аккумуляторный отсек

Двигатели 2 х ГТД-350

Мощность, кВт (л.с.): взлётная 2 х 294 (2 х 400)

номинальная (не более 1 ч) 2x233

Затраты мощности на привод рулевого винта, % 8,57

Общая длина вертолёта (с вращ. винтами), м 17,420

Длина фюзеляжа, м 11,940

Высота вертолёта (до втулки несущего винта, без хвостового винта), >> 3 ,750

Диаметр несущего винта, м 14,560

Диаметр хвостового винта, м 2,700

Колея шасси, м 3,050

(утерянный текст — попал на границу фрагмента схем)

без спаренного управления 2402

со спаренным управлением 2445

санитарная модификация без спаренного управления 2410

санитарная модификация со спаренным управлением 2420

грузовая модификация 2372

Максимальная грузоподъёмность, кг:

кабины 700

внешней подвески 800

крана-лебедки ЛПГ-4 120

Полётный вес, кг:

нормальный 3550

максимальный 3700

Емкость основного топливного бака, л 600

Суммарная емкость двух подвесных топливных баков, л 476

Общая емкость топливной системы с двумя ПТБ, л 1076

Скорость, км/ч:

макс. допустимая (приборная) на высоте 500 м при взлётном весе 3550 кг 210

макс. допустимая (приборная) на высоте 500 м при взлётном весе 3700 кг 190

крейсерская (приборная) на высоте от 0 до 1000 м при взлётном весе 3550 кг 190

крейсерская (приборная) на высоте от 0 до 1000 м при взлётном весе 3700 кг 170

крейсерская на высоте 50-1000 м (при температуре 25 °C и выше) 180

Максимальная скорость полёта назад и боком, км/ч 10

Максимальная скорость разворота при зависании, град/сек 20

Вертикальная скорость у земли, м/сек 4,5

Максимальная высота полёта (динамический потолок), м:

при взлётном весе 3550 кг 4000

при взлётном вес>> кг 3500

Потолок висения, м 1500

Практическая дальность полёта на высоте 500 м с максимальной целевой нагрузкой и 5 % АНЗ, км:

без ПТБ 170

с двумя ПТБ 580

Дальность полёта на высоте 500 м с 830 кг топлива и резервом 100 л, км:

при взлётном весе 3550 кг 516

при взлётном вес>> 3700 кг 514

Дальность полёта на высоте 500 м с 465 кг топлива и резервом 100 л, км:

при взлётном весе 3550 кг 262

при взлётном весе 3700 кг 257

Масса перевозимого груза, кг:

на дальность 200 км 690

на дальность 400 км 392

Производительность, т-км/ч:

на дальность 200 км 102

на дальность 400 км 63

Расход топлива, кг/т-км:

на дальность 200 км 1,81

на дальность 400 км 3,12

Масса перевозимого груза при высоте взлётной площадки 1000 м, кг:

на дальность 200 км 700

на дальность 400 км 432

Производительность при высоте взлётной площадки 1000 м, т-км/ч:

на дальность 200 км 102

на дальность 400 км 68

Расход топлива при высоте взлётной площадки 1000 м, кг/т-км:

на дальность 200 км 1,71

на дальность 400 км 2,72

Вертолёт построен по одновинтовой схеме с рулевым винтом, двумя ГТД и трёхопорным шасси.

Фюзеляж полумонококовой конструкции состоит из трёх частей: носовой с, центральной с пассажирской кабиной и хвостовой балки с управляемым стабилизатором размахом 1,85 м и площадью 0,7 м2, угол установки которого меняется синхронно с изменением общего шага лопастей несущего винта. В носовой части фюзеляжа размещены кабина. экипажа с двумя сиденьями (в большинстве вариантов один лётчик на сиденье слева, на правом сиденье — пассажир; в учебнотренировочном варианте со сдвоенным управлением лётчик-инструктор и курсант размещаются

(утерянный текст — попал на границу фрагмента схем)

в кабину экипажа осуществляется через две двери (левая — сдвижная, правая — распашная); у вертолётов ранних серий вместо левой двери было сдвижное окно для аварийного покидания.

Центральная часть фюзеляжа является грузопассажирской кабиной размером 2,27 х1,2х 1,4 м, в средней части которой расположен контейнер топливного бака. В пассажирском варианте контейнер служит основанием для установки двух трёхместных сидений, обращенных спинками друг к другу (по полёту и против полёта); в задней части кабины находится откидное сиденье для восьмого пассажира. Кабина снабжена системой кондиционирования. При перевозке грузов пассажирские сиденья могут сниматься. В санитарном варианте в кабине предусмотрены крепления для размещения четырёх больных на носилках с санитаром или двоих на носилках и двоих на сиденьях. Доступ в грузопассажирскую кабину осуществляется через распашную дверь размером 1,1X0,78 м с левого борта.

Шасси трёхопорное, неубирающееся. Основные опоры пирамидальные, с масляно-воздушными амортизаторами и тормозными колёсами КТ-96/2 размерами 600 (180 мм; носовая опора самоориентирующаяся, со сдвоенными колёсами Кз-50 размерами 300 (125 мм. Давление в пневматиках основных опор — 0,43 МПа (4,4 кгс/см2), носовой опоры — 0,34 МПа (3,45 кгс/см2). Возможна установка металлических лыж с вырезами под колёса или без оных.