Л 1

1.

Кредитний модуль 2
Змістовий модуль 9
Характеристики вертольота Мі-8МСБ-В.
Балансування, стійкість та керованість
Лекція №1
Тема: Компонування вертольота
Мі-8МСБ-В, його геометричні та
льотно-технічні характеристики.
1. Аеродинамічне компонування вертольота Мі-8МСБ-В та
його аналіз.
2. Основні льотно-технічні та геометричні характеристики
вертольота.
3. Характеристики несучого гвинта, рульового гвинта та
стабілізатора.
1

2. Література

1. Мі-8МСБ-В. Керівництво з льотної експлуатації : зі змінами №11
від 23.09.2024. – ОТД, 2024. – 786с.
2. Практична аеродинаміка вертольота Ми-8МТ. Ч. 1. Аеродинамічне
компонування, характеристики стійкості, балансування та
експлуатаційні обмеження вертольота : навч. посіб. / А. М. Алімпієв,
В. М. Костенко, І. Б. Ковтонюк та ін. ; за заг. ред. В. М. Костенка. –
Х. : ХУПС, 2013.
3. Практична аеродинаміка вертольота Ми-8МТ. Частина 2. Режими
польоту вертольота: навч. посібник / В. М. Костенко, А.Г. Зінченко,
С.І. Пчельніков та ін. – Х. : ХНУПС, 2020.
4. Практична аеродинаміка вертольота Ми-8МТ. Ч. 3. Дальність
польоту та особливі випадки в польоті : навч. посіб. / В. М.
Костенко, А. М. Алімпієв, І. Б. Ковтонюк та ін.; за заг. ред. В. М.
Костенка. – Х.: ХУПС, 2014.
5. Аеродинаміка і динаміка польоту вертольота. Ч. 2. Динаміка
польоту вертольота: підручник / А. Г. Зінченко, І. Б. Ковтонюк,
В. М. Костенко та ін.; за заг. редакцією В. М. Костенка та
І. Б. Ковтонюка. – Х. : ХУПС, 2010.
2

3.

Десантно-транспортний
вертоліт
Мі-8МСБ-В
призначений для виконання авіатранспортних, навчальнотренувальних, авіаційних пошуково-рятувальних робіт,
ведення повітряного спостереження, а також для виконання
завдань, пов’язаних із підвищенням мобільності підрозділів
Збройних Сил України.
Випуск вертольота Мі-8МСБ-В здійснювався шляхом
проведення модернізації вертольота Мі-8Т, а саме: заміни
застарілих та знятих з виробництва двигунів на сучасні;
заміни системи реєстрації параметрів польоту на систему
збору, реєстрації та обробки польотної інформації;
встановлення аварійного радіомаяка; встановлення блока
регулювання температури.
Кабінет Міністрів України: На озброєння ЗСУ прийнято десантнотранспортний вертоліт Мі-8МСБ-В опубліковано 24 квітня 2014 року
3

4.

Мі-8МСБ-В на виставці в Кельце (Польша) 2018 рік
4

5.

5

6.

1. Аеродинамічне компонування
вертольота Мі-8МСБ-В та його аналіз
Рис. 1 Загальний вид вертольота Мі-8МСБ-В у трьох проекціях з
6
габаритними розмірами

7.

Аеродинамічне компонування це взаємне розташування
та способи з’єднання елементів конструкції, на яких
виникають аеродинамічні сили і моменти.
Основні елементи компонування:
несучий гвинт, рульовий гвинт, стабілізатор, фюзеляж, злітнопосадочний пристрій (шасі), що не прибирається в польоті.
Вертоліт Мі-8МСБ спроектовано за одногвинтовою
схемою. Така схема вимагає наявності рульового гвинта (РГ)
(рис. 1).
Перевага одногвинтової схеми вертольота полягає у
відносно простій принциповій схемі керування величиною та
напрямком повної аеродинамічної сили
несучого гвинта
(НГ).
До недоліків такої схеми належать необхідність витрат
потужності
двигунів
на
обертання
РГ,
а
також
несиметричність точок прикладення й напрямків дії сил тяги
НГ та РГ.
7

8. Особливості аеродинамічного компонування вертольота Мі-8МСБ-В в порівнянні з Ми-8МТ

РГ є штофхаючим, напрямок обертання
лопатей проти годиникової стрілки (якщо дивитися
зі сторони хвостового редуктора).
Модернізація силовой установки (встановлено
два двигуни ТВ3-117ВМА-СБМ1В 4Е серії)
дозволила збільшити ефективну потужність,
зменшити питому витрату палива, що дозволило
збільшити практичну стелю, дальність і тривалість
польоту.
8

9.

2. Основні льотно-технічні та
геометричні характеристики вертольота
(КЛЕ с. 1.6)
Нормальна злітна маса, кг................................................................ 11100
Максимальна злітна маса, кг ............................................................... 12500
Десантне навантаження, кг:
- нормальне ...................................................................................... 2000
- максимальне...................................................................................... 3000
- максимальне за рахунок не дозаправлення палива...................... 4000
Кількість солдатів, що перевозяться......................................................24
Кількість поранених, що перевозяться на ношах.................................12
Максимальна швидкість горизонтального польоту на висотах 0 - 1000 м,
км/год:
- при злітній масі 9000 кг і менше........................................................ 280
- при максимальній злітній масі .....................................................
220
Крейсерська швидкість польоту (до висоти Н = 1000 м), км/год:
- при нормальній злітній масі ................................................................ 230
- при максимальній злітній масі ............................................................... 220
Тяга несучого гвинта на висінні поза зоною впливу повітряної подушки
кг....................................................................................................10800
9

10.

Практична стеля, м
-з нормальною злітною масою.......................................................... 4700
-з масою 12000кг................................................................................. 5000
- з масою 9000 кг і менше ................................................................. 7000
Час набору висоти на номінальному режимі роботи двигунів і
найвигіднішої швидкості набору 120км/год:
- з нормальною злітною масою, хв:
а) 1000 м .............................................................................................. 4,1
б) 3000 м .............................................................................................. 9,7
в) практичної стелі ............................................................................. 26,8
- з максимальною злітною масою, хв:
а) 1000 м. ..............................................................................................5,8
б) 3000 м ............................................................................................. 16,1
в) практичної стелі ............................................................................. 28,7
Практична дальність польоту на висоті 500 м на крейсерській швидкості
з 5 % залишком палива, км:
- без додаткових паливних баків при десантному навантаженні 2000 кг..
.......................................................................................................... 580
- без додаткових паливних баків при десантному навантаженні 3000 кг
...........................................................................................................550
- з одним додатковим баком ............................................................ 790
- з двома додатковими баками ........................................................ 96010

11.

Основні геометричні дані КЛЕ (с. 1.4)
Довжина вертольота, м:
без несучого і рульового гвинтів .................................................. 18,3
з несучим і рульовим гвинтами, що обертаються ....................25,244
Висота вертольота, м:
без рульового гвинта ........................................................................4,8
з рульовим гвинтом, що обертається......................................... 5,654
Кліренс, м ......................................................................................... 0,445
0,45
ЗЛІТНО-ПОСАДОЧНИЙ ПРИСТРІЙ
Тип шасі ....................................... три стійки, що не прибираються
Колія основних шасі, м.................................................................4,5
База шасі,м.............................................................................. 4,258
Розміри коліс шасі, мм:
переднього......................................................................... 595х185
основного.............................................................................. 865х280
11

12.

3. ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕСУЧОГО ГВИНТА,
РУЛЬОВОГО ГВИНТА ТА СТАБІЛІЗАТОРА
Несучий гвинт
НГ призначений для створення Rн і керування у поздовжньому
та поперечному напрямках.
Характеристики НГ
Діаметр, м...................................................................................21,28
Число лопатей.................................................................................. 5
Напрям обертання ....... проти годинникової стрілки (якщо
дивитися знизу)
Площа, що омітається несучим гвинтом, м2........................... 355,9
Коефіціент заповнення НГ........................................................0,0777
Кут звисання лопатей:
по нижньому обмежувачу ......................................................4° +10'-20’
по відцентровому обмежувачу............................................... 1°40’
Максимально можливий кут змаху ......................................25° ± 30’
12

13.

Кут встановлення лопатей (r = 0,7):
мінімальний.......................................................................................2°40'
максимальний.................................................................................... 15°
Коефіцієнт компенсатора змаху.........................................................0,5
Кут відхилення лопаті в площині обертання несучого гвинта (від
напрямку, що ┴ до осі горизонтального шарніру)
вперед..........................................................................................13° ± 15'
назад............................................................................................11° ± 10’ Кут
нахилу осі несучого гвинта вперед 4°30’-10’
Мінімальна відстань від кінця лопаті до хвостової балки (на стоянці), м
...................................................................................................0,45
Кут нахилу автомата перекосу:’
вперед.................................................................................................- 7°+6 -12’
назад...................................................................................................5°± 12'
вліво ............................................................................................... 4°12' ± 12'
вправо ........................................................................................... - 3°24' ±12'
13

14.

Аеродинамічна скрученість лопатей НГ полягає у тому, що її
відсіки № 1–3 мають профілі NACA-230, а відсіки № 4–22 мають
модифіковані хвостові частини (профіль NACA-230М) (рис. 2).
Геометрична скрученість лопатей НГ визначається тим, що
кути встановлення відсіків № 1–4 у нижньому положенні важеля
загального кроку несучого гвинта (ВЗК НГ) дорівнюють 5°, а кути
встановлення відсіків № 5–22 зменшуються за лінійним законом від
5 до 0°.
Крім того, максимальна товщина перерізів профілів лопатей
зі збільшенням їх відстані від осі вала НГ зменшується. Це сприяє
збільшенню критичного числа Маха на кінцях наступаючих
лопатей.
Нахил вала НГ вперед відносно нормальної осі фюзеляжу
забезпечує те, що на великих швидкостях тривалого
горизонтального польоту кут тангажа вертольота наближається до
0О. Це означає, що кут атаки фюзеляжу ≈0 і сила шкідливого опору
мінімальна, що сприяє зменшенню кілометрової витрати палива та
збільшенню дальності польоту.
14

15. Рис. 2. Залежності коефіцієнтів піднімальної сили профілів від кута атаки:

Аеродинамічні характеристики профіля лопаті НГ
C ya
1,75
M≤0,3
1,50
1,25
1,0
0,75
0,50
0,25
0
αкр
5,0
10,0
15,0
αкр
α,°
Рис. 2. Залежності коефіцієнтів піднімальної сили профілів
від кута атаки:
NAСA-230;
NAСA-230М
15

16.

Аеродинамічні характеристики НГ
Несучий гвинт створює загальну аеродинамічну силу Rн
(рис. 2), проекція якої на вісь вала несучого гвинта
називається тягою несучого гвинта (Т).
Тяга НГ вертольота Ми-8МСБ-В на злітному режимі
роботи
двигунів
становить
10800кг.
(що відповідає потужності СУ - Nе = 1500×2=3000 к.с. у САУ
на висоті над ЗПП ≥20 м без ПЗП та відбору повітря)
( н R) 2
T Cт
Fн
2
(1)
C т C т 0 0 C т н н C т
(2)
Коефіцієнт сили тяги НГ залежить від кута загального
кроку НГ , кута атаки несучого гвинта та швидкості
польоту:
де
Vн cos н
н R
– коефіцієнт відносної швидкості польоту
вертольота (коефіцієнт режиму роботи НГ).
16

17. Рис. 2. Аеродинамічна сила і тяга НГ

Тяга НГ залежить від:
– температури зовнішнього середовища;
– висоти розташування ЗПП над рівнем моря;
– швидкості та напрямку вітру;
– від висоти висіння (вплив землі) (рис. 3).
Yн
ТН
Rн
Oн
ωн
Рис. 2. Аеродинамічна сила і тяга НГ
17

18. Рис. 3. До пояснення впливу поверхні землі на тягу НГ

ΔT
T
G
Рис. 3. До пояснення впливу поверхні землі на тягу НГ
18

19.

Рис. 4. Залежність відносної тяги НГ вертольоту Мі-8МСБ від висоти
висіння над землею при постійній потужності двигуні
19

20.

Рульовий гвинт
РГ призначений для компенсації реактивного моменту НГ та
керування вертольотом у шляховому напрямку.
Рульовий гвинт вертольота Ми-8МСБ-В є штовхаючим, та має такий
напрямок обертання, при якому нижні лопаті РГ рухаються назад відносно
фюзеляжу вертольота (протилежно до індуктивного потоку від НГ).
Недоліком є те, що він штофхаючий, а отже не використовується
вплив індуктивного потоку від НГ на тягу лопатей РГ.
Позитивним є зменшення негативного впливу від кільової балки на
максимальну тягу РГ.
Тип.............................................................................................. карданний
Діаметр, м............................................................................................3,9
Напрямок обертання ..................проти годинної стрілки (якщо дивитися
з боку хвостового редуктора)
Число
лопатей..................................................................................................3
Кут установки лопатей (r = 0,7)
мінімальний (ліва педаль на упорі)................... -9°48' ± 30' (-7°24' ± 15')*
максимальний (права педаль на упорі) ............. 18°13' ± 23' (21° ± 10')*
Примітка. * Деякі РГ мають граничні кути відхилення, зазначені у
дужках. Фактичні кути відхилення вказані у паспорті гвинта.
20

21.

Аеродинамічні характеристики рульового гвинта
( R) 2РГ
Tp CTРГ
FРГ
2
p
CTРГ CT p CT РГ РГ CTVРГ V
РГ
РГ
21

22.

Стабілізатор
Стабілізатор призначений для поліпшення
характеристик поздовжньої стійкості вертольота за кутом
атаки та за швидкістю.
На вертольоті Ми-8МСБ-В стабілізатор фіксований
відносно хвостової балки.
Характеристики стабілізатора:
– форма стабілізатора в плані – трапецієподібна;
– профіль перерізу – симетричний;
– площа стабілізатора – 2,0 м2;
– кут встановлення стабілізатора відносно поздовжньої осі
хвостової балки становить 6°.
22