МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР
*ввести в действие*
Заместитель
Главнокомандующего
Военно-Воздушными
' Силами
по боевой подготовке
генерал-лейтенант авиации
П. КИРСАНОВ
15 июня 1971 г.
>3
Suvorov AV 63-64@mail.ru для http://www.russianarms.ru
ИНСТРУКЦИЯ
ЭКИПАЖУ ВЕРТОЛЕТА
Ми-8Т
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА —1971

Suvorov AV 63-64@mail.ru для
С выходом настоящей Инструкции ранее изданные Инст
рукция экипажу вертолета Ми-8 (Воениздат, 1966 г) а так
же дополнения и изменения к ней утрачивают силу и подле-
жат уничтожению на местах установленным порядком
(II
http://www.russianarms.ru
Настоящая Инструкция составлена в результате
переработки и дополнения Инструкции экипажу вертолета
Ми-8, издания 1966 г., с учетом выполненных на
вертолете Ми-8Т конструктивных изменений и накопленного
опыта при проведении испытаний, а также при
эксплуатации его в строевых частях.
Действия каждого члена экипажа (командира
экипажа, летчика-штурмана и бортового техника) при
подготовке к полету, а также на различных этапах
выполнения полета в условиях нормальной эксплуатации
вертолета изложены в Инструкции раздельно для
облегчения их усвоения.
Необходимо учитывать, что успешное выполнение
любого полета в значительной мере зависит от
сработанности и четкого взаимодействия всех членов
экипажа.
Командир экипажа должен знать обязанности всех
членов экипажа, систематически проверять знание ими
Инструкции и уделять особое внимание отработке
четкого взаимодействия членов экипажа на земле и в
полете.
Инструкция экипажу вертолета Ми-8Т содержит
указания членам экипажа по эксплуатации вертолета
в различных условиях полета. Однако
многообразие условий, которые могут встретиться в практике
эксплуатации вертолета, требует в каждом конкретном
случае инициативных действий в зависимости от
сложившейся обстановки.
Краткое описание вертолета и его систем, основные
геометрические, регулировочные, весовые и центровоч-
1* -1 3

ные данные, а также краткие летно-технические
характеристики и аэродинамические особенности вертолета
даны в приложениях.
При необходимости более подробного ознакомления
с конструктивными особенностями вертолета следует
пользоваться соответствующими описаниями.
Уточнения и дополнения отдельных положений
настоящей Инструкции возможны в связи с дальнейшей
доработкой вертолета и накоплением опыта его
эксплуатации.
Долг каждого командира строго следить за
своевременным и точным внесением поступающих
дополнений и изменений во все экземпляры имеющихся в части
Инструкций, а также обобщать опыт эксплуатации,
накопленный экипажами при выполнении разнообразных
задач, и систематически доводить его до сведения
вышестоящего командования, с тем чтобы при
последующем переиздании этой Инструкции учесть все
выявленные особенности эксплуатации вертолета.
На рис. 1 показан общий вид вертолета Ми-8Т.

t
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ОГРАНИЧЕНИЯ
ВЕРТОЛЕТА Ми-8Т
ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ВЕСАМ
1. Нормальный взлетный вес вертолета—11100 кГ.
2. Максимальный взлетный вес вертолета —
12 000 кГ.
3. Максимальный вес перевозимого груза (при
полной заправке топливных баков) — 3000 кГ.
4. Максимально допустимый вес перевозимого груза
(за счет уменьшения запаса топлива) —4000 кГ.
Примечание. При полете в горах и в условиях высоких
температур наружного воздуха максимальный взлетный вес
определяется в зависимости от фактических условий на месте взлета по
номограммам, помещенным в гл. II.
ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ЦЕНТРОВКАМ
о. Предельно допустимая передняя центровка
370 мм (впереди оси вращения несущего винта).
6. Предельно допустимая задняя центровка -
85 мм (позади оси вращения несущего винта).
ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ЛЕТНЫМ ДАННЫМ
7. Горизонтальный полет с нормальным взлетным
весом разрешается выполнять в диапазоне скоростей,
указанном в табл. 1.
— плюс
— минус
7

Таблица 1
Высота полета, м
У земли
500
1000
2000
3000
4000
4500
(практический потолок)
Допустимая скорость полета по прибору
(км/ч) с нормальным взлетным весом
максимальная
250
250
250
210
175
150
130
минимальная
0
60
60
60
60
75
100
Примечание. Подлеты и перемещения вертолета на высотах
ниже 10 м производить на скоростях до 20 км/ч (не выходя на
режим тряски) с учетом скорости и направления ветра.
8. Горизонтальный полет с максимальным взлетным
весом разрешается выполнять в диапазонах скоростей,
указанных в табл. 2.
Таблица 2
Высота полета. *
-
У земли
500
1000
2000
3000
4000
(практический потолок)
Допустимая скорость полета по прибору
[км/ч) с максимальным взлетным весом
максимальная
230
230
230
180
155
120
минимальная
0
60
60
60
60
90
9. Максимально допустимая скорость
горизонтального полета с полуоткрытыми задними створками
грузовой кабины (при перевозке лопастей несущего винта
и других негабаритных грузов) 160 км/ч.
10. Полеты над сильно пересеченной местностью
(овраги и т. п.) разрешается производить на высотах
не менее 20 м над рельефом местности и на скоростях
по прибору не менее 60 км/ч.
11. Висение в диапазоне высот 10—200 м без особой
необходимости не производить.
8
12. Развороты на висении выполнять с угловой
скоростью не более 12 град/сек.
13. Время полной перекладки педалей при
изменении направления вращения вертолета на висении не
менее 3 сек.
14. Развороты на висении у земли разрешается
производить на 360° при скорости ветра не более 5 м/сек и
на 90° от направления встречного ветра при скорости
ветра не более 10 м/сек.
15. Раскрутку и остановку несущего винта, а также
висение, взлеты и посадки вертолета разрешается
производить при скоростях ветра, указанных в табл. 3.
Таблица 3
Направление ветра
Встречный
Боковой
Попутный
Допустимая скорость ветра, м/сек
при раскрутке и
остановке несущего винта
20
10
8
при взлете и посадке
20
10
5
Руление на вертолете разрешается производить при
скорости ветра не более 15 м/сек.
16. Развороты выполнять с креном не более ЗО'
при нормальном взлетном весе и не более 20° при
максимальном взлетном весе вертолета.
17. Планирование на вертолете с работающими
двигателями с нормальным и максимальным взлетными
весами разрешается выполнять в диапазоне скоростей,
указанном в табл.4.
*
Таблица 4
Высота полета, м
4500—3000
3000—2000
2000—0
Допустимая скорость планирования по прибору
(км/ч) с работающими двигателями
максимальная
120
150
200
минимальная
100
60
60

18. Планирование вертолета с нормальным и
максимальным взлетными весами на режиме самовращения
несущего винта разрешается выполнять в диапазоне
скоростей, указанном в табл. 5.
Таблица 5
Допустимая скорость планирования по прибору
(км/ч) на режиме самовращення несущего вннта
Высота полета, м "
максимальнаяр минимальная
4500—2030 120 100
2000—0 200 90
19. Развороты на режиме самовращения несущего
винта разрешается выполнять с креном не более 20°.
20. Максимально допустимые обороты несущего
винта:
— при работе двигателей в полете на режиме
малого газа (в том числе и на режиме самовращения
несущего винта при выключенных двигателях) на время
не более 5 сек— 105% (по указателю);
—■ при работе двигателей на всех режимах выше
малого газа на время не более 30 сек— 103% (по
указателю).
21. Минимально допустимые обороты несущего
винта (провал оборотов) в полете на переменных режимах
на время не более 30 сек — 89% (по указателю).
Во избежание провала оборотов несущего .винта
при выполнении различных эволюции, связанных с
выводом двигателей на повышенный режим, перемещение
рычага «шаг — газ» с режима полетного малого газа
до максимального производить с темпом не менее
10 сек. При этом учитывать, что двигатели ТВ2-117
(ТВ2-117А) медленно выходят на повышенный режим.
Время приемистости двигателей (выход с полетного
малого газа на максимальный режим) может достигать
15 сек.
22. Канал высоты автопилота АП-34Б разрешается
включать в горизонтальном полете на высоте не ниже
50 м.
Ю
|] ОГРАНИЧЕНИЯ ПРИ ПОЛЕТЕ С ГРУЗОМ
НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ
23. Максимальный взлетный вес вертолета при
транспортировке груза на внешней подвеске (включая вес
. груза) определяется для фактических условий взлета
по номограмме, помещенной в главе II, но во всех
случаях не должен превышать 11 000 кГ.
® 24. Максимальный вес г^^а^т^ансшрти^емог^ на
?а, транспортиру! -^ ....
5*/ внешней подвеске, 2500 /с/. ыес*^ ■ f «я ij~*jfU*t *~*~, £«.-
ГСг
25. Максимально допустимая скорость полета
вертолета при транспортировке груза на внешней подвеске
должна определяться в каждом конкретном случае в
зависимости от поведения груза (что определяется его
аэродинамической формой), но не должна превышать
250 км/ч.
7
ОГРАНИЧЕНИЯ ПО ДВИГАТЕЛЯМ
И РЕДУКТОРАМ
26. Максимально допустимые параметры работы
двигателей на всех высотах и скоростях полета
должны быть не выше приведенных в табл. 6.
Таблица 6
Режимы
Взлетный
Номинальный
Крейсерский
Температура газов
перед турбиной
компрессора, ° С
880
860
810
Число оборотов турбины
компрессора. %
101
юэ
98
27. Максимально допустимая температура газов
перед турбиной компрессора на взлетном режиме при
работе двигателя на земле 875° С.
28. При проверке приемистости допускается заброс
температуры газов выше температуры газов,
полученной на взлетном режиме, на 20° С.
29. Режимы и значения эксплуатационных
параметров работы двигателей при /н = 15°С и /'о- 760
мм рт. ст. (Я=0, V=0) приведены в табл. 7.
S
II

Наименование параметра
Число
оборотов, «/о
Давление,
кГ/см*

турбокомпрессора (не более)
несущего винта
топлива
масла
Температура газов перед
турбиной компрессора
(не более), ° С

Температура маола
на выходе,
°С
максимальная
рекомендуемая
минимальная
для длительной
работы на
режимах не ниже
крейсерского
минимальная
для выхода на
режим выше
малого газа
Таблица 7
Режим работы
малый
газ
64±?
50-55
18—35
2—4
600

крейсерский
94,5
95+2

номинальный
96
95+2
взлетный
98,5
93—1
Не более
60
3,5+0,5
750
790
850
125
90—100
70
30
«L»
Время работы непрерывно
не более, мин
20
Не
ограничено
60
Примечания: 1. Максимально допустимые обороты
турбокомпрессора на крейсерском я номинальном режимах в зависимости
от температуры наружного воздуха определяются перед полетом на
земле по графику ш рис. 2 и сохраняются летчиком в течение
данного полета на любых высотах.
2. Режим рэСэты двигателей определять по двигателю,
имеющему большие обороты.
i j
>
12
3. Максимально допустимые обороты турбокомпрессора и
температура газов перед турбиной компрессора на взлетном режиме
ограничиваются автоматически.
'™зам.
<&?~*
%
100
35
30
85
\
MINIM
Ограничение помакешпа-
лбиомц числу оборотов
турбокомпрессора
П 1 1 П Г
ограничение по 1
максимальному г—
расходу топлива 1
LLLLL
ограничены
по степени по
шшениядавл
е.-
тявкомпреарр
1
£.
i
У
—
WIy-K
<
Л
ft
&М/К\\у
^(£5,^
ИЩ]
А
У
Si
tO
ч\
V&
*ч
Й
v_
'/.
*
ограничение пс
)
тетперащцрр .
газов перед турой
ной компрессора
pi i V ' f I
4ПГ ]&¥{*''
K^5ir>
>"
*j >m1i«
I
^u
L_
V
максимально допустимые
обороты номинального
г режима
максимально if опусти-
ского режиме
\ 1 Г
Условные обозначения
К\^ч! -Область взлетного
режима
VS/y - Область тминаль-
и^я наго режима
1 1 1 1 1 1 1 1 1 1 1
-60 SO -40 -30 -20 -10 0 1Q 20 30 40 SO tH"C
Рис. 2. График зависимости числа оборотов турбокомпрессора от
температуры воздуха на входе в двигатель (//=0, V=0)
30. Минимально допустимое время между
повторными выходами на взлетный или номинальный режим
(после непрерывно отработанного максимально
допустимого времени) — 5 мин.
31. Максимально допустимая температура газов
перед турбиной компрессора при запуске составляет:
— при пт.к < 40% —500° С;
— при пт.к>40%— 600°С.
32. Допустимые значения эксплуагаиконныг
параметров работы главного редуктор^.
Ь

а) давление масла:
— на режиме малого газа — не менее 0,5 кГ/см2;
— при полетах со скольжением кратковременно —
не менее 2,5 кГ/см2,
— на остальных режимах — 3,5+0,5 кГ/см2;
б) температура масла на входе в редуктор на всех
режимах:
— максимальная — не более 90° С;
— рекомендуемая — 50—80° С;
— минимальная, допускающая выход с малого газа
на режимную работу — минус 15° С;
— минимально допустимая при длительной
работе—плюс 30° С;
— минимальная, при которой разрешается запуск
двигателей без подогрева главного редуктора,—минус
40° С.
33. Максимальная температура масла в хвостовом
и промежуточном редукторах допускается не более
110° С.
и
I
1 Г л а в а I
, ДЕЙСТВИЯ КОМАНДИРА ЭКИПАЖА
I ПРИ ПОДГОТОВКЕ К ПОЛЕТУ
ПРЕДПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР ВЕРТОЛЕТА
1. Предполетный осмотр вертолета производится в
целях определения готовности его к вылету.
Перед осмотром командир экипажа обязан принять
доклад от бортового техника о готовности вертолета
к полету, а также получить от него сведения о
количестве заправленного топлива, о соответствии загрузки
и центровки вертолета предстоящему летному заданию,
об устранении недостатков по работе агрегатов и систем
вертолета, выявленных в предыдущий летный день и о
' работах, выполненных на вертолете после последнего
летного дня.
2. Предполетный осмотр вертолета командир
экипажа производит по маршруту, показанному на рис. 3.
Перед осмотром он должен убедиться, что вблизи
' вертолета на стоянке имеются противопожарные сред-
1 ства и нет посторонних предметов, которые могут быть
задеты лопастями винтов или попасть в двигатели (при
i запуске вне аэродрома убедиться в наличии бортовых
, переносных средств пожаротушения).
,' 3. При внешнем осмотре вертолета проверить:
I — несущий винт — состояние лопастей (нет ли на
\ них вмятин, пробоин, прогаров на обогреваемых поверх-
| ностях, вспучиваний резинового покрытия, льда или при-
' мерзшего снега), состояние пластин триммеров и стекол
контурных огней;
I JQ. — положение сигнализаторов повреждения лонжеро-
-1 "^ нов лопастей;
, До* fQT4
<?-*>.? .15
]

— фюзеляж, хвостовую и концевую балки —
состояние обшивки и остекления кабины (нет ли на них снега
и льда), состояние и крепление антенн и приемников
воздушного давления, закрыты ли лючки, капоты и
трапы двигателей и редуктора; нет ли чехлов на трубках
ПВД, датчике РИО-3 и указателе обледенения; нет ли
заглушек, снега и льда во входных устройствах
двигателей, вентилятора и выхлопных трубах двигателей;
— -маршрут осмотра командиром экипажа
— -Маршрут осмотра летчиком-штурманом
»- -Маршрут осмотра бортовым техникам
Рис. 3. Схема маршрутов предполетного осмотра вертолета
— нет ли течи топлива, масла и других жидкостей;
— снят ли предохранительный колпак с датчика
курсовых углов астрокомпаса;
— целость стекол на АНО;
— целость колпаков на датчике курсовых углов
астрокомпаса и светового маяка;
— стабилизатор — состояние обшивки (нет ли на ее
поверхности льда и снега);
— хвостовой винт — состояние лопастей (нет ли
механических повреждений лопастей, прогаров на
обогреваемых поверхностях, вспучивания резинового
покрытия, льда или примерзшего снега), нет ли течи
смазки, а также нет ли льда или снега на втулке;
— нет ли . повреждений проводов противообледени-
тельной системы;
16
— шасси — состояние амортизационных стоек (не
загрязнены ли штоки, нет ли подтекания рабочей
жидкости);
— правильность зарядки стоек; при этом выход
штоков основных стоек шасси (по зеркалу штока) при
взлетном весе вертолета 11 100 кГ должен быть в
пределах 90±20 мм, при весе 12 000 кГ — 75±20 мм,
обжатие штока передней стойки (по шкале указателя)
при различном сочетании веса и центровки вертолета не
должно превышать 150 мм;
— состояние и обжатие пневматиков колес (обжатие
пневматиков основных колес не должно превышать
50 мм, передних колес — 25 мм);
— подвесные топливные баки — нет ли течи
топлива, надежность закрытия крышек заливных горловин,
состояние крепления баков.
Для осмотра высокорасположенных агрегатов и узлов
вертолета при необходимости использовать стремянки.
4. Перед полетом с использованием системы внешней
подвески проверить узлы крепления фермы маятниковой
внешней подвески, легкость вращения замка-вертлюга,
убедиться в отсутствии контровочных штифтов
маятниковой подвески.
5. Произвести осмотр грузовой кабины и проверить:
— нет ли повреждений и деформаций пола;
— нет ли повреждений окон и обшивки кабины;
— нет ли течи топлива, масла, АМГ-10;
— надежность закрытия замков грузовых створок.
6. Получить доклад от летчика-штурмана о
результатах произведенного им осмотра, проинструктировать
личный состав, сопровождающий перевозимый груз
(о поведении во время полета, о сигналах и порядке
вынужденного покидания вертолета), проверить знание ими
основных правил пользования парашютами и
аварийным сбросом входной двери и люка и определить
старшего.
ОСМОТР И ПРЕДПОЛЕТНАЯ ПОДГОТОВКА
КАБИНЫ ЭКИПАЖА
7. При осмотре кабины проверить:
— нет ли в кабине посторонних предметов;
— надежность закрытия верхнего люка;
2 Зак. 443 17

— состояние и контровку ручек аварийного сброса
блистеров;
— целость и чистоту остекления кабины;
— положение и исправность всех органов
управления (все автоматы защиты и выключатели должны быть
в положении «Выключено», краны — в положении
«Закрыто», кнопки, имеющие предохранительные колпачки,
закрыты ими, рычаги раздельного управления
двигателями— в нейтральном положении на защелках, ручка
управления и педали — в нейтральном положении);
— исправность привязных ремней и регулировку
сидений.
8. После окончания осмотра подать команду экипажу
занять свои рабочие места, надеть парашют, сесть в
кресло и выполнить следующие операции:
— подогнать и застегнуть поясные привязные ремни;
— присоединить карабин фала гибкой шпильки
прибора ППК-У (КАП-ЗМ) к специальному узлу на сиденье
(удлинитель уложить так, чтобы исключалось его
попадание в управление);
— подогнать по росту сиденье и педали ножного
управления;
— убедиться в герметичности н работоспособности
тормозной системы (после нажатия на тормозную
гашетку и достижения в тормозах давления 28—34 кГ/см2
не должно быть шума выходящего воздуха, а после рас-
тормаживания не должно быть остаточного давления в
тормозах);
— подключить шлемофон к кабелю СПУ;
— проверить надежность открытия и закрытия
сдвижного блистера;
— проверить исправность приборов по их внешнему
виду и положению стрелок;
— установить стрелки барометрического высотомера
на 0 и проверить соответствие показания шкалы
барометрического давления фактическому давлению на
аэродроме;
— убедиться в исправности рычагов раздельного
управления двигателями и плавности их хода;
— подать команду о подсоединении источника
аэродромного питания или о включении бортового
электропитания;
— после доклада бортового техника о том, что на-
18
пряжение в сети проверено, проверить связь по СПУ со
всеми членами экипажа;
— поочередным включением проверить
работоспособность подкачивающих и перекачивающих насосов,
контролируя их работу по загоранию табло;
— убедиться в исправности обогрева ПВД (при
температуре наружного воздуха ниже +5°С);
— проверить работу стеклоочистителя (по страгива-
нию с места стеклоочистителя при кратковременном
® включении). •> 4**г /9 * с г.
9. При подготовке к полету ночью, кроме того,
необходимо выполнить следующее:
— перед осмотром кабины включить белый свет в
плафонах;
— включить аэронавигационные огни и маяк МСЛ-3;
— включить подсвет красным светом приборов,
пультов и панелей;
— проверить работоспособность фар.
ПОДГОТОВКА К ЗАПУСКУ ДВИГАТЕЛЕЙ
10. Установить связь с командным пунктом и
запросить разрешение на запуск двигателей. Получив
разрешение, приступить к подготовке и запуску.
11. В процессе подготовки к запуску выполнить
следующие операции:
— растормозить несущий винт, опустив рычаг
тормоза полностью вниз;
— убедиться, что рычаг «шаг — газ» находится на
нижнем упоре, а рукоятка коррекции повернута
полностью влево, рычаги раздельного управления
двигателями находятся в нейтральном положении на защелках,
ручка управления находится в положении, близком к
нейтральному, рычаги управления кранами останова
находятся в заднем положении (закрыты);
— подать команду бортовому технику установить
переключатель «Аэродр. пит. — Аккум.» в положение,
соответствующее роду питания, а выключатель «Сеть на
аккум.» в положение «Включено»;
— включить все АЗС и выключатели,' необходимые
для запуска и опробования двигателей, а именно: систем
запуска и зажигания, генератора переменного тока,
преобразователя 115 в, триммеров, приборов контроля и
2*
19

указателей, основной и дублирующей гидросистем,
насосов топливных баков, топливомера, усилителя
ограничителя температуры газов (УРТ-27), пожарных кранов,
противопожарной системы, АЗС «КПР-9», «Автопилот»,
«Авиагоризонт»;
— убедившись в том, что пакетный переключатель
контроля датчиков противопожарной системы стоит в
положении «О» (до упора), включить систему, тумблер
«Контр, датчиков — Огнетуш.» перевести в положение
«Огнетуш.», предварительно убедившись в том, что
желтое табло «Кран открыт» не горит;
— убедиться, что переключатели гидросистем
находятся в положении «Включено» (включены основная и
дублирующая системы);
■— убедиться, что выключатели генераторов постоян-
— цюго тока находятся в положении «Выключено»;
® i- — включить подкачивающие и перекачивающие на-
/t^ir сосы топливных баков; убедиться, что переключатель
'топливомера находится в положении «Расх.»;
— открыть пожарные краны двигателей;
— переключатель «Преобраз. — Генерат. ~115 в»
поставить в положение «Преобразов.», а переключатель
«Трансф. — ДИМ» — в положение «Основн.»;
— переключатель контроля напряжения поставить
при запуске от аэродромных источников в положение
«Розетка 2», а при запуске от бортовых источников —
в положение «Аккум. шина»;
— выключить командную радиостанцию;
— получить доклад бортового техника о готовности
к запуску.
ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ
12. Запуск и останов двигателей разрешается
производить командиру экипажа или по его команде
бортовому технику, при этом командир экипажа должен
находиться на своем рабочем месте. Прогрев и опробование
силовой установки разрешается производить только
летчику.
13. Очередность запуска двигателей определяется в
зависимости от направления ветра и равномерности
выработки ресурса двигателями. Первым запускается
двигатель с подветренной стороны.
14. Перед запуском подать команду «От винтов!» и
поставить переключатель рода работы в положение «За-
20
пуск», а тумблер «Лев. — Прав.» На запускаемый
двигатель.
15. Получив доклад «Есть от винтов!», нажать
пусковую кнопку на 2—3 сек, после чего перевести рычаг
крана останова запускаемого двигателя в положение
«Открыто». Двигатель должен выйти на обороты малого газа
за время не более 40 сек при запуске от аэродромных
источников и не более 50 сек при запуске от бортовых
аккумуляторных батарей.
В процессе выхода двигателя на малый газ и
раскрутки несущего винта при появлении стуков от ударов
центробежных ограничителей свеса лопастей по упорам
небольшими перемещениями ручки управления добиться
такого положения, чтобы стуки исчезли.
16. Запуск двигателя необходимо прекратить
нажатием на кнопку «Прекращ. запуска» и закрытием крана
останова в следующих случаях:
— температура газов перед турбиной компрессора
возрастает при оборотах турбокомпрессора 40% и менее
выше 500° С, а при оборотах турбокомпрессора более-
40% выше 600°С;
— в процессе выхода на режим малого газа
прекращается нарастание оборотов турбокомпрессора
(«Зависание») на время более 3 сек;
— отсутствует давление масла в двигателе или
главном редукторе;
— отсутствует давление в гидравлической системе и
рычаг «шаг — газ» произвольно перемещается вверх;
— не происходит воспламенение топлива;
— появляется течь топлива или масла;
— напряжение в бортсети падает в начале запуска
ниже 16 в на время более 1 се/с;
— из выхлопной трубы выбрасываются длинные
языки пламени;
— подана команда наблюдающего о прекращении
запуска.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Запускать и
останавливать двигатели можно только при скорости
ветра, не превышающей величин, указанных в табл. 3.
2. Повторный запуск разрешаетсч производить
только после полной остановки турбокомпрессора
двигателя.
3. От бортовых аккумуляторных батарей
разрешается производить подряд пять запусков (без
21

подзарядки) одного или двух двигателей с
перерывами между запусками не менее 3 мин. Если
после трех попыток запуск от аккумуляторных
батарей не произошел, следующий запуск
производить от аэродромного источника.
4. После проведения подряд пяти запусков с
перерывами в 3 мин между запусками или трех
запусков с перерывами между запусками по 1 мин
дать охладиться стартер-генератору и катушке
зажигания в течение не менее 30 мин.
5. При запуске от бортовых источников
электроэнергии при переключении источников на
последовательное питание (через 9 сек) показание
вольтметра будет равно нулю до окончания цикла
запуска.
6. Запускать двигатель с неисправными
приборами контроля его работы запрещается.
7. Повторные запуски разрешается производить
только после выявления и устранения причин
ненормального запуска, при этом перед последующим
запуском сделать холодную прокрутку двигателя
(продувку).
8. При наличии льда на воздухозаборниках
двигателей и лопастях несущего и хвостового
винтов запускать двигатели запрещается.
9. При температуре наружного воздуха +5° С
и ниже при наличии повышенной влажности
(изморось, мокрый снег) обогрев двигателей и их
воздухозаборников включать сразу после запуска
двигателей.
17. После выхода запускаемого двигателя на режим
малого газа проверить параметры его работы, которые
должны быть:
— обороты турбокомпрессора — 64+fJ£;
— температура газов перед турбиной — не
более 600° С;
— давление масла в двигателе — не менее 2 кГ/см2;
— давление масла в главном редукторе — не менее
0,5 кГ/см2;
— давление топлива—18—35 кГ/см2.
18. Установить переключатель «Лев. — Прав.» в
положение запуска второго двигателя и произвести его
запуск в аналогичном порядке.
22
После запуска двух двигателей и выхода их на
режим малого газа обороты несущего винта должны быть
50—55%.
19. Подать команду наземным членам экипажа на
отключение аэродромного источника электропитания, а
бортовому технику на переключение питания бортовой
сети от бортовых батарей.
Убедившись, что наземный источник электропитания
отключен и убран от вертолета, дать команду бортовому
технику включить генераторы постоянного тока,
проверить их напряжение (оно должно быть 27—29 в) и
выключить выключатель «Сеть на аккум.», после чего
приступить к прогреву силовой установки и опробованию
двигателей.
20. При запуске двигателя от бортовых источников
электропитания после запуска первого двигателя
включить его генератор и запуск второго двигателя
производить от бортовых батарей с помощью работающего
генератора, для чего рычагом раздельного управления
работающего двигателя увеличить его обороты до 80% (при
температуре масла на входе в редуктор не ниже —15°С).
21. В зимних условиях при температуре масла в
двигателях ниже —40° С двигатели и редуктор перед
запуском необходимо подогреть горячим воздухом с
температурой не выше +80°С. Время подогрева должно быть
равно времени, необходимому для подогрева масла в
поддоне редуктора до температуры —15° С, но не
должно составлять менее 20 мин.
22. Для обеспечения надежного запуска двигателей
в зимних условиях при температуре наружного воздуха
—5° С и ниже после продолжительной стоянки вертолета
(сутки и более) перед запуском произвести холодную
прокрутку двигателя.
ПРОГРЕВ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ. ПРОВЕРКА
РАБОТЫ ОРГАНОВ УПРАВЛЕНИЯ, АВТОПИЛОТА
И ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
23. Перед прогревом включить все пилотажно-нави-
гационные приборы, необходимые для предстоящего
полета, и убедиться в их исправности.
Прогрев силовой установки вести на режиме малого
газа: рычаг «шаг — газ» находится на нижнем упоре,
рукоятка коррекции повернута полностью влево.
23

24. Вывод двигателе» с режима малого газа на
повышенные режимы разрешается после достижения
температуры масла на выходе из двигателя плюс 30° С и в
главном редукторе — не ниже минус 15° С. Время
прогрева во всех случаях должно быть не менее 1 мин.
25. В процессе прогрева двигателей включить
командную радиостанцию и другое радиооборудование и
проверить их работу.
26. Проверить работу органов управления и
гидросистем на режиме малого газа в следующем порядке:
— поочередно отклоняя ручку управления и педали,
убедиться в плавности (без рывков и заедании)
отклонений органов управления;
— убедиться, что при движении органов управления
давление в основной гидравлической системе изменяется
в пределах 45±Зч-65+2 кГ/см2, а давления в
дублирующей системе нет (по манометру 0), горит табло
«Основная гидросистема включена»;
—■ выключить тумблер «Основная гидросистема» и
убедиться, что загорается табло «Дублирующая
гидросистема включена» и гаснет табло «Основная гидросистема
включена», быстро нарастает давление в дублирующей
системе и при движении органов управления изменяется
в пределах 45 ±3-^65+2 кГ/см2, давление в основной
системе постоянно и сохраняется в пределах 45 ±3 -4-
-*-65±1 кГ/см2;
— включить основную гидросистему и убедиться, что
загорается табло «Основная гидросистема включена»,
давление в ней сохраняется в указанных выше пределах,
табло «Дублирующая гидросистема включена» гаснет и
давление в ней падает до нуля.
27. Произвести проверку работоспособности
автопилота в такой последовательности:
— убедиться, что напряжение бортсетп находится в
пределах 27—29 в;
— включить на левом верхнем электрощитке
выключатель «Авиагоризонт», предварительно нажав кнопку
арретира левого АГБ-ЗК;
— дать команду летчику-штурману включить
выключатель «КС-ЗГ» (ГМК-IA); при включении курсовой
системы переключатель «КС-3 — Авиагориз.» должен быть
в положении «Авиагориз.» (на вертолетах с № 0158
выключатель «Коррекция» должен быть включен);
24
-— отклонением ручки управления вертолетом влево,
вправо, на себя и от себя убедиться, что шкалы «Крен»
и «Тангаж» на пульте управления автопилотом
реагируют на отклонение ручки;
— нажать кнопки-лампочки на пульте управления
автопилота по всем каналам; лампочки все должны
загореться; стрелки на индикаторе Ин-4 при нейтральном
положении органов управления вертолетом должны
находиться в среднем положении с допуском не более чем
на толщину стрелки; отклонением ручки управления
вертолетом убедиться, что стрелки «К» и «Т» на индикаторе
Ин-4 реагируют на отклонение ручки; проверить, гаснут
ли все лампочки (отключается автопилот) при нажатии
на кнопку «Выкл. АП» на ручке управления вертолетом;
— проверить включение канала высоты нажатием на
кнопку-лампочку «Вкл. высота»; при кратковременном
нажатии переключателя «Контроль» вверх стрелка «В»
индикатора должна перемещаться вверх; переместить
рычаг «шаг — газ» с нижнего упора на 1° вверх и
кратковременно нажать переключатель «Контроль» вниз,
стрелка «В» при этом должна перемещаться вниз;
проверить отключение канала высоты при нажатии на
кнопку «Фрикцион» на рычаге «шаг — газ»;
— дать команду летчику-штурману проверить
аналогично изложенному выше отключение каналов
автопилота от кнопок, установленных на органах управления
летчика-штурмана;
— проверить канал направления автопилота; при
нейтральном положении педалей и снятых ногах с педалей
при нажатии кнопки-лампочки «Вкл. направление» она
должна загореться, при этом стрелка «Н» на индикаторе
должна быть в среднем положении; при повороте шкалы
«Направление» не более чем на 1,5 оборота педаль
должна перемещаться; при постановке педалей нейтрально
стрелка «Н» на индикаторе и шкала «Направление» на
пульте должны возвратиться в исходное положение;
— нажать на пульте управления кнопку «Откл.
направление», при этом лампочка «Вкл. направление»
должна погаснуть.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: Во избежание страги-
вания или разворота вертолета на земле,
необходимо:
1. Не допускать отклонения педалей более чем
на ±50 мм от нейтрального положения.

2. Отклонение ручки управления должно быть
плавным и не превышать ±50 мм от нейтрального
положения.
28. Если в предстоящем полете возможно
обледенение, дать команду бортовому технику проверить работу
противообледенительной системы.
ОПРОБОВАНИЕ ДВИГАТЕЛЕЙ
29. Убедившись в том, что двигатели и редуктор
прогреты, а все агрегаты работают нормально, проверить
плавность хода рычага «шаг — газ» и приступить к
опробованию двигателей. При опробовании двигателей все
члены экипажа должны иметь связь по СПУ.
Опробование двигателей производить поочередно
рычагами раздельного управления.
30. В процессе опробования на крейсерском и
номинальном режимах произвести проверку соответствия
параметров работы силовой установки параметрам,
установленным инструкцией по эксплуатации.
Опробование двигателей на взлетном режиме
производить после замены агрегатов силовой установки,
несущего или хвостового винта, их регулировки, а также
перед полетом, в котором предполагается использование
взлетной мощности двигателей, но не. реже чем через
25 ч налета, при этом вертолет должен быть загружен
до веса не менее 11 100 кГ.
Примечание. Параметры работы двигателей и редукторов
по режимам, установленным инструкцией по эксплуатации, а также
эксплуатационные ограничения по силовой установке приведены в
пп. 26—33 Эксплуатационных ограничений.
31. Поочередное опробование двигателей рычагами
раздельного управления производить в такой
последовательности:
— рукоятку коррекции повернуть в крайнее правое
положение;
— рычаг раздельного управления неопробуемого
двигателя перевести вниз до упора, поддерживая работу
двигателя на режиме малого газа;
— рычаг раздельного управления опробуемого
двигателя перевести вверх до упора;
— перемещением рычага «шаг — газ» вверх вывести
опробуемый двигатель на заданный режим и проверить
26
соответствие параметров работы силовой установки
соответствующим параметрам по инструкции (получение
взлетного режима работы двигателя определяется
достижением оборотов турбокомпрессора, соответствующих
взлетному режиму при оборотах несущего винта
93-1%);
— перевести опробованный двигатель на режим
малого газа и произвести опробование второго двигателя.
После опробования двигателей установить рычаги
раздельного управления на среднюю защелку и
убедиться, что они надежно зафиксированы. Установить рычаг
«шаг — газ» в нижнее положение, повернуть рукоятку
коррекции полностью влево и убедиться, что у обоих
двигателей установился режим малого газа.
fij 32. Прц,опробовании двигателей особое внимание об-
s ращать на поведение вертолета и отклонением органов
""^управления удерживать его на месте. уг
-<*>./i. В отдельных случаях при необходимости опробование
двигателей можно производить на штвязи.
ПРЕДУПРЕЖДТШИЕ^Три опробовании
двигателя ТВ2-117 на земл>^в условиях обледенения
после прогрева до д^стижцшия температуры масла
на выходе из ши*гателей ^s30°C и температуры
масла на входов редуктор —1&ЧСдальнейший
прогрев производить на оборотах тур&жомпрессора не
ниже 80у%ТНа двигатели ТВ2-117А у^^занное
ограничение по работе на земле в условиях обледенения
нр-фаспространяется.
33. Если в предыдущих полетах не было замечаний
по работе силовой установки, не производилась замена
агрегатов или их регулировка, а также не
предполагается в предстоящем полете использовать взлетный режим,
то перед полетом можно ограничиться проверкой
силовой установки на режиме, при котором вертолет
зависает на высоте 3—5 м. Для этой цели рукоятку
коррекции повернуть полностью вправо и переводом рычага
«шаг — газ» вверх установить необходимый режим
работы двигателей. При этом обороты несущего винта
должны поддерживаться постоянными в пределах 95±2%
системой автоматического поддержания оборотов
несущего винта.
В этом случае при опробовании необходимо
проверить:
27

— устойчивость сохранения оборотов
турбокомпрессора на установленном режиме;
— синхронность работы турбокомпрессоров обоих
двигателей; на всех установившихся рабочих режимах от
крейсерского и выше разница в оборотах
турбокомпрессоров левого и правого двигателей не должна превышать
2% (на неустановившихся режимах, а также на
установившихся режимах ниже крейсерского разница в
оборотах турбокомпрессоров двигателей не регламентируется);
— плавность хода рычаг.а «шаг — газ» и рукоятки
коррекции газа.
При необходимости дать команду борттехнику
произвести проверку работы противообледенительной системы.
34. Перед остановом двигатель охладить на режиме
малого газа в течение 1—2 мин летом и 2—3 мин зимой.
Останов двигателя произвести переводом рычага
останова в положение «Останов».
35. Аварийный останов двигателей при их
опробовании производить в следующих случаях:
— при резком падении (ниже минимальных
значений) давления масла в двигателях и главном редукторе;
— при резком повышении температуры газов перед
турбиной компрессора выше допустимой;
— при появлении течи топлива или масла;
— при появлении значительной тряски двигателей
или посторонних шумов;
— при резком падении или увеличении оборотов ро-
* "«"-^fffi команде связного. ^*^у—чГ«« />?--/»«.
Аварийный останов двигателей производится путем
перевода рычагов управления кранами останова в
положение «Останов» с любого режима работы двигателей.
Если опробование производилось на висении, то
двигатели выключать после приземления вертолета. При
отказе в работе крана останова останов двигателя
производить закрытием пожарного крана.
Глава II
ДЕЙСТВИЯ КОМАНДИРА ЭКИПАЖА
ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПОЛЕТА
ПОДГОТОВКА К РУЛЕНИЮ И РУЛЕНИЕ
36. Руление на вертолете разрешается выполнять по
твердой и ровной поверхности грунта, не допуская
взвешенного состояния вертолета. В тех случаях, когда по
состоянию грунта невозможно выполнять руление,
необходимо производить подлеты на малой высоте.
37. Получив доклад от членов экипажа о готовности
к выруливанию, командир экипажа должен убедиться,
что показания всех приборов нормальные и на пути
руления нет препятствий, после чего:
-— коррекцией газа установить обороты несущего
винта в пределах 80—85 7о по указателю;
— связаться по радио с командным пунктом и
получить разрешение на выруливание;
— растормозить основные колеса.
Плавным отклонением ручки управления от себя
перевести вертолет на поступательное движение.
38. Скорость руления не должна превышать 15—
20 км/ч. В зависимости от окружающей обстановки и
состояния грунта скорость руления регулировать
соответствующими отклонениями органов управления гзртоле-
том и тормозами колес, имея в виду большую
эффективность тормозов.
Развороты на рулении выполнять плавным
отклонением педалей, не допуская при этом полной разгрузки
амортизационной стойки носового колеса.
39. Руление выполнять при скорости ветра не более
15 м/сек. При рулении с боковым ветром вертолет имеет
29

тенденцию к развороту против ветра. Разворот
парировать соответствующим отклонением педалей, а крене-
ние — отклонением ручки управления.
Примечание. При необходимости взлета при скорости
ветра более 15 м/сек (но не более 20 м/сек) вертолет буксируется
наземными средствами к месту взлета и устанавливается против
ветра.
40. При отсутствии видимости впереди вертолета
из-за сильной пыли или снежного вихря, поднимаемого
несущим винтом, необходимо остановить вертолет.
Для остановки вертолета на рулении установить
ручку управления в положение, близкое к нейтральному,
убрать коррекцию и при необходимости использовать
тормоза. Убедившись, что впереди нет препятствий,
можно продолжать руление.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. При появлении на
рулении нарастающих колебаний вертолета
немедленно уменьшить общий шаг несущего винта до
минимального и убрать коррекцию. Если колебания
вертолета не прекращаются или усиливаются,
немедленно выключить двигатели и остановить
вертолет.
2. Запрещается торможение несущим винтом
(взятием ручки управления резко на себя).
ВИСЕНИЕ
41. Висение у земли выполнять в следующих
случаях:
— перед каждым полетом с новым вариантом
загрузки;
— при необходимости в опробовании систем
вертолета;
— при проверке работы силовой установки и
управления вертолетом.
42. Для выполнения висения необходимо:
— установить вертолет против ветра;
— убедиться, что показания приборов нормальные;
— установить коррекцию газа в крайнее правое
положение, при этом обороты несущего винта должны
установиться в пределах 95±2%;
— дать команду бортовому технику включить
генератор переменного тока;
30
— ВкЛЮчить автопилот нажатием на
лампочки-кнопки «Крен — Тангаж» и «Направление», при этом должны
загореться зеленые лампочки «Вкл. крен — Тангаж»,
«Вкл. направление»;
-^ запросить по радио разрешение на выполнение
висения;
— плавным движением рычага «шаг — газ» вверх
отделить вертолет от земли и набрать заданную высоту
висения.
Увеличение общего шага несущего винта при
отделении вертолета от земли должно быть плавным;
установление номинальной мощности двигателям при
нормальном взлетном весе вертолета должно производиться не
менее чем за 10 сек, а при максимальном взлетном весе
не менее чем за 15 сек, что обеспечивает сохранение
оборотов несущего винта в пределах 92—97%.
43. Получение взлетной мощности двигателей летчик
определяет по уменьшению оборотов несущего винта
(при взятии рычага «шаг — газ» вверх) с 95% ±2% до
92—93% и по оборотам турбокомпрессоров двигателей,
соответствующим взлетному режиму при данной
температуре наружного воздуха.
Увеличение общего шага с темпом менее 10 сек или
дальнейшее его увеличение после получения взлетного-
режима может привести к перетяжелению несущего
винта, потере его оборотов ниже 89% и просадке вертолета
вплоть до опускания на землю.
44. При отрыве от земли вертолет имеет стремление
к смещению вперед и влево, что необходимо парировать
соответствующими отклонениями органов управления, а
возникающие при этом небольшие усилия на органах
управления снять путем частых коротких нажатий на
кнопку снятия усилий ЭМТ-2.
45. Примерное отклонение ручки управления от
нейтрального положения на висении составляет:
— на себя — lU полного хода ручки при предельно
задней и нормальной центровках и на У2 полного хода
ручки при предельно передней центровке;
— вправо — на У4 полного хода ручки независимо от
центровки.
46. Развороты на висении разрешается выполнять
с угловой скоростью не более 12 градIсек.
При изменении направления вращения не допускать
полной перекладки педалей менее чем за 3 сек.
31

47. Развороты на 360° на висении у земли
разрешается выполнять при скорости ветра до 5 м/сек. При
скорости ветра от 5 до 10 м/сек развороты выполнять не
более чем на 90° относительно направления ветра. При
скорости Еетра более 10 м/сек впсенпе выполнять только
против ветра.
48. Висение на вертолете с максимальным полетным
весом разрешается только у земли на высоте не
более 10 м.
Висение в диапазоне высот 10—200 м без особой не-
обходимости не выполнять.
ПЕРЕМЕЩЕНИЯ И ПОДЛЕТЫ НА МАЛОЙ ВЫСОТЕ
49. Перемещения и подлеты на малой высоте
разрешается выполнять в целях обучения, при производстве
специальных работ, а также в тех случаях, когда
состояние грунта не позволяет выполнять руление.
50. Перемещения в стороны и назад разрешается
выполнять со скоростью не более 5—10 км/ч, ориентируясь
при этом по земле, предварительно убедившись в
отсутствии препятствий в направлении перемещения.
51. Подлеты на высотах до 10 м производить со
скоростью не более 20 км/ч, ориентируясь по земле, а также
используя для контроля прибор ДИВ-1, при этом
необходимо учитывать скорость и направление ветра у
земли. При скорости ветра до 10 м/сек подлеты необходимо
производить против ветра и под 90° к направлению
ветра, а при скорости более 10 м/сек только против ветра.
Следует учитывать, что при пользовании
радиовысотомером РВ-3 возможно кратковременное (1—2 сек)
мигание табло «РВ не работает» при исправном РВ-3. При
продолжительном горении табло (более 2 сек)
пользоваться показаниями РВ-3 запрещается.
52. Полеты на малой высоте над сильно
пересеченной местностью (овраги, балки, обрывы) производить на
высотах не менее 20 м над рельефом местности и на
скоростях по прибору не менее 60 км/ч.
ВЗЛЕТ
53. Взлет вертолета разрешается при следующих
скоростях ветра:
— встречного — до 20 м/сек;
32
— бокового — до 10 м/сек;
— попутного — до 5 м/сек.
54. Взлет производится одним из следующих
способов:
— по-вертолетному с разгоном в зоне влияния
воздушной подушки;
— по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния
воздушной подушки;
— по-самолетному (с разбегом до скорости,
необходимой для отрыва от земли).
Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне влияния
воздушной подушки
55. Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне
влияния воздушной подушки разрешается производить в том
случае, когда вертолет может висеть на высоте не
менее 3 м над землей на взлетном режиме работы
двигателей.
56. Для взлета установить вертолет по возможности
против ветра, отделить его от земли и выполнить
контрольное висение. Убедившись, что показания приборов
нормальные, а высота висения достаточная для взлета
по-вертолетному, снизиться до высоты 0,5—1,0 м и
плавным отклонением ручки управления от себя перевести
вертолет в разгон с одновременным увеличением
мощности двигателей вплоть до взлетной, не допуская
уменьшения оборотов несущего винта ниже 92—93%. Разгон
выполнять в зоне воздушной подушки с постепенным
набором высоты с таким расчетом, чтобы на высоте
20—30 м скорость была 60—70 км/ч по прибору.
Изменения в поперечной и путевой балансировках, а
также стремление вертолета к потере высоты в
начальный момент разгона необходимо парировать
отклонениями органов управления. После разгона до скорости по
прибору 60—70 км/ч перевести вертолет в режим набора
высоты с одновременным увеличением скорости до
120 км/ч.
57. При взлете с боковым ветром необходимо
парировать тенденцию сноса отклонением ручки управления
против ветра. Взлет с боковым ветром справа более
сложен, чем с боковым ветром слева, и требует
повышенного внимания.
3 Зак. 443
33

Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния
воздушной подушки
58. Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны
влияния воздушной подушки производится в том случае,
когда площадка имеет ограниченные размеры и
окружена препятствиями, а взлетный вес вертолета
обеспечивает висение вне зоны влияния воздушной подушки.
Предельный полетный вес для взлета » разгона вне
зоны влияния воздушной подушки определяется по
номограмме, как указано в разделе «Полеты в горах».
59. Для взлета установить вертолет по возможности
против ветра, отделить его от земли и строго
вертикально набрать высоту, обеспечивающую безопасный проход
над препятствиями с превышением 5—10 м. В процессе
увеличения общего шага следить за величиной оборотов
несущего винта, не допуская уменьшения их ниже
92—93%.
Плавным отклонением ручки управления от себя
перевести вертолет в разгон до скорости 30—40 км/ч, после
чего перейти в набор высоты с одновременным
увеличением скорости до 120 км/ч.
Взлет по-самолетному
60. Если контрольное висение показало, что
вертолет на взлетном режиме работы двигателей не может
висеть на высоте трех метров над землей, необходимо
приземлить вертолет и взлет производить
по-самолетному. При выполнении взлета по-самолетному должны
быть включены только каналы крена и тангажа
автопилота.
61. Убедившись, что показания приборов нормальные
и коррекция введена полностью вправо, отклонением
ручки управления от себя и плавным увеличением
общего шага перевести вертолет в режим разбега до
скорости 30—40 км/ч. Дальнейшим увеличением общего
шага несущего винта (при необходимости до взлетного
режима) отделить вертолет от земли.
При разбеге вертолет имеет тенденцию к отрыву
сначала с основных колес, затем с носового колеса. Эту
тенденцию нужно парировать в момент отрыва
соответствующим движением ручки управления на себя.
62. После отрыва вертолета с плавным уходом от
земли довести скорость до 120 км/ч и перевести вертолет
34
в набор высоты. Взлетная дистанция при этом
составляет 250—300 м.
63. При взлете с площадок ограниченных размеров,
окруженных препятствиями, для уменьшения взлетной
дистанции высоту следует набирать на скорости 50—
60 км/ч.
НАБОР ВЫСОТЫ
64. Наивыгоднейшая скорость набора высоты на
высотах от земли до практического потолка 120 км/ч по
прибору. Набор высоты, как правило, производится на
номинальном режиме работы двигателей. При
необходимости набор высоты можно производить на взлетном
режиме (не более 6 мин), а также на режиме ниже
номинального.
65. Взлетный режим работы двигателей достигается
при оборотах несущего винта 92—93% (при полностью
введенной правой коррекции), при этом обороты
турбокомпрессоров в зависимости от температуры наружного
воздуха у земли должны иметь значения, указанные на
графике (рис. 2).
С подъемом на высоту (при наборе на взлетном
режиме) обороты турбокомпрессоров могут расти до 101%,
в дальнейшем ограничиваются регулятором
максимальных оборотов. Если обороты турбокомпрессоров будут
возрастать более 101%, то рычагом «шаг — газ»
уменьшить мощность двигателей.
66. Номинальный режим работы двигателей
устанавливается летчиком по оборотам турбокомпрессоров.
Обороты турбокомпрессоров определяются по
графику на рис. 2 в зависимости от температуры наружного
воздуха перед вылетом и при наборе высоты должны
поддерживаться летчиком постоянными. При этом
обороты несущего винта поддерживаются автоматически в
Ф щределах 95±2%.
' ' Примечание. В полете на всех режимах рукоятка коррек-
'/'*гцнн газа должна находиться в крайнем правом положении; в этом
случае работает система автоматического поддержания оборотов
несущего винта постоянными.
67. При наборе высоты в зависимости от
атмосферных условий может произойти снижение оборотов
турбокомпрессоров двигателей и даже появление «вилки» в
показаниях оборотов турбокомпрессоров двигателей.
3*
35

В случае синхронного снижения оборотов двух
двигателей ниже значения, определяющего номинальный
режим при фактических атмосферных условиях в точке
взлета, необходимо перемещением рычага «шаг — газ»
установить обороты несущего винта не менее 93%. Если
в результате несинхронного снижения оборотов
турбокомпрессоров двух двигателей возникшая «вилка» будет
более допустимой (2%), небольшим перемещением
рычага «шаг — газ» вниз уменьшить режим работы
двигателей до значения, при котором «вилка» будет
находиться в пределах допуска (не более 2%).
В процессе установившегося набора высоты
систематически проверять показания приборов контроля
работы силовой установки, трансмиссии и других систем
и агрегатов вертолета.
68. Набрав заданную высоту полета, перевести
вертолет в горизонтальный полет, для чего ручкой
управления установить заданную скорость, а затем рычагом
«шаг—газ» плавно установить режим работы
двигателям, соответствующий заданной скорости полета.
Обороты несущего винта при этом автоматически
поддерживаются в пределах 95±2%.
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
69. Горизонтальный полет в зависимости от его
высоты разрешается производить в диапазоне скоростей
по прибору, указанных в табл. 8 для нормального
взлетного веса и в табл. 9 для максимального взлетного веса.
Таблица 8
Высота, м
У земли
500
1000
2000
3000
4000
4500 (практический
потолок)
VMaKc. км/ч
250
250
250
210
175
150
130
VMHH. км/ч
0
60
60
60
60
75
100
36
Таблица 9
Высота, м
У земли
500
1000
2000
3000
4000 (практический
потолок)
''макс • км/ч
230
230
230
180
155
120
VKKa. км/ч
0
60
60
60
60
90
70. Длительные полеты по маршруту выполнять на
скоростях:
а) с нормальным взлетным весом (11 100 кГ):
— на высотах до 1000 м — 220 км/ч;
— на высотах свыше 1000 м до 2000 м— 195 км/ч;
б) с максимальным взлетным весом (12 000 кГ):
— на высотах до 1000 м — 200 км/ч;
— на высотах свыше 1000 м до 2000 м— 180 км/ч.
71. Рекомендуемая скорость горизонтального полета
при выполнении полетов по кругу 160 км/ч.
72. Полеты в неспокойной атмосфере (при наличии
значительной болтанки) выполнять на скоростях по
прибору 160—185 км/ч.
73. Развороты и виражи разрешается выполнять с
креном до 30° с нормальным взлетным весом и с креном
до 20° с максимальным взлетным весом.
74. Продолжительные полеты на скоростях от 20 до
50 км/ч, сопровождающиеся повышенной вибрацией
конструкции вертолета, не производить.
ПЕРЕХОДНЫЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА
75. Для перехода с режима вертикального набора
высоты на режим висения по достижении заданной
высоты остановить вертолет плавным уменьшением общего
шага несущего винта и плавными движениями рычага
«шаг — газ» сохранять заданную высоту висения.
76. Для перехода с режима висения на режим
вертикального снижения рычагом «шаг — газ» уменьшить
общий шаг несущего винта с таким расчетом, чтобы
вертикальная скорость снижения вертолета у земли была не
более 0,2 м/сек.
37

77. Для перехода с режима висения на режим
горизонтального полета ручку управления отклонить вперед
для перевода вертолета на разгон.
Одновременно рычагом «шаг — газ» удерживать
вертолет на постоянной высоте, тенденцию к разворотам и
сносу устранять соответствующими отклонениями ручки
управления и педалей. После достижения заданной
скорости полета взятием ручки управления на себя
прекратить разгон.
78. Для перехода с режима горизонтального полета
на режим висения на той же высоте плавным движением
рычага «шаг — газ» уменьшить общий шаг несущего
винта, а ручкой управления погасить поступательную
скорость.
При достижении скорости полета 50—60 км/ч у
вертолета появляется тенденция к снижению. Для
парирования снижения необходимо увеличить общий шаг
несущего винта.
При уменьшении скорости полета менее 50 км/ч у
вертолета появляется тряска, проходящая при
дальнейшем уменьшении скорости. При уменьшении скорости
полета менее 40—20 км/ч у вертолета появляется
тенденция поднимать нос с разворотом влево.
Ручкой управления необходимо своевременно
удерживать вертолет от кренов и заваливаний на хвост,
одновременно соответствующим отклонением правой
педали удерживать вертолет от разворота.
79. Для перехода с режима горизонтального полета
на режим планирования с работающими двигателями
уменьшить общий шаг несущего винта и ручкой
управления установить нужную скорость планирования.
80. Для перехода с режима планирования при
работающих двигателях на режим горизонтального полета
рычагом «шаг — газ» установить режим работы
двигателей, соответствующий режиму горизонтального
полета, а ручкой управления установить заданную скорость.
Q&) 81. Обороты несущего винта в процессе переходных
»п it режимов при работе рычагом «шаг — газ» с темпом взя-
jil тия не быстрее 10 сек (с режима моторного
планирования до в'злетного) автоматически поддерживаются
постоянными (95±2%).
При более быстром перемещении рычага «шаг —
газ» возможны кратковременные забросы или снижения
38
оборотов несущего винта (минимально допустимые 89%,
максимально допустимые 103%)-
82. Снимать возникающие на переходных режимах
усилия с органов управления следует короткими и
частыми нажатиями на кнопку снятия усилий (ЭМТ-2)
после небольших отклонений органов управления.
Примечания: 1. Перед нажатием на кнопку не следует
прикладывать больших усилий на ручку управления или педаль, так
как при нажатии на кнопку практически мгновенно
растормаживается ЭМТ-2 и под действием усилий руки или ноги возникает
излишнее отклонение органов управления, что может привести к
раскачке вертолета.
2. Выполнять переходные режимы с нажатой кнопкой снятия
усилий не рекомендуется, так как возможна чрезмерная раскачка
вертолета.
СНИЖЕНИЕ
83. Снижение с работающими двигателями в
зависимости от высоты полета может быть осуществлено под
различными углами к горизонту.
Вертикальное снижение с работающими двигателями
84. Вертикальное снижение разрешается выполнять
с высоты 10 м до земли во всех случаях, а с высоты
200 м до высоты 10 м только в случае невозможности
планирования из-за препятствий или по тактическим
соображениям. С динамического потолка до высоты
200 м снижение выполнять на режиме планирования с
поступательной скоростью не менее 60 км1ч.
85. При вертикальном снижении с высоты 200 м до
высоты 10 м скорость снижения не допускать более
3 м/сек. В случае самопроизвольного увеличения
скорости снижения необходимо уменьшить ее плавным
увеличением общего шага, не допуская перетяжеления
несущего винта. Если при этом запас мощности окажется
недостаточным, перейти на полет с поступательной
скоростью.
Вертикальное снижение с высоты 10 ж до земли
выполнять с постепенным уменьшением вертикальной
скорости снижения с таким расчетом, чтобы к моменту
приземления она была не более 0,2 м/сек.
Вертикальное снижение в непосредственной близости
земли выполнять против ветра, контролируя
вертикальность спуска по земным ориентирам.
39

■/®
Планирование с работающими двигателями
— 86. Планирование с работающими двигателями яв-
^*j ляется основным режимом снижения вертолета.
Для выполнения планирования с работающими
двигателями необходимо установить заданную скорость
планирования и общий шаг несущего винта соответственно
(Заданной вертикальной скорости снижения.
t— В зависимости от высоты полета на планировании для
нормального и максимального взлетных весов
разрешается допускать следующие скорости полета по
прибору: f /**•*> „ ure, >-4 °
— на высоте более 3000 м— 100—120 км/ч;
— на высоте от 3000 м до 2000 м — 60—150 км/ч;
— на высоте 2000 м и ниже — 60—200 км/ч.
Рекомендуемая скорость планирования (на высотах
менее 2000 м) — 120—180 км/ч, вертикальная скорость
планирования при этом будет 3—5 м/сек.
ffl Снижение на режиме самовращения несущего винта
/'••,, 87. Снижение на режиме самовращения несущего
d £. винта выполнять с полностью убранной влево
коррекцией газа двигателей.
Для перехода на режим самовращения несущего
винта с учебной целью необходимо: #
— в горизонтальном полете установить
рекомендуемую скорость для планирования;
— уменьшить общий шаг несущего винта до
минимального значения;
— убрать коррекцию газа двигателей полностью
влево;
— после перехода на режим самовращения
изменением положения рычага «шаг — газ» сохранять обороты
несущего винта в заданных пределах, не допуская их
падения ниже 89% (рекомендуемые обороты несущего
винта 92—96%); f v4**u*t***~r <t* u±* ff'/o
— стремление вертолета развернуться вправо и
опустить нос парировать соответствующими отклонениями
органов управления.
88. На режиме самовращения несущего винта
разрешается допускать следующие скорости полета по
прибору:
— на высоте более 2000 ж—100—120 км/ч;
— на высоте 2000 м и ниже —90—200 км/ч.
40
Наивыгоднейшая скорость планирования,
соответствующая максимальной дальности планирования на
высотах менее 2000 м,— 180 км/ч.
89. Вертикальная скорость снижения зависит от
выбранной скорости планирования и равна 10—12 м/сек.
Наименьшая вертикальная скорость соответствует
скорости планирования ПО—120 км/ч и равна 10 м/сек.
90. Развороты на снижении на режиме
самовращения несущего винта выполнять с креном не более 20°.
91. Перед выводом из снижения ввести коррекцию
газа двигателей полностью вправо, а затем начинать
увеличивать общий шаг. Во избежание падения оборотов
несущего винта ниже минимально допустимых (89%)
вывод из режима самовращения необходимо
производить плавным взятием рычага «шаг — газ» с темпом не
менее 10 сек.
ПОСАДКА
92. На вертолете возможны следующие виды посадок:
— вертикальная посадка с работающими
двигателями;
— посадка с работающими двигателями с
поступательной скоростью;
— посадка с одним работающим двигателем;
— посадка с выключенными двигателями на режиме
самовращения несущего винта.
93. Все посадки по возможности выполнять против
ветра. Перед выполнением посадок с поступательной
скоростью, в том числе и на режиме самовращения
несущего винта, каналы направления и высоты автопилота
необходимо выключить.
Вертикальная посадка с работающими двигателями
94. Вертикальная посадка с работающими
двигателями является основным видом посадки вертолета.
Выполнять ее необходимо против ветра, но в случае
крайней необходимости разрешается выполнять с боковым
ветром при скорости его до 10 м/сек и с попутным при
скорости до 5 м/сек.
95. Планирование перед посадкой производить на
скорости по прибору 120 км/ч. С высоты 100 м плавным
41 '

отклонением ручки управления на себя начать
уменьшение поступательной скорости с таким расчетом, чтобы
на высоте 50—60 м скорость составляла 50—60 км/ч.
С высоты 8—5 м плавным движением ручки
управления на себя и увеличением общего шага до
необходимой величины выполнить зависание вертолета на
высоте 2—3 м.
В процессе торможения и выполнения зависания
нагрузки с органов управления необходимо снимать
короткими и частыми нажатиями на кнопку снятия усилий.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В связи с повышенным
временем приемистости турбовинтовых двигателей
увеличение мощности двигателей для торможения
вертолета начинать заблаговременно, режим работы
двигателей рычагом «шаг — газ» увеличивать
плавно, сохраняя обороты несущего винта в
допустимых пределах. Запаздывание в увеличении
мощности двигателей и резкое увеличение режима их
работы непосредственно перед зависанием могут
привести к перетяжелению несущего винта и
грубой посадке.
96. После зависания вертолета плавным
уменьшением общего шага выполнить вертикальное снижение
с постепенным уменьшением вертикальной скорости с
таким расчетом, чтобы к моменту приземления она была
не более 0,2 м/сек.
Перед приземлением не допускать боковых
перемещений вертолета. Уменьшить общий шаг несущего
винта до минимального можно лишь при полной
уверенности, что вертолет устойчиво стоит колесами на твердом
грунте. После приземления выключить генератор
переменного тока и включить преобразователь ПО-750.
97. При посадке с боковым ветром удерживать
вертолет отклонением ручки управления в сторону против
ветра до полного приземления и устойчивой стоянки
вертолета на грунте.
98. Для ухода на второй круг (при невозможности
выполнить посадку на выбранную площадку)
необходимо рычагом «шаг — газ» увеличить общий шаг несущего
винта, отклонением ручки управления перевести вертолет
на разгон. При достижении скорости 120 км/ч перейти
в набор высоты на номинальном (или взлетном) режиме
работы двигателей.
42
Посадка с работающими двигателями
с поступательной скоростью (по-самолетному)
99. Посадка с работающими двигателями с
поступательной скоростью производится в случаях
невозможности выполнить зависание из-за недостатка
располагаемой мощности двигателей (высокогорные аэродромы,
высокие температуры наружного воздуха) и с учебными
целями.
Посадка может производиться на аэродром или
ровную проверенную площадку при наличии безопгсного
подхода.
100. Планирование после четвертого разворота
производить со скоростью 120 км/ч. С высоты 60—50 м
начать уменьшать скорость с таким расчетом, чтобы на
высоте 30—20 м приборная скорость была 60—70 км/ч.
Дальнейшее снижение следует осуществлять с
постепенным уменьшением скорости полета и вертикальной
скорости снижения с таким расчетом, чтобы на высоте
1—0,5 м скорость полета была 40—50 км/ч, а
вертикальная скорость снижения 0,1—0,2 м/сек.
101. Плавно приземлить вертолет на основные
колеса и уменьшить общий шаг несущего винта до
минимального значения, после чего опустить вертолет на
носовое колесо, полностью убрать коррекцию; для
уменьшения пробега использовать тормоза колес.
Пробег вертолета составляет при этом 20—30 м. Общая
длина площадки с подходами должна быть не
менее 100 м.
Окончание полета
102. После заруливания на стоянку поставить
вертолет на стояночный тормоз и выключить все потребители
электроэнергии, кроме приборов, контролирующих
работу силовой установки; убрать коррекцию полностью
влево, охладить двигатели на режиме малого газа в течение
1—2 мин летом и 2—3 мин зимой.
103. После охлаждения дать команду бортовому
технику выключить двигатели.
Перед выключением двигателей ручку управления
вертолетом установить примерно на 7з хода на себя.
После остановки турбин выключить все оставшиеся
включенными потребители электроэнергии и
аккумуляторы.
43

ПОЛЕТ И ПОСАДКА С ОДНИМ РАБОТАЮЩИМ
ДВИГАТЕЛЕМ В УЧЕБНЫХ ЦЕЛЯХ
104. Учебные и тренировочные полеты с одним
работающим двигателем разрешается выполнять с полетным
весом не более 9000 кГ.
105. Заход на посадку с одним работающим
двигателем в учебных целях выполнять против ветра или с
небольшим боковым ветром не более 4—6 м/сек.
106. Выключение одного двигателя в учебных целях
на большой скорости полета производить в такой
последовательности:
— командиру экипажа на высоте 200 м над
аэродромом установить скорость горизонтального полета 180—
200 км/ч и дать команду «Приготовиться к выключению
левого (правого) двигателя»; по этой команде
бортовому технику приподняться с рабочего места и
приготовиться к выключению указанного двигателя краном
останова, летчику-штурману сосредоточить свое
внимание на приборах, определяющих режим работы
двигателей и несущего винта;
— перевести рычаг раздельного управления
выключаемого двигателя вниз до упора, при этом второй
двигатель должен автоматически выйти на более высокий
режим (при положении рычага раздельного управления
этим двигателем в среднем положении на защелке);
— через 1 мин дать команду бортовому технику
выключить краном останова двигатель, переведенный на
режим малого газа;
— плавным торможением установить скорость
полета 120—130 км/ч, рычагом «шаг — газ» установить
режим работающему двигателю, при котором вертолет
летит без снижения;
— на этой скорости продолжить полет в течение
2—3 мин, после чего запустить остановленный двигатель.
Разбалансировка при выключении одного двигателя
невелика и легко парируется органами управления.
107. Выключение двигателя с учебной целью на
малой скорости полета производить в такой
последовательности:
— на высоте 300 м над аэродромом установить
скорость 50—60 км/ч;
— перевести рычаг раздельного управления
выключаемого двигателя вниз до упора и через 1 мин дать
44
команду бортовому технику выключить краном останова
двигатель, переведенный на режим малого газа;
— произвести разгон вертолета путем плавной
отдачи ручки управления от себя до скорости 120—130 км/ч,
рычагом «шаг — газ» установить двигателю мощность,
при которой вертолет летит без снижения;
— на этой скорости продолжить полет в течение
2—3 мин и запустить остановленный двигатель.
108. Запуск двигателя с учебной целью в полете
разрешается производить до высот не более 3000 м. Запуск
производить в такой последовательности:
— убедиться в том, что рычаг раздельного
управления запускаемого двигателя находится на нижнем упоре;
— установить скорость полета 120 км/ч;
— произвести запуск двигателя, для чего тумблер
«Левый — Правый» поставить на запускаемый двигатель,
на 2—3 сек нажать пусковую кнопку, после чего
перевести рычаг крана останова запускаемого двигателя в
положение «Открыто»;
— установить рычаг раздельного управления
запущенного двигателя в среднее положение на защелку;
— установить заданный режим полета.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Непрерывный полет
на одном двигателе, работающем на режиме выше
номинального, не должен превышать 6 мин.
2. Общий налет вертолета с одним работающим
двигателем за время эксплуатации с данным
установленным главным редуктором не должен
превышать 10% ресурса этого главного редуктора по
5% ресурса от каждого двигателя.
3. В учебных полетах в случае снижения
температуры масла выключенного двигателя ниже
+ 30° С необходимо после запуска прогреть его до
температуры масла +30°С, после чего рычаг
раздельного управления установить в среднее
положение на защелку.
109. Посадку вертолета с учебной целью после
выключения одного двигателя производить в такой
последовательности:
— на высоте 200 м после четвертого разворота
установить скорость 120 км/ч и после уточнения расчета на
посадку выключить двигатель, как указано в ст. 106;
— ручкой управления затормозить вертолет до
скорости 60 км/ч;
45

— на скорости 60 км/ч произвести снижение до
высоты 40 м с вертикальной скоростью 2—3 м/сек;
— с высоты 40 м произвести дальнейшее торможение
поступательной скорости вертолета с таким расчетом,
чтобы при подходе к высоте 4—6 м вертикальная
скорость была 2—3 м при работе двигателя на взлетном
режиме;
— с высоты 4—6 м произвести гашение вертикальной
скорости до момента приземления путем увеличения
общего шага с темпом 2—4 град/сек. При увеличении
общего шага плавной дачей правой педали парировать
разворот вертолета влево и ручкой управления придать
вертолету посадочный угол тангажа;
— после приземления без задержки плавно опустить
рычаг «шаг — газ» вниз до упора с одновременной
отдачей ручки управления от себя на 7з—1/i хода для
исключения удара лопастями несущего винта по балке.
При таком методе посадки вертолет снижается по
крутой глиссаде (30—60°) и приземляется на скорости
10—20 км/ч. Пробег после приземления составляет
5—20 м.
ПОЛЕТ С АВТОПИЛОТОМ
110. Пилотирование вертолета Ми-8Т с включенным
автопилотом является основным видом полетов и все
полеты от взлета до посадки выполняются, как правило,
с включенными каналами «Крен — Тангаж» и
«Направление».
111. В случае отключения автопилота в полете (при
нормальной его работе) повторное включение
разрешается на любом установившемся режиме полета.
112. Включение автопилота выполнять перед взлетом
нажатием на лампочкн-кнопки соответствующих каналов:
при взлете по-вертолетному необходимо включать
'каналы «Крен — Тангаж» и «Направление», при взлете по-
самолетному только канал «Крен — Тангаж».
Включение контролировать по загоранию зеленых лампочек
включенных каналов.
113. Выполнение взлета с включенным автопилотом
проще, чем без автопилота, и не требует двойных
движений для удержания вертолета на постоянном месте
висения. Ноги необходимо держать на педалях и
выдерживать курс отклонением педалей.
114. На внсении автопилот стабилизирует вертолет по
46
углам крена и тангажа, а при освобожденных педалях
и по курсу, что существенно облегчает технику
пилотирования.
115. Работа автопилота проверяется на висении (по
индикаторам на пульте автопилота).
Нормальная работа автопилота характеризуется
небольшими колебаниями стрелок «К», «Т» и «Н»
индикатора около нейтрального положения.
Примечания: 1. Стрелка «Н» индикатора должна колебаться
только при освобожденных педалях. Если ноги летчика стоят на
педалях и гашетки нажаты, то канал направления находится в
режиме согласования и стрелка «Н» должна находиться в
нейтральном положении.
2. В случае если стрелка «Т» или «К» на режиме висения
находится вблизи упоров, летчик-штурман по команде командира
экипажа обязан поставить ее нейтрально путем выключения и
повторного включения автопилота или ручками центровки «Т» или
«К» на пульте автопилота.
116. На установившихся режимах горизонтального
полета, набора высоты или снижения вертолет при
полете с полностью освобожденным управлением
сохраняет свое пространственное положение, медленно уходя
с заданной скорости, так как автопилот стабилизирует
не скорость полета, а угол тангажа. Поэтому при
выполнении длительного полета с освобожденным управлением
необходимо периодически восстанавливать заданный
режим полета отклонением ручки управления и педалей.
Освобождать управление при полете на высоте менее
50 м не рекомендуется.
117. Развороты необходимо выполнять только при
поставленных на педали ногах и нажатых гашетках.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Снимать ноги с педалей
во время разворота запрещается, так как это
вызовет сильное скольжение вертолета из-за
стремления автопилота удержать вертолет на том курсе,
на котором он был в момент освобождения педалей.
118. Канал высоты предназначен для поддержания
заданной барометрической высоты установившегося
горизонтального полета. Включать его разрешается после
балансировки вертолета в режиме горизонтального
полета на высоте не ниже 50 м. Контроль работы канала
высоты производится по колебаниям стрелки «В»
индикатора, а также по изменению величины общего шага
несущего винта по указателю и характерному подраги-
47

ванию вертолета при парировании каналом высоты
вертикальных перемещений.
Нормальная работа канала высоты характеризуется
выдерживанием высоты полета с точностью ±10 м и
колебаниями стрелки «В» индикатора около нейтрального
положения.
119. Заход на посадку, торможение и выполнение
посадки следует осуществлять обычным способом с
включенным автопилотом, держа ноги на педалях.
После приземления выключить автопилот нажатием
на кнопку «Выкл. АП».
120. При обнаружении в полете ненормальностей в
работе автопилота или при полном его отказе автопилот
выключить нажатием на кнопку «Выкл. АП». Полет
продолжать, пилотируя вертолет без автопилота, при этом
отклонения органов управления должны быть более
плавными и мелкими, особенно при посадке.
Примечания: 1. При выполнении взлета по-самолетному,
посадки по-самолетному с одним и двумя работающими
двигателями, а также посадки на самоврашенин несущего винта каналы
высоты и направления следует выключать.
2. В момент отключения канала направления в полете или при
проверке работоспособности автопилота на земле возможны рывки
педалей ножного управления вследствие возвращения штока
рулевого агрегата в нейтральное положение. Это явление обусловлено
конструкцией рулевого агрегата и не является дефектом.
ПОЛЕТ С ГРУЗОМ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ
121. К полетам с грузами на внешней подвеске
допускаются экипажи, имеющие опыт полетов на вертолете
с максимальным взлетным весом.
При обучении экипажей транспортировке грузов на
внешней подвеске на аэродроме разбивается
специальный старт и назначается руководитель полетов.
Успешное выполнение полетов с грузами на внешней
подвеске в значительной степени зависит от четкого
взаимодействия летчика с руководителем полетов, а
также от сработанности летчика и бортового оператора
(бортового техника).
122. Руководитель полетов должен находиться на
земле в поле зрения командира экипажа на расстоянии
50—100 м от места подцепки (отцепки) груза и
осуществлять наведение вертолета на груз подачей команд
по радио. После того как груз окажется в поле зрения
48
оператора, дальнейшее более точное наведение вертолета
на груз осуществляется по командам бортового
оператора. Руководитель полетов при этом сообщает экипажу
только высоту висения вертолета над грузом.
123. После подцепки и подъема груза, а также при
подходе к месту приземления груза руководитель
полетов берет руководство полетом на себя. Он информирует
командира экипажа о поведении груза в полете, о
высоте нахождения груза над грунтом, дает разрешение
на переход с висения в полет с поступательной
скоростью.
124. Обучение и тренировку экипажей полетам с
грузами на внешней подвеске необходимо начинать с
грузами весом 1000 кГ и постепенно по мере накопления
опыта увеличивать вес транспортируемого груза до
максимального значения. Максимальный вес груза, который
ф> разрешается перевозить на внешней подвеске, должен
А**- быть не более 2500 кГр при этом максимальный взлет-
/*л>ный вес верТОЛета (включая груз на внешней подвеске)
не должен превышать 11 000 кГ.
125. Максимально допустимая скорость полета
вертолета при транспортировке груза на внешней подвеске
в каждом конкретном случае зависит от поведения
груза, но не должна превышать 250 км/ч по прибору.
126. Подцепка груза на внешнюю подвеску
вертолета в зависимости от условий может осуществляться либо
после посадки вертолета на площадку вблизи груза, либо
на режиме висения (применяется в тех случаях, когда
посадка вертолета на площадку вблизи груза
невозможна).
Подцепка груза после посадки вертолета
127. Произвести посадку вертолета вблизи груза,
подрулить к грузу с таким расчетом, чтобы он находился
на расстоянии 1—2 м от основного колеса, и перевести
двигатели на режим малого газа. Для облегчения
взлета и захода вертолета на груз целесообразно производить
посадку и подруливание с таким расчетом, чтобы груз
оказался слева от вертолета.
128. Наземному оператору присоединить
удлинительный трос к замку внешней подвески и отойти в
безопасное МеСТО. "1*** *v*/us«s/aue*> - '" « 9 r±**<&*J £*f*^u *»<L4*rct,
129. Командиру экипажа получить доклад всех чле-
4 Зак. 443 49

/
нов экипажа о готовности к взлету, после чего запросить
по радио разрешение на взлет и подцепку груза.
После получения разрешения произвести взлет и
зависание с таким расчетом, чтобы расстояние от
основных колес до земли было не более 1—2 м и убедиться
в нормальных показаниях приборов контроля работы
силовой установки и спецоборудования.
Дать команду по СПУ бортовому оператору
(сортовому технику) выпустить ферму внешней подвески, надеть
ffi страховочный пояс и открыть входную дверь грузовой
л /кабины.
,ап 1^0. Наземному оператору соединить замок
удлинителя с верхним кольцом подвесной системы внешней
подвески, крюки-карабины которой предварительно должны
Ф .быть присоединены к силовым узлам груза.
$t<>4. 131. Командиру экипажа после доклада бортового
fSrCi- оператора (бортового техника) о подцепке груза с
небольшим набором высоты выполнить перемещение
вертолета в сторону груза с таким расчетом, чтобы
расстояние от основных колес до груза было 1—2 м.
В процессе перемещения и зависания вертолета над
грузом бортовой оператор (бортовой техник), наблюдая
за грузом через входную дверь, корректирует действия
л i летчика путем передачи коротких команд по СПУ.
4^ Примечание. Вначале бортовой оператор (бортовой техник)
.«./, должен указывать лишь общее направление движения (влево, впе-
* ред и т. д.), а непосредственно перед зависанием вертолета над
грузом кроме направления указывать также ориентировочно
расстояние и высоту (назад полметра, вниз полметра и т. д.).
132. После зависания над грузом плавным
отклонением рычага «шаг — газ» вверх увеличить высоту висе-
ния вертолета до полного натяжения подвесной системы.
Увеличивать высоту висения необходимо строго над
грузом, не допуская продольного и бокового смещений
вертолета (ориентируясь на команды бортового
оператора).
После полного натяжения подвесной системы
плавным перемещением рычага «шаг — газ» вверх увеличить
мощность двигателей до взлетной и отделить груз от
земли с таким расчетом, чтобы расстояние от груза до
земли было не менее 3 м.
133. Убедившись d нормальном поведении груза на
висении, а также в том, что расстояние от груза до
земли для безопасного разгона вертолета составляет не ме-
50
нее 3 м, плавно отклонить ручку управления от себя для
создания поступательной скорости. При плавном
выполнении перехода с висения на полет с поступательной
скоростью вертолет на разгоне практически не снижается.
При достижении скорости полета 100 км/ч по
прибору перевести вертолет в набор высоты и уменьшить
мощность двигателей до номинальной.
134. Переходные режимы при транспортировке
грузов на внешней подвеске (разгон, торможение,
развороты) следует выполнять плавно и медленно во избежание
раскачки груза.
Поведение груза на внешней подвеске в основном
определяется его аэродинамической формой, поэтому в
начале полета, изменяя скорость, необходимо подобрать
такой режим полета, при котором поведение груза будет
более спокойным. Однако необходимо помнить, что
километровый расход топлива будет уменьшаться с
увеличением скорости полета до наивыгоднейшей.
135. Снижение при полетах с грузом на внешней
подвеске рекомендуется производить по более пологой
траектории с плавным постепенным уменьшением
высоты и скорости полета. Снижение до начала
торможения следует выполнять с вертикальной скоростью не
более 2—3 м/сек, выдерживая скорость планирования (в
зависимости от поведения груза) 100—ПО км/ч.
Торможение вертолета необходимо выполнять
постепенно с плавным увеличением мощности двигателей, не
допуская значительного изменения угла тангажа.
Вследствие этого торможение получается более
продолжительным по времени, чем при обычных посадках
по-вертолетному, и сопровождается повышенными вибрациями
вертолета (от скорости 70 км/ч до полного зависания).
136. В том случае, когда уменьшение скорости
(торможение) было начато слишком рано, необходимо
выполнить зависание с грузом, не долетая до места его
отцепки (на висении расстояние от груза до земли
должно быть не менее 3 м), а затем выполнить подлет к
месту отцепки со скоростью 5—10 км/ч.
Если не удалось плавно уменьшить скорость к
моменту подлета к площадке, на которой нужно отцепить груз,
то необходимо прекратить дальнейшее уменьшение
скорости полета, не уменьшая мощности двигателей
увеличить скорость полета до 100 км/ч по прибору и перейти
4*
51

на набор высоты. После этого выполнить повторный
заход на площадку для отцепки груза.
137. После зависания вертолета над местом,
приземления груза плавным отклонением рычага «шаг — газ»
вниз уменьшить высоту висения и приземлить груз.
После приземления груза ослабить троса подвески
уменьшением высоты висения, сместить вертолет на ви-
сении несколько в сторону от груза с таким расчетом,
чтобы при сбросе трос подвесной системы с удлинителем
не упал на груз, и нажать кнопку тактического или
аварийного сброса груза, после чего должно загореться
табло «Замок открыт».
138. Убедившись по световому табло, что замок
открыт и по докладу бортового оператора (бортового
техника), что груз отцеплен, увеличить высоту висения на
1—2 м, отойти от груза в выбранную сторону и дать
команду бортовому оператору убрать ферму внешней
ф подвески. Получив доклад о том, что ферма убрана, про-
А»л .извести посадку.
Примечание. На вертолете Ми-8Т предусмотрена
возможность автоматического открытия замка внешней подвески. Для этого
при заходе на посадку перед торможением необходимо включить
переключатель «Автомат, сброс». В этом случае в момент касания
груза о землю замок внешней подвески автоматически открывается.
Однако следует иметь в виду, что при автоматическом открытии
замка внешней подвески возможно повреждение отдельных грузов
сброшенными тросами подвесной системы. Поэтому при выборе
метода отцепки необходимо учитывать характер груза.
Подцепка груза на режиме висения
139. Произвести зависание в непосредственной
близости от груза с таким расчетом, чтобы расстояние от
основных колес до земли не превышало 1—2 м.
140. Дать команду бортовому оператору (бортовому
технику) выпустить ферму внешней подвески и трос бор-
Atnf Х°*вои стРелы для заземления вертолета.
fvK 141. Наземному оператору соединить замок
внешней подвески с кольцом удлинительного троса
(подвесная система внешней подвески с удлинительным тросом
должна быть предварительно присоединена к силовым
с\ уузлам груза).
^!LbJ, После окончания работ по подцепке груза наземный
r.-,t персонал должен отойти в безопасное место во избежа-
52
®
ние удара грузом или тросом системы внешней подвески
в случае сброса их летчиком.
ф 142. Бортовому оператору (бортовому технику) после
л, подцепки груза убрать трос бортовой стрелы и доло-
'/^/ч#кить командиру экипажа о готовности к подъему груза.
^* 143. После доклада бортового оператора (бортового
техника) о том, что груз подцеплен, а трос бортовой
стрелы убран, выполнить перемещение в сторону груза
с небольшим набором высоты до натяжения троса
подвески и сцентрировать вертолет точно над грузом.
Плавным движением рычага «шаг — газ» вверх перевести
вертолет в вертикальный набор высоты до отделения груза
от земли.
Дальнейшие действия экипажа вертолета и
руководителя полетов те же, что и при подцепке груза после
посадки вертолета.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ: 1. Для исключения
воздействия статического электричества на персонал,
работающий на земле, запрещается приступать к
работе по подцепке груза до тех пор, пока трос
лебедки ЛПГ-2 не коснулся грунта.
2. Во избежание возможного травмирования рук
наземному персоналу запрещается подправлять
крюки подвесной системы при натягивании тросов
внешней подвески на висении вертолета.
(9 3. Без страховочного пояса бортовому операто-
Лм. i ру (бортовому технику) работать запрещается.
Примечание. При полете с грузом на внешней подвеске
необходимо учитывать состояние поверхности грунта. Если имеется
снег или пыль, то перед началом подцепки следует зависнуть вблизи
груза и воздушной струей, создаваемой несущим винтом, сдуть с
площадки снег или пыль и только после того, как груз будет хорошо
просматриваться с висения, можно совершить маневр захода на
него и выполнить подцепку.
Площадку для отцепки груза необходимо предварительно
подготовить — удалить препятствия, полить водой при наличии пыли, а
свежевыпавший снег укатать.
Особенности выполнения полетов с грузом
на внешней подвеске ночью
143а. К полетам с грузом на внешней подвеске ночью
допускаются экипажи, имеющие опыт полетов на вер-
53

толете ночью и опыт транспортировки грузов на
внешней подвеске днем.
Разрешается транспортировка на внешней подвеске
ночью только тех грузов, поведение которых проверено
при их транспортировке днем.
Действия экипажа при транспортировке груза на
внешней подвеске ночью, а также способы и порядок
подцепки (отцепки) груза такие же, как и днем.
Для улучшения условий работы при подцепке
целесообразно груз освещать прожектором или другим
источником света (например, фарами автомашины). При
отсутствии наземных источников света подцепка
(отцепка) груза может выполняться при освещении места
работы только фарами вертолета.
Во всех случаях, в том числе и при освещении места
наземным источником света, зависание вертолета над
грузом выполнять с включенными фарами: луч правой
фары должен быть направлен вниз и освещать груз и
местность под вертолетом, луч левой фары — вперед и
вниз и освещать местность перед вертолетом.
После подцепки и подъема груза расстояние до
земли определять по радиовысотомеру, задатчик опасной
высоты которого должен быть установлен перед взлетом
на высоту, превышающую общую длину внешней
подвески на 3—5 м.
1436. Разгон и набор высоты производить с
включенными фарами. На высоте 70—100 м выключить фары
и перейти на пилотирование по приборам.
Контроль за поведением груза в полете осуществлять
бортовому технику, для чего летчику-штурману
периодически освещать груз фарой.
Место укладки груза должно быть обозначено
световым ориентиром.
Заход на укладку, приземление и отцепку груза
производить с включенными фарами: луч правой фары
направлен вниз, левой — вперед и вниз.
При пилотираний строго контролировать высоту
полета по показаниям радиовысотомера. Срабатывание
задатчика опасной высоты свидетельствует о том, что
расстояние от груза до земли составляет 3—5 м.
Уточнение расчета на укладку груза выполнять без
снижения.
* п^14ло^Ь х°ыт*У б0 *°вому оц ра*о-
jpy оорюаону технику выпустить трос
бортовой трел д*> вагю я в, i«
тросиком эазетлтепия ' ля исключения вое-
действия статячес го электричества на
н аз емки персонал , пр' это'" основной
трос дол ен оставаться в натянутом
поло еню*, чео оое<ч1ечиаается грузом кг
предусмотренным коиетрукпие .
РШкШЖ: Чтовы КрЮДШ4 троса борторо*
# CTM.-J* не тра ровать чё-
ло ека 'не повредить гр$з , подчи? ае -
мого на борт вертолета, трос необходи- '
мо вып^ск&сь а стоосне от человека '
груза'.
147. Наземному персоначу после
касания чемл. гросиком ваземления борте—
во стрелы подсоединить к крюку подвес-
нуй систему поднимаемого человека
груза', не допуская оставления троса. й>
случае* ослабления троса, во ивбежа.ие
его об^ра ло причине спузвван^ заку*
сыванияЛ бортовому оператору ртовошп
Технику7 немедленно остановить лебедку '
и доло.«ить*юмздциру экипажа.
Для дальнейшего ггоове екяя ра?от о
под ему человека 'груза произвести
проверку работоспособности лебедки, для
чего необходимо увеличить высоту висе-
ния на 5-7 м и выполнить перемещение В''
сторону от поднимаемого человека 'груз-»'
Б°ртовому оператору /бортовому технику
по команде командира а в пака: '
- внпуетять трос ебздки а 2-4**» не
допуская ос?аб7еиЕЯ его;
- про вер- ть состояние троса;
По результатам проверки командиру
экипажа принять решенке о возможности 1ч->
поян ,лия работ по под ему человека гру^
ва .

ПОДЪЕМ ЧЕЛОВЕКА (ГРУЗА) НА БОРТ
ВЕРТОЛЕТА НА РЕЖИМЕ ВИСЕНИЯ
С ПОМОЩЬЮ БОРТОВОЙ СТРЕЛЫ
144. Дать команду бортовому оператору (бортовому
технику), надеть страховочный пояс, открыть входную
дверь грузовой кабины и подготовиться к работе с
бортовой стрелой.
145. Над площадкой, с которой будет подниматься
человек (груз), выполнить зависание на высоте,
превышающей высоту подъема человека (груза) или высоту
окружающих препятствий на 3—5 м (высота подъема и
опускания груза не должна превышать 40 м).
<ЭМ46. Дать команду бортовому оператору (бортовому
^гёхнику), выпустить трос бортовой стрелы до касания
/*efo земли (для исключения воздействия статического
Электричества на наземный персонал).
Примечание. Чтобы крюком троса бортовой • стрелы не
травмировать человека (не повредить груза), поднимаемого на борт
вертолета, трос необходимо выпускать в стороне от человека
(груза).
ф 147. НаземномуТкцсоналу после_к£са«ия крюком
^„jiljpoca бортовой стрелы^^йди«^вяс0единить к нему под-
.^./ресную систем^дю#«Шаемого>чЪловека (груза).
tpi 148. Бортовому оператору (бортовому технику),
убедившись в том, что подвесная система поднимаемого
человека (груза) присоединена к крюку троса бортовой
стрелы, доложить командиру экипажа о готовности к
подъему и по его команде произвести подъем и заводку
человека (груза) в грузовую кабину.
Примечание. В процессе всего подъема или опускания
человека (груза) командир экипажа обязан строго сохранять место
и высоту висения.
149. После заводки человека (груза) закрыть
входную дверь, разместить и закрепить груз в грузовой
кабине и доложить командиру экипажа об окончании
работ.
ПОЛЕТ НА ПОИСК ПОТЕРПЕВШИХ БЕДСТВИЕ
150. Перед выполнением поиска включить автомат
защиты сети АРК-У2 на верхнем пульте летчиков и
выключатель на пульте управления радиокомпасом АРК-У2,
55

а также установить на пульте управления командной
УКВ радиостанции и на радиоприемнике Р-852 частоту
работы аварийной радиостанции.
Переключатель «Компас — Антенна» на левой
боковой панели установить в положение «Антенна».
151. Вывести вертолет в район поиска; при этом
необходимо учитывать, что дальность обнаружения
работы аварийной радиостанции с увеличением высоты
полета увеличивается.
152. При установлении связи с потерпевшими
бедствие необходимо подать команду «Дайте сигнал» (по
этой команде на аварийной радиостанции включаются и
остаются во включенном состоянии кнопки «Передача» и
«Тон») и перевести переключатель «Компас — Антенна»
в положение «Компас».
153. Осуществить вывод вертолета на потерпевших
бедствие по показаниям стрелок указателей (показания
стрелок сначала будут «вялые», выдаются со
значительной ошибкой; при подлете к аварийной радиостанции
ошибка в показаниях уменьшается). При пролете
аварийной радиостанции показания указателя изменяются
на 180°.
Выход в район поиска на аварийную радиостанцию
с использованием АРК-У2 на вертолете с установленной
системой внешней подвески выполнять с выпущенной
фермой внешней подвески, так как в убранном
положении ферма внешней подвески экранирует антенну
АРК-У2, что приводит к хаотическим колебаниям
стрелки указателя (до ±60°).
|g> tSiA £е*. /9Гй г*
ПОЛЕТ (ВИСЕНИЕ) НАД БЕЗОРИЕНТИРНОИ
МЕСТНОСТЬЮ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ
ИЗМЕРИТЕЛЯ ПУТЕВОЙ СКОРОСТИ ДИВ-1
154. Прибор ДИВ-1 осуществляет индикацию
скоростей полета относительно земли на высотах 0—100 м
в диапазоне скоростей: вперед-—0—50 км/ч, влево и
вправо — 0—25 км/ч, назад — 0—10 км/ч.
Отсчет скорости производится подвижными
вертикальным и горизонтальным визирами относительно
неподвижной шкалы.
По вертикальному визиру производится отсчет
скорости бокового перемещения влево и вправо, по гори-
56
зонтальному визиру — при перемещениях вперед и
назад.
155. Перед взлетом включить АЗС «ДИВ-1» на
верхнем электропульте и выключатель «ДИВ-1 включен» на
верхнем пульте левого летчика.
156. Висение следует выполнять, ориентируясь по
показаниям подвижных стрелок относительно
неподвижной шкалы. Ручку управления необходимо отклонять в
сторону, противоположную отклонению стрелки, стремясь
удержать стрелки в центре на перекрестии шкалы.
157. После взлета и набора скорости 50 км/ч ДИВ-1
следует выключить, а перед заходом на посадку
включить на скорости 70—80 км/ч.
Примечания: 1. Правильные показания индикатора
измерителя ДИВ-1 обеспечиваются до высоты полета не более ПО м.
2. При вращении вертолета на висении без смещения его
относительно земли прибор ДИВ-1 показывает поперечную
составляющую скорости (боковое перемещение). Поэтому для осуществления
точного висения над безориентирной местностью необходимо
одновременно использовать как показания ДИВ-1, так и показания
курсовой системы.
ПОЛЕТ НОЧЬЮ В ПРОСТЫХ
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ УСЛОВИЯХ
158. Полет ночью разрешается производить при
скорости ветра не более 15 м/сек.
159. Порядок запуска, опробования и останова
двигателей остается таким же, как и днем. Перед запуском
двигателей кроме выключателей, включаемых в дневном
полете, необходимо включить выключатели «Освещение»,
«Мигалка» на верхнем боковом пульте левого летчика
и выключатели красного подсвета пультов и приборных
досок, а также левую фару в положение «Рулежная».
Луч фары направить несколько вперед, чтобы видеть
сигналы, подаваемые наблюдающим за запуском
двигателей.
160. После запуска двигателей и отключения
аэродромного источника электропитания выключить
плафоны белого света, переключатель яркости свечения
световой сигнализации (табло) на правом щитке поставить
в положение «Ночь» и проверить, включен ли тумблер
«Мигалка», включить строевые и контурные огни.
Переключатели аэронавигационных и строевых огней уста-
57

новить в зависимости от полетного задания в положение
«Ярко» или «Тускло».
Руление выполнять с включенной левой фарой в
положение «Рулежная». Правую фару включать при
необходимости для более тщательного просмотра переднего
пространства, а также перед разворотами.
161. Взлет производить с включенными фарами в
положение «Посадочная», направление лучей фар
необходимо уточнить на висении на высоте 3—5 м с
помощью переключателей, расположенных на рычаге
«шаг -г- газ». Взлет ночью практически не отличается от
взлета днем, однако при отделении вертолета от земли
следует обращать особое внимание на боковые
смещения, выдерживая направление по стартовым огням и
направлению луча фар.
162. Разгон и набор высоты до 50 м производить
более плавно, чем днем. На высоте 30—50 м необходимо
полностью перейти на пилотирование по приборам, после
чего выключить фары. Скорости набора высоты,
горизонтального полета и планирования выдерживать
такими, как и при полетах днем. Развороты следует
выполнять с креном не более 15°.
~" 163. При полетах ночью пилотирование вертолета
должно осуществляться в основном по приборам с
периодическим просмотром воздушного пространства.
Непреднамеренный вход в облака необходимо
контролировать по световому экрану от БАНО и
исчезновению земных световых ориентиров.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае
непреднамеренного попадания в зону обледенения (при
загорании табло «Включи противооблед. систему» или при
появлении льда на передних стеклах и боковых
блистерах) включить вручную противообледени-
тельную систему лопастей несущего и хвостового
винтов, передних стекол кабины экипажа и трубок
ПВД; доложить руководителю полетов и принять
меры к вьцсоду из зоны обледенения.
164. Построение маневра и заход на посадку
выполнять так же, как и днем. На высоте 50—70 м включить
фары в положение «Посадочная». Если от света фар на
предпосадочном снижении появляется световой экран,
58
затрудняющий наблюдение за землей, фары необходимо
выключить, а место посадки определить по земле,
освещенной наземными посадочными прожекторами, или по
другим световым ориентирам. Высоту при выполнении
посадки определять по РВ-3 с контролем по освещенным
участкам земли и световым ориентирам.
165. После приземления уменьшать общий шаг,
несущего винта нужно очень плавно и только при полной
уверенности, что вертолет устойчиво стоит на земле. За-
руливание на стоянку производить с включенными
фарами в положение «Рулежная».
ПОЛЕТ В СЛОЖНЫХ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ
УСЛОВИЯХ ДНЕМ И НОЧЬЮ
166. Перед выполнением полетов в сложных
метеорологических условиях необходимо тщательно изучить
погоду района предстоящих полетов; при изучении
особое внимание обратить на наличие и интенсивность
обледенения, скорость и направление ветра. Полеты в
облаках разрешается выполнять до высоты 3500 м.
167. Перед выруливанием проверить, включены ли
все необходимые для выполнения полета автоматы
защиты (АЗС) и выключатели, убедиться в нормальной
работе автопилота, авиагоризонтов, указателя поворота,
радиокомпасов (АРК-9 и АРК-У2), курсовой системы,
радиовысотомера, стеклоочистителей, проверить часы
(заведены ли и правильно ли установлено время).
Давление на барометрическом высотомере при
установленных стрелках на нуль должно соответствовать
фактическому давлению на уровне аэродрома.
Примечание. Гироскопические приборы должны быть
включены не позднее чем за 3—5 мин до взлета.
168. При температуре наружного воздуха +5° С и
ниже обогрев ПВД включать перед выруливанием и
выключать после заруливания вертолета на стоянку
независимо от того, имеются условия обледенения или нет.
При наличии снежного покрова, а также при
полетах в сложных метеоусловиях (при температуре
наружного воздуха +5°С и ниже) обогрев ПВД включать
после запуска двигателей.
При отрицательных температурах наружного воздуха
во избежание запотевания и обмерзания фонаря перед
59

выруливанием необходимо включить систему обогрева
кабины, обогрев передних стекол и часов, а также при
необходимости включить стеклоочистители.
169. После выруливания к месту взлета согласовать
курсовую систему и установить курсозадатчик УГР-4УК
на магнитный курс взлета, а также убедиться:
— что радиовысотомер включен и переключатель
сигнализируемой высоты установлен на заданную
опасную высоту;
— что питание на авиагоризонт подано (флажка на
фоне шкалы АГБ-ЗК нет);
— что радиокомпас АРК-9 правильно показывает
направление на приводную радиостанцию.
Летчику-штурману проверить пилотажно-навигацион-
ное оборудование в таком же объеме.
170. После оценки воздушной обстановки по
радиообмену и осмотра каждым летчиком своего участка
воздушного пространства командиру экипажа запросить у
руководителя полетов разрешение на взлет; получив
разрешение — произвести взлет. Висение у земли выполнять
при визуальном наблюдении за землей. Видимость
земли должна быть под углом не менее 30° от вертикали
при любой высоте облачности.
171. После взлета до входа в облака установить
скорость набора высоты 150 км/ч по прибору, вертикальную
скорость набора 3—4 м/сек. Снять нагрузки с органов
управления, убедиться в правильности показаний
авиагоризонта, указателя поворота, радиокомпаса и
указателя курсовой системы. Правильность показаний АГБ-ЗК
и ЭУП-53 проверяется при установлении заданного
режима набора высоты путем сопоставления с фактическим
положением вертолета относительно естественного
горизонта, правильность показаний указателя курсовой
системы и радиокомпаса — путем сопоставления с
фактическим положением вертолета относительно оси взлетно-
посадочной полосы и приводной радиостанции.
В тех случаях, когда естественный горизонт не
просматривается, исправность авиагоризонта проверить по
сочетанию его показаний с показаниями указателя курса
и вариометра: при отсутствии кренов курс полета будет
сохраняться постоянным, при отсутствии набора или
снижения вертолета показания вариометра будут равны
нулю.
60
За 25—30 м до входа в облака полностью перейти на
пилотирование по приборам.
172. Полеты в облаках рекомендуется выполнять на
следующих режимах:
— скорость набора высоты 150 км/ч по прибору,
вертикальная скорость 3—4 м/сек;
— скорость снижения 120—200 км/ч по прибору,
вертикальная скорость 3—4 м/сек;
— скорость горизонтального полета при заходе на
посадку по системе ОСП 160—180 км/ч.
Длительные полеты по маршруту выполнять (на
высотах до 1000 м) на скоростях по прибору:
— с нормальным взлетным весом—220 км/ч;
— с максимальным взлетным весом — 200 км/ч.
Минимальная скорость горизонтального полета в
облаках 100 км/ч. Виражи и развороты при пилотировании
вертолета по приборам выполнять с креном не болееДЙ*.
ф> К^При полетах в сложных метеорологичесриЯ'усло-
^я>^виях (в&бдаках) при температуре наружного воздуха
/9Т{ниже +15° С в() избежание обл^дейения входных
«♦"^устройств и сбросалЬжвдвигатеяй'при
непреднамеренном попадании в зону облёдрц^шя противообледенитель-
ную систему двигателеи^ГихвОвдрсозаборников
включать вручную (вьп^дитчатель «ОбогреЭ^дциг.» поставить в
положение «Руи(и>): днем — перед входом>*"вчоблака и
выключат>^Тосле выхода из облаков; ночью —пе*рвд,вы-
руливвйием и выключать после заруливания вертолета
*иг-стоянку.
174. При полете по приборам в «болтанку» курс
необходимо исправлять координированными отклонениями
ручки управления и педалей. Исправление курса только
отклонением педалей может привести к раскачиванию
вертолета по курсу.
$ 175. Пилотирование вертолета в облаках
осуществил? лять по авиагоризонту и указателю курсовой системы
ЪК с периодическим контролем по указателю скорости, ва-
*?* риометру, высотомеру и указателю скольжения.
При пилотировании вертолета в облаках необходимо
постоянно контролировать и сравнивать показания
пилотажных приборов для своевременного определения
возможных отказов их в работе.
Отказ авиагоризонта может быть обнаружен по
появлению флажка на фоне шкалы (из-за прекращения
питания переменным током), по показаниям авиагори-
61

зонта у летчика-штурмана, а также по показаниям
указателя скорости, вариометра и указателя курсовой
системы. Отказ барометрических приборов можно
обнаружить сопоставлением их показаний с показаниями
авиагоризонта и с показаниями приборов у летчика-
штурмана.
При обнаружении отказа одного или нескольких
приборов перейти к пилотированию по дублирующим
приборам, доложить руководителю полетов и действовать по
его указаниям.
При полете по приборам необходимо чаще
контролировать курс полета, так как даже при небольшом крене,
практически незаметном по авиагоризонту, вертолет
уходит с курса.
176. Распределение внимания летчика при полете по
приборам должно быть примерно таким:
а) в наборе высоты: авиагоризонт — вариометр,
авиагоризонт — указатель курсовой системы — высотомер,
авиагоризонт — указатель скорости и далее в том же
порядке;
б) в горизонтальном полете: авиагоризонт —
вариометр, авиагоризонт — указатель курсовой системы —
высотомер, авиагоризонт — указатель скорости и далее в
том же порядке, периодически наблюдая за режимом
работы двигателей;
в) при выполнении виражей и разворотов:
авиагоризонт (силуэт самолетика — шарик) — вариометр,
авиагоризонт — указатель скорости, авиагоризонт — указатель
курсовой системы — вариометр и далее в том же
порядке;
г) на планировании при заходе на посадку после
четвертого разворота: авиагоризонт — указатель курсовой
системы — вариометр, авиагоризонт — указатель
курсовой системы — высотомер — указатель скорости и далее
в том же порядке;
д) по дублирующим приборам (отказ
авиагоризонта): указатель поворота и скольжения — указатель
курсовой системы, указатель поворота и скольжения —
вариометр, указатель поворота и скольжения —
указатель скорости — высотомер.
Заход и расчет на посадку методом большой коробочки
177. Заходы и расчет на посадку по приборам в
облаках и в закрытой кабине выполнять по ближней привод-
62
ной радиостанции, 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 свести в таблицу и использовать при
выполнении полета. Высота полета по коробочке 300 м,
скорость горизонтального полета 160 км/ч по прибору.
Крены при разворотах выдерживать 10°. Схема захода на
посадку по большой коробочке показана на рис. 4.
tp=41CW
/ \
Г=5ЭШ '
5=4650Л
t=lMUH44tXK
S'23S0M
t =57ce«
si
Л1
V'Whm/ч
\ ь=4»сел
jmP'Mtmc+lSir
% 21
1U. \$
ц=гоом У^ t-ииЛяЛ
1 J}' fc
V V i
ч^ _ -1—
тр°мт-бо'
*fc
S'4800M
вяп t=imm56c№
S-1300M.
S=3500/4
^^
S=2350m
t=53ce«
У/аг135нм/ч
t=lMiw32ceit
/ V=l50HM/4
few?
I
I
Рис. 4. Схема захода на посадку по большой коробочке
178. После взлета установить заданный режим набора
высоты на скорости 150 км/ч с вертикальной скоростью
3—4 м/сек. Перед входом в облака убедиться в
правильности показаний авиагоризонта и перейти к
пилотированию по приборам.
Первый разворот выполнять на высоте не менее
150 м на удалении от линии старта 3500 м или по
истечении расчетного времени с учетом ветра (для штилевых
условий 1 мин 32 сек). По достижении высоты 300 м
перевести вертолет в горизонтальный полет и установить
скорость 160 км/ч. При повторном заходе без посадки
63

первый разворот выполнять через 2 мин после прохода
ПРС. F
Второй разворот выполнять при КУР=240°±УС
(120°±УС — при правой коробочке) или на расчетном
МПР.
Третий разворот выполнять при КУР=240°±УС
(120°±УС —при правой коробочке) или на расчетном
Рис. 5. Показания УГР-4УК за 90° до выхода на посадочный курс
" * при правильном выполнении разворота
МПР. После третьего разворота перевести вертолет в
режим снижения с вертикальной скоростью 2—3 м/сек и
установить поступательную скорость 155 км/ч. Снижение
производить до высоты 200 м.
Четвертый разворот выполнять в режиме
горизонтального полета на высоте не ниже 200 м на скорости
150 км/ч. Ввод j в разворот при КУР=285°±УС
(75°±УС— при правой коробочке) или на расчетном
МПР.
179. Начало всех разворотов и траверза
контролировать по заранее рассчитанному путевому времени и
докладывать руководителю полетов. В момент ввода в
четвертый разворот острый конец стрелки радиокомпаса
подойдет к верхнему обрезу планки курсозадатчика и
угол между ними будот равен примерно 15° (рис. 5).
При правильном выполнении разворота примерно за 30°
до выхода на посадочный курс обе стрелки должны
совместиться (рис. 6).
Дальнейший разворот выполнять при совмещенных
стрелках. Если в первой половине разворота угол между
стрелкой радиокомпаса и курсозадатчиком остается не-
64
йзменным или Даже увеличивается, крен необходймб
уменьшать. Если же после совмещения стрелка
радиокомпаса начнет отставать от курсозадатчика, крен
необходимо увеличивать, но не более чем до 15°. Вывод из
разворота при отсутствии сноса выполнять .так, чтобы
совмещенные стрелки радиокомпаса и курсозадатчика
Рис. 6. Показания УГР-4УК за 30° до выхода на посадочный курс
при правильном выполнении разворота
установились под отсчетным индексом УГР-4УК. При
наличии сноса совмещенные стрелки установить с
учетом угла сноса, выдерживая курс с упреждением на
снос.
После выхода из четвертого разворота вертолет
перевести в режим снижения с вертикальной скоростью
2—3 м/сек и уменьшать скорость полета с таким
расчетом, чтобы над ближней ПРС при высоте полета 100 м
она составляла 100—140 км/ч. Если снижение на высоту
100 м произведено до прохода ПРС, вертолет перевести
в режим горизонтального полета.
180. Если выход из разворота в направлении на
приводную радиостанцию выполнен с курсом,
отличающимся от посадочного, ошибку исправлять в процессе
снижения, для чего при КУР=0 произвести отсчет разницы
между фактическим магнитным курсом и посадочным.
Если она будет более 5°, ошибку выхода исправить на
снижении (рис. 7), для чего вертолет развернуть на
стрелку радиокомпаса (от курсозадатчика) так, чтобы
она установилась посредине между отсчетным индексом
и курсозадатчиком; если УГР-4УК показывает магнит-
5 Зак. 443
56

ный курс больше посадочного, то доворбт выполнять
вправо, при курсе меньше посадочного — влево..
После доворота выдерживать исправленный
магнитный курс до тех пор, пока стрелка радиокомпаса не
совместится с курсозадатчиком, после чего развернуть
вертолет на совмещенные стрелки радиокомпаса и кур-
созадатчика до установления их под отсчетным индексом
(при отсутствии сноса на посадочном курсе) или в
стороне от него на величину угла сноса.
■ ""L. 4/
Рис. 7. Показания УГР-4УК при исправлении ошибки в заходе на
посадку
При сносе вправо стрелку курсозадатчика,
установленную на магнитный курс посадки, и стрелку
радиокомпаса удерживать совмещенными и отклоненными вправо"
от верхнего неподвижного индекса на величину угла
сноса.
При сносе влево стрелку курсозадатчика,
установленную на магнитный курс посадки, и стрелку
радиокомпаса удерживать совмещенными и отклоненными влево
от верхнего неподвижного индекса на величину угла
сноса.
181. После пролета ближней ПРС выдерживать
подобранный посадочный курс.
При полетах днем после выхода из облаков
визуально уточнить расчет на посадку по земным ориентирам и
стартовым знакам. В ночных полетах момент выхода
из облаков после пролета ПРС определять только по
появлению видимости стартовых огней.
182. При заходе на посадку методом большой
коробочки после возвращения с задания и пролета ближней
ПРС взять посадочный курс и по истечении
расчетного времени (для штилевых условий — 2 мин) выпол-
66
нить первый разворот и далее совершить полет по
коробочке.
Построение маневра для захода на посадку методом
большой коробочки удобно выполнять, когда выход на
ближнюю ПРС произведен с магнитным курсом, равным
посадочному, или отличается от него не более чем на 60°.
183. В случаях, когда выход на ПРС произведен с
магнитным курсом, отличающимся от посадочного более
чем на 60°, но не более чем на 120°, заход на посадку
выполнять по малой коробочке, если это предусмотрено
схемой аэродрома (с разрешения руководителя
полетов).
При заходе на посадку методом малой коробочки
(рис. 8) после прохода ближней ПРС взять курс, пер-
V'W'Ohm/v
г=ззсек
S=1450M "
V=W0HM/4
X=io"
t=4lceK
Vcp=155«A!/4
t=55ceK
S=2350M
v=isohm/4
r=70*
t=38 сек
V=160KM/4
t=4tcen
V=WOKMf4
t=lMimisceK
\k/s=3350AI
Vcp=M»fAf/v/ I \yen=ff5(Mtf»
/
#/
V
/
\
У
Рис. 8. Схема захода на посадку по малой коробочке
5*
67

пендикулярный посадочному, с учетом угла сноса
(меньше посадочного при левом круге и больше посадочного
при правом). По истечении расчетного времени (для
штилевых условий—1 мин 15 сек) выполнить разворот на
курс, обратный посадочному, с учетом угла сноса.
Дальнейший маневр захода и расчета на посадку совпадает
с элементами большой коробочки. Полет по малой
коробочке выполнять с соблюдением ранее изложенных
рекомендаций.
Заход и расчет на посадку с прямой методом отворота
на расчетный угол
184. В случае когда выход на ближнюю ПРС
производится с магнитным курсом, обратным посадочному,
или с разницей не более 60°, заход на посадку следует
выполнять отворотом на расчетный угол,
предварительно получив разрешение у руководителя полетов.
При подготовке к полету по известному ветру
необходимо рассчитать магнитные курсы (МК) и путевое
время для каждого участка маневра, а также величину
расчетного угла отворота (РУ).
Расчетный угол определяется по формуле
tgpy= 2R ,
Wг. п ^г. л
где R — радиус разворота на посадочный курс, м;
WT. п — путевая скорость горизонтального полета до
разворота на посадочный курс, м/сек;
tr. п -— время полета от ПРС до точки начала
разворота, сек.
Расчетный угол отворота при постоянных значениях
скорости горизонтального полета и* угла крена на
развороте зависит от времени горизонтального полета (tr. п).
Время горизонтального полета рассчитывается по
формуле
. ' (Я-100) Гсн. ср , оп
Гг- п — — — Г ои»
1 wT.avB
где Н — высота вывода вертолета на посадочный
курс, м;
Wca.cv — средняя путевая скорость при снижении на
посадочном курсе, км/ч;
Vf, — вертикальная скорость снижения, м/сек.
И^г.п —путевая скорость горизонтального полета,
км/ч. 'т
68
Значения времени fr.n и РУ для различных высот Н
вывода вертолета из разворота на посадочный курс
рассчитываются заранее и сводятся в таблицы или графики
(например, табл. 10).
Таблица 10
Н, М
РУ, град
tr.ii, мин. сек
300
28
1.30
400
19
2.15
500
14
3.00
600
12
3.45
700
10
4.30
800
8
5.15
900
7
6.00
1000
6
6.45
Примечание. При расчете таблицы приняты штилевые
условия:
Уг.п=160 км/ч;
Ув=2—3 м]сек;
VCB.cp=150 км/ч;
Y=10°.
185. При заходе на посадку с прямой отворотом на
расчетный угол (рис. 9) вывести вертолет на заданной
впп
'Н=И00Л
Рис. 9. Схема захода на посадку с прямой отворотом на
расчетный угол
высоте на ближнюю приводную радиостанцию. После
прохода ПРС по команде летчика-штурмана выполнить
отворот вправо или влево на расчетный угол с учетом
угла сноса и продолжать полет с этим курсом до
разворота в расчетной точке. По истечении расчетного времени
(fr.n) перевести вертолет на снижение со скоростью
69

150 км/ч и вертикальной скоростью 2—3 м./сек, выпол:-
нить разворот на посадочный курс с креном 10° и по^
терей высоты 200 м. При снижении на посадочном курсе-
учитывать угол сноса, выдерживать заданный режим, не-
допускать полета со скольжением.
Достигнув высоты 100 м, перевести вертолет в
горизонтальный полет, ближнюю ПРС пройти на высоте
100 м и скорости 100—140 км/ч. На снижении летчику-
штурману необходимо контролировать высоту полета га
следить за выходом из облаков.
После выхода из облаков визуально уточнить
расчет, снизиться н произвести посадку.
Разворот и исправление ошибок выхода в створ ВПП
выполнять, как указано для захода по большой
коробочке.
Заход и расчет на посадку с помощью
автоматического радиопеленгатора
186. Заход и расчет на посадку с помощью наземного
УКВ радиопеленгатора АРП-6 (АРП-5) выполняется в
случае отказа радиокомпаса или приводной
радиостанции, а также в учебных целях. Радиопеленгатор должен
быть установлен в створе ВПП в непосредственной
близости от ближней приводной радиостанции.
Для обеспечения захода на посадку по УКВ
радиопеленгатору необходима устойчивая двусторонняя
радиосвязь между летчиком и руководителем полетов, а также
знание радиопеленгов применительно к методу
выполнения маневра в районе данного аэродрома или
площадки.
Построение маневра на снижение, заход и расчет на
посадку выполнять методом большой коробочки или с
прямой отворотом на расчетный угол.
187. При заходе и расчете на посадку по большой
коробочке следует по запросу «Дайте прибой» вывести
вертолет на радиопеленгатор аэродрома посадки на
высоте 300 м (рис. 10). Момент пролета радиопеленгатора
определяется по изменению магнитного радиопеленга
(«Прибой») на 180°.
После пролета радиопеленгатора довернуть на
посадочный курс и по истечении расчетного времени (для
штилевых условий 2 мин) выполнить первый разворот.
По окончании первого разворота летчику-штурману
включить секундомер и контролировать время до
начато
Ла второго разворота. Запросить «Прибой» и при
получении значения «Прибой» — начала второго
разворота — выполнить разворот.
Третий и четвертый развороты выполнять согласно
полученным пеленгам и контролировать по времени.
После третьего разворота перевести вертолет в режим
снижения с вертикальной скоростью 2—3 м/сек и
установить скорость 155 км/ч.
мпр=мкппп+ео"
Рис. 10. Схема захода на посадку по большой коробочке с
использованием радиопеленгатора
Четвертый разворот выполнять без снижения. Ввод
вертолета в этот разворот производить в момент, когда
радиопеленг будет на 15—20° больше посадочного курса
(левая коробочка). При выполнении четвертого
разворота периодически запрашивать «Прибой» и при
необходимости вводить поправки в величину крена вертолета
(крен не более 15°) для точного выхода на посадочный
курс с учетом угла сноса.
После выполнения четвертого разворота и выхода
на посадочный курс вертолет перевести а режим
снижения с вертикальной скоростью 2—3 м/сек и уменьшить
скорость полета с таким расчетом, чтобы пройти радио-
71

пеленгатор на высоте iOO м со скоростью полета i66—
145 км/ч. Если снижение на высоту 100 м выполнено до
подхода к радиопеленгатору, перевести вертолет в
горизонтальный полет.
После пролета радиопеленгатора выдерживать
посадочный курс и, выйдя из облаков, произвести расчет и
посадку визуально.
Выполнит
и
тт.
Ючныи
mp-MH„0c=)5f
Выполнить
на 30'
Рис. 11. Схема исправления
ошибки в заходе на посадку с
использованием радиопеленгатора
Ошибки выхода на посадочный курс исправлять по
следующей методике. В процессе снижения сравнивать
полученный радиопеленг с посадочным курсом. При
наличии разницы в 5° и более ввести поправку для выхода
на посадочный курс, для чего полученную разность
удвоить и на полученную величину изменить курс
полета: в сторону увеличения, когда значение
радиопеленга было больше посадочного курса, и в сторону
уменьшения, когда оно меньше посадочного курса. С новым
курсом следовать до тех пор, пока расхождение
очередного радиопеленга с посадочным курсом будет не более
2—3° (рис. 11). После этого выполнить доворот на курс
посадки с учетом угла сноса.
188. При заходе на посадку по радиопеленгатору с
72
прямой отворотом на расчетный угол выход на
радиопеленгатор выполнять на заданной высоте. После
пролета радиопеленгатора выполнить отворот (вправо или
влево) для выхода на курс, обратный посадочному, с
учетом расчетного угла и угла сноса (рис. 12). При ПОле-
tp=mw27ux
. R-W0OM /
■ П'ЗООМ/
I
\
\
\
\
v У
РУ=28
Рис. 12. Схема захода на посадку по радиопеленгатору с
прямой отворотом на расчетный угол
те от радиопеленгатора периодически запрашивать
радиопеленги и при необходимости вносить
соответствующие поправки в курс, чтобы удерживать вертолет
на линии заданного радиопеленга. По истечении
расчетного времени горизонтального полета (tr.n) выполнить
разворот на посадочный курс и снижаться с заданной
вертикальной скоростью. Значения 1Г. п и расчетного угла
для различных высот вывода на посадочный курс
рассчитываются заранее на земле и сводятся в таблицы или
графики. При выполнении разворота периодически
запрашивать «Прибой» и при необходимости вводить
поправки в величину крена вертолета (крен не более 15°)
для точного выхода на посадочный курс с учетом угла
сноса. При снижении на посадочном курсе через 5—10 сек
запрашивать «Прибой» и сравнивать его с магнитным
курсом посадки. Ошибки выхода на посадочный курс
исправлять по методике, изложенной в ст. 187. По
достижении высоты 100 м вертолет перевести в режим
горизонтального полета. Радиопеленгатор пройти на высоте
100 м и скорости по прибору 100—145 км/ч.
После выхода из облаков произвести расчет и
визуальный заход на посадку.
189. При выполнении захода на посадку с помощью
наземного радиопеленгатора методом большой коробоч-
73

ки или с прямой отворотом на расчетный угол летчик-
штурман обязан:
а) перед полетом: на земле по известному ветру
рассчитать время полета на прямолинейных участках между
разворотами, магнитные курсы и углы сноса, а также'
определить радиопеленги («Прибой»), необходимые для
построения маневра захода на посадку в зависимости
от магнитного курса посадки;
б) в полете: следить за выдерживанием заданного
режима, по радио прослушать передаваемые с земли
радиопеленги («Прибой»), сравнивая их с расчетными,'
и по истечении расчетного времени на секундомере
подавать команды на выполнение разворотов.
ПОЛЕТ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
190. Преднамеренные полеты в условиях обледенения
при температуре наружного воздуха ниже —12° С
запрещаются.
191. При наличия условий -облед^нен#я--н*-&ем.»е fn-з-
—мврезьу-ФумаНт-^окрый -снег)—при—тс м-пера-туре -н*руж-
-H0fo воздуха + &°G и-««же проти-йеобгзелсннтсльную с-и-
стему двигателей и их воздухоза-бор»икод-&к-лшч ат-ь-вруч-
■цую после запуска-дднрателей, противооб^щ-деиитедьную
■еисте-му леваетей -несущего и хвоетовете винтов и
передних—стекол—кабины экипажа перед—выруливанием.
Овдовев- РИО 3 врущую на земле н° включать
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Нри-иоздием включении
иршщвообледеиительной системы двигателей и вов-
дуяозаборников не исключена возможность оста-
н»ва-двигателей из-за сброса- «акенившегоея-я-вда
н*-лопатка-х компрессора.
££ 192. При наличии зоны обледенения в воздухе пояа-
г f( . данле .вертолета в эту зону определяется по загоранию
7с/?///ч хя£ло «Включи противообледен. систему», при
этом-автоматически по сигналу РИО-3 включается противообле-
двннтельная-система.
П-р«-пер*ых-признаках запаздывания сигнала обледе-
. 4*ен«я- ^появление льда на передних стеклах кабины эки-
п*-ж-ат-боковых блистерах, визуальном датчике обледе-
_ыения, при этом табло «Включи противообледен.
систему» не загорается и система автоматически не вклю-
~ч-а#*€-я)--яротивообледенительнук> систему и обогрев дат-
ч-н.ка-Р-1Ю-3-в«дючнть вручную (выключатель «Вкл-юч.
74
I \9 3 соот^едохгыи г гре* «дакни» ре-
}укция эмдаМу еряолеяа ча-нг.
"'. СТ. 173 - ЯВ*Я2Ь.
Л Cv.cx.i9t я ;г2 него, и?ь з следдае-
радвщя:
"tot. ТРи ъшп ратуше ♦зРг HJ25»»*ee
BPv5»yo поояшооЛ.еде^твйанок сдеявюв
ад юе~* "Сбогрез дват. пе^я ** по-
to ни *Frw» • ^ -
ЧРо*авообдеде1Ш*гвлАнуя систему джгадашЕ
3 тон случае, вел* на «шив Mimgajype
«ел»ая система дажмгеелвй эру»глуо «в
' а&гэчааась, а з полая» **MnePa*W»2P55y"
tt ошадась +"*С и шш>, пера ноча^ея*
*0«Я>ТЗ€» двиг.мшсгаан1ь ааж? а
положение *Тучн. • _
^зкяачать пооталообяеденки^хьнз» систему
д raieaefi после ва - {иааняя зеряолеза
ва езояьку- С^огреа '-о должен б*&ъ
а*1юнтрвп к оплокбярозш а а ис-и ш

I
I"
Hi
f
ЭЮ-3 включить вручную /выключатель ..
Включ • про тивооблед. пос тавить Ручк. *'м
*зключить, сорвав контровку, выключатель
РИО-8 ручной .
Планирование в условиях возможного
обледенения необходимо выполнять на режиме
• работы двигателе* не ниже 85% по бборо-
Там турбокомпрессора.
П« В связи с установкой на вертолеты
амперметра АФ1-200 вместо
установленного на вертолетах более ранних серии ам-
ерметра Mi-150 внести в Инструкцию еле'
ующне уточнения и дополнения:
1* Ст. 194'. 3 третьем абзаце вместо
значений" .../120-130 а /"Указать:
".../для лопаете* несущего винта потрео-
ляемвФ ток должен быть в пределах 120-
130а,для лопастей хвостового винта при
наличии амперметра М1~150 в пределах
120-Т40а, а при АШ1-200 в пределах 140-
175а.Л.
2. СТ.271, стр.105- Во втооой строке
зверху вместо значений ^100-125 указать
"...120-140 а по амперметру АФ1-150 и
140-175* по амперметру A^l-JOO".
© примечаЕИй 1. к этой статье ш
предпоследней строке после слов* *•• .разделить
на 6 вставить слова: ".../ASH-ISO' или
на & /A3?l-200w - далее по тексту.
ЦТ. В соответствии с требованием бюллетеш
'" ^ 76800092/9Э исправить график Рис.2
/стр. 13/ по образцу настоящего графика.

ПРта позднем включении противообледени-
телшой системы двигателей и
воздухозаборников не исключена возможность
остановка двигателей из-за сброса в
двигатели лвда, накопившегося на входных
устройствах.
192. ПРи наяичии условий обледенения на
'-земле /изморозь» туман, мокрый
снег/ при температуре наружного воздуха
+5°С и ниже, противообледенительную
систему несущего и хвостового винтов,сте-
[кол кабины экипажа включить вручную
перед выруливанием, для чего выключатель
hВключ.противообл. .поставить в
положение "Ручн.
Выключать систему после эаруливания
вертолета на стоянку» ПРи наличии обледе-
зения в вовдухе /противообледенительная
истема винтов и стекол на вемле
вручную не была включена 'попадание верто-
иета в оо'леденение определяется по за-
эранию табло "Включи про ти во обледенит.
истемум, при этом автоматически по
сигал у РИО^З включается противообледени -
ельная система.
?и первых признаках запаздывания сиг-
ача обледенения /появление льда на пе-
даих стеклах кабины экипажа, боковых
шстерах, визуальном_датчике обледене-
«я, при этом табло "линючи противообл.
ютему" не загорается и система
автоматически не включается/, противообледени-
ельную систему и обогрев датчике

pftXHRnnKnPrf » .,ППГТЯШ1ТЬ_Й-ГШДДЖЫШЁ_^Р.уШЦ| В -ВКЛЮ--
нть-выключадедь «06otpe&-.PliO--3. -ручной»,—рзспвле-
кенный на левой^-йан&ди-эдекгропульта). .
* Планирована е-лВ--условиях-обледенения необходимо /
зыгюл#я-т-ь~-н-а режиме работы дви-гателей не ниже -85-% .
по -«беретам.-турбокомпрессора-. ® 4 &?
193. Контроль работы противообледенительной систе- /3*i
мы осуществлять по потребляемому току с помощью
амперметра, по сигнальному табло («Противообледенитель-
ная система включена*, «Обогрев входа в Aq&bi двиг.
вклюжн^дО^огрев в^« лед. двиг. Щ^^%9Р^^
грев двигат. \&Шъй№/>\ и по тювышеиию температуры
газов перед турбинами компрессоров. gm
194. Вывести вертолет из зоны обледенения и доло- ^?^»*
жить руководителю полетов в случаях: t&?4-
— повышения температуры масла на выходе из дви- <4tec
гателя и на входе в главный редуктор выше допустимых
пределов;
— загорания табло «Включи преобразователь 115 в»,
.1-0 свидетельствует об отказе генератора переменного
тока;
— выхода потребляемых токов противообледенитель- И 6-iiu> i
ной системы лопастей несущего и хвостового винтов за
допустимые пределы (120—130а); .<-6 - Л«и-150 ~ti.C-i40as
— появления условий обледенения при ■Лм'п'е^'йтур'^0"'г**
наружного воздуха ниже —12е С.
Примечание. При полетах в условиях обледенения
возможно самопроизвольное выключение КО-50, вследствие
обледенения его воздухозаборника.
ПОЛЕТЫ В ГОРАХ
195. Выполнение полетов в горной местности требует
>т экипажа тщательного изучения метеорологической
обстановки района полета и систематического
наблюдения за ее изменением в полете. Особое внимание
необходимо уделять определению направления и скорости
■етра, а также наличию облачности и характеру ее
развития. Наиболее благоприятные условия для выполнения
полетов в горах бывают в утренние и вечерние часы.
196. Взлеты и посадки на вертолете в горах
разрешается выполнять на площадках, расположенных на
высотах до 4000 м относительно уровня моря.
197. Вследствие нестабильной работы системы
запуска двигателей вертолета на больших высотах над
75

/
уровнем моря выключение двигателей пагсле пбсадки на
площадках, расположенных выше 150(У м (на которых
нет аэродромных источников электропитания для
запуска), временно, до устранения указанного недостатка, не
производить. /
198. К транспортировке груза на- вертолете в горной
местности с площадок ограниченных размеров можно
допускать только летчиков, прошедших специальную
тренировку в выполнении посадок на горные площадки.
199. Вследствие ограниченного количества площадок,
пригодных для посадки в горах/отыскание и
обследование их целесообразно выполнить* заранее. Вес вертолета
при полете в горах должен обеспечивать возможность
зависания вне зоны влияния воздушной подушки.
Перед каждой посадкой на горную площадку
необходимо определять направление и скорость ветра путем
сбрасывания дымовых шашек в контрольном проходе
над площадкой, а перед каждым взлетом с такой
площадки необходимо обязательно уточнять направление и
скорость ветра.
200. Подготовку к маршрутному полету с посадкой
в горах на незнакомой площадке проводить в
соответствии с Руководством по самолетовождению.
Навигационные элементы (путевую скорость, угол сноса)
определять через каждые 15 мин полета, а при
необходимости и чаще.
Для ведения визуальной ориентировки использовать
горные долины, хребты, характерные вершины гор,
горные реки и населенные пункты.
201. Выполнение полетов в непосредственной
близости от горных хребтов при наличии ветра или облачности
с вертикальными формами развития усложняется
вследствие энергичной «болтанки» вертолета и некоторого
ухудшения его управляемости, особенно с грузом на
внешней подвеске.
При пересечении горного хребта против ветра
«болтанка» начинает ощущаться с большего расстояния от
хребта, чем при полете по ветру. Интенсивность
«болтанки» по мере приближения к склону горного хребта
возрастает. При наличии сильных нисходящих потоков и
недостаточном запасе высоты над вершиной хребта
выполнение полета может оказаться небезопасным.
Горные хребты рекомендуется пересекать с
превышением не менее 600 м. Для обеспечения быстрого отворо-
76
та при потерё\высОты от нисходящих потоков пересекать
хребты целесообразно под острым углом.
202. При помете в ущелье следует придерживаться
одной из его сторон, желательно более освещенной.
В этом случае букет обеспечена возможность разворота
и выхода из ущелья в обратном направлении при
появлении препятствий \или закрытии ущелья облачностью,
не позволяющей дальнейшее выполнение полета. При
полетах в горах входить в облака запрещается.
. 203. Радиовысотомер при полете над горным
рельефом дает неустойчивые показания. Пользоваться им
можно только при полете над пологими ровными
склонами и при висении над площадками.
■ 204. Применение радиокомпаса при полетах в горах
затруднено из-за наличия горного эффекта.
Радиокомпас дает показания с ошибками до ±30°, а в отдельных
случаях и более. Величина ошибок зависит от высоты
гор, расстояния до них, длины волны пеленгуемой
радиостанции, истинной высоты полета и взаимного
расположения гор, вертолета и приводной радиостанции.
При неустойчивых показаниях радиокомпаса
навигационные элементы с его помощью не определять.
205. Связь по УКВ радиостанции при полетах в
горах неустойчива, а временами совсем отсутствует. В
случае необходимости связь следует осуществлять по
коротковолновой радиостанции.
206. На висении с использованием взлетного режима
работы двигателей при повышенных температурах
наружного воздуха вертолет может самопроизвольно
совершать колебания по высоте при неизменном положении
рычага «шаг—газ». Одновременно отмечается колебание
стрелок указателей давления топлива, оборотов
турбокомпрессоров двигателей и оборотов несущего винта.
Это объясняется особенностями работы системы
ограничения температуры газов перед турбиной компрессора.
Величина колебаний вертолета по высоте зависит от
того, как идет срезка мощности для ограничения
температуры у одного или одновременно у двух двигателей.
В случае достижения величины колебаний 2—3 м
контрольное висение перед взлетом необходимо выполнять
на режиме работы двигателей несколько ниже взлетного,
при котором система ограничения температуры еще не
вступила в работу и вертолет висит устойчиво без
колебаний по высоте. Если вертолет устойчиво висит на вы-
77

соте ниже S М, необходимо уменьшить взлетный вес
вертолета настолько, чтобы висение было .устойчивым на
высоте не ниже 3 ж. /
207. На высокогорных площадках/при выполнении
висений с^ использованием взлетного/ режима работы
двигателей и определенном сочетании температуры
наружного воздуха и атмосферного давления
(барометрической высоты площадки) правая/педаль может
полностью стать на упор. Выполнять висение с
использованием взлетного режима работы двигателей в этом случае
нельзя. Чтобы иметь запас хода правой педали,
обеспечивающий маневр и пилотирование вертолета, выполнять
висение необходимо на более низком режиме работы
двигателей, а для этого следует уменьшить полетный вес
вертолета. Эта особенность учтена в номограммах для
определения предельного полетного веса вертолета.
Определение предельного полетного веса вертолета
при взлете и посадке по-вертолетному без использования
влияния воздушной подушки
208. При взлете с ограниченной площадки и посадке
на такую же площадку полетный вес вертолета
определять по номограмме (рис. 13).
В верхней части номограммы на графике,
обозначенном цифрой / (в кружке), даны зависимости веса
вертолета на висений вне зоны влияния воздушной подушки
(20—25 м от поверхности площадки до колес шасси) при
взлетном режиме работы двигателей от барометрической
высоты площадки.
Зависимости даны для различных температур
наружного воздуха от плюс 40° С до минус 40° С (через
каждые 10°С). «
Для обеспечения запасов путевого управления на
висений вес, найденный по графику /, должен быть
уменьшен.
Величина поправки, на которую надо уменьшать вес,
зависит от барометрической высоты площадки и
температуры наружного воздуха на ней. Определяется эта
поправка по графику, обозначенному цифрой 2 (в
кружке) и помещенному на номограмме вверху справа.
Примечание. Для вертолетов, имеющих максимальный угол
установки лопастей хвостового винта 19°, поправки определяются
непосредственно по графику 2.
78
\
Для вертолетов с хвостовыми винтами, имеющими
максимальный угол установки 21°, полученную по графику 2 поправку
уменьшить на 400 кГ \еслн поправка окажется равной 400 кГ или
менее — ее не учитывать).
4000
2000
вооо
Нлюч
C/)/i,*-t;
..-G.Kr| №ы*Яя
IG AG |
\ск ветра и СТ
|Св)л=Слос 1
•AG
¥\
1000
8000
9000
10000
novo е/5Г'
Рис. 13. Номограмма для определения предельного допустимого
веса вертолета при взлете и посадке по-вертолетному без
использования влияния воздушной подушки
Для определения предельного полетного веса в
условиях безветрия необходимо:
— по графику / найти вес для заданной высоты
площадки и температуры наружного воздуха:
79

— по графику 2 найти для тех же условий поправку '
на вес вертолета; / ')
— из веса, найденного по графику'7, вычесть по- *, х
правку.
Для учета влияния встречного ветр/i на полетный вес
вертолета служит нижняя часть номограммы,
обозначенная цифрой 3 (в кружке).
При определении предельного полетного веса с
учетом влияния встречного ветра следует иметь в виду,
что как направление, так и скорость ветра могут
изменяться в процессе взлета или посадки. Поэтому при
неустойчивом ветре его скорость/ необходимо брать по
минимальному значению.
При отсутствии данных о ве/гре скорость его
принимать равной нулю.
209. Определенный с помощью номограммы на рис. 13
вес является предельным полетным весом вертолета для
висений вне зоны влияния воздушной подушки. Над
ограниченной высокогорной площадкой висение с
предельным полетным весом разрешается при боковом
ветре, имеющем скорость не более 5 ж/се/с.
Развороты на висений с предельным полетным весом
выполнять с угловой скоростью, не более 6 град/сек с
учетом допустимой скорости бокового ветра.
На вертолете с предельным полетным весом можно
выполнять вертикальный взлет с разгоном вне зоны
влияния воздушной подушки и посадку с зависанием вне
этой зоны.
210. Для пояснения пользования номограммой на ней
изображен ключ и приведен пример определения
предельного полетного веса. I
}
Пример. Определить предельный полетный вес вертолета для
взлета с площадки, расположенной на высоте 2000 м над уровнем
моря, при температуре наружного воздуха плюс 20° С и скорости .
ветра 6 м/сек. J
Решение. По графику / находим вес вертолета без учета •
поправки на обеспечение запаса хода правой педали, для чего на »
шкале «барометрических высот», обозначенной индексом Н, нахо- I
дим отметку 2000 м и проводим от нее горизонтальную прямую *
до линии с отметкой /я. в = +2бьС. Из полученной точки проводим j
вертикаль до горизонтальной шкалы и определяем вес вертолета I
без учета поправки на обеспечение запаса путевого управления —
9260 кГ. ||
По графику 2 находим поправку к найденному весу, для чего i
на шкале температур наружного воздуха, обозначенной индексом I.
/„. в, находим отметку +20°С. Заданная высота площадки (2000 м) -\\
№
превышает высоту 1500 м, поэтому из точки с отметкой +20° С
проводим вертикальную прямую до пересечения с линией, имеющей
отметку //>V500 м. Из полученной точки проводим
горизонтальную линию до Хпересёчения с вертикальной шкалой, имеющей
индекс AG, и определяем поправку к весу —660 кГ. Из веса 9260 кГ,
найденного по графику /, вычитаем поправку к весу — 660 кГ,
найденную по графику 2 (как это условно показано на графике /
горизонтальной стрелкой по оси G), и определяем предельный вес
вертолета в штилевкх условиях — 8600 кГ.
Чтобы учесть влияние ветра, воспользуемся нижней частью
номограммы. \
На вертикальной 1^кале графика 3, где скорость ветра
обозначена индексом U, находим отметку 6 м/сек и проводим от нее
горизонтальную линию. \
Из точки на горизонтальной шкале с отметкой 8600 кГ
(соответствующей найденному! весу для штилевых условий) проводим
линию, эквидистантную изображенным на графике 3 кривым, до
■пересечения с проведенной горизонтальной линией. Из полученной
точки проводим вниз вертикальную линию и по горизонтальной
шкале определяем, что предельный вес вертолета с учетом влияния
ветра будет 9200 кГ. \
Определение предельного полетного веса вертолета
при взлете и посадке по-вертолетному с использованием
влияния воздушной подушки
211. При определении возможности взлета и посадки
по-вертолетному с использованием влияния воздушной
подушки предельный полетный вес вертолета определять
с помощью номограммы на рис. 14.
В верхней части номограммы на графике,
обозначенном цифрой / (в кружке), дан вес вертолета на висений
на высоте 3 ж от колес шасси до поверхности площадки
при взлетном режиме работы двигателей в зависимости
от барометрической высоты площадки при различных
температурах наружного воздуха от плюс 40° С до
минус 40°С (через каждые 10°С).
При достаточном запасе путевого управления взлет
по-вертолетному в зоне влияния воздушной подушки без
касания колесами шасси поверхности площадки
обеспечивается при таком весе вертолета,, с которым он может
зависнуть при взлетном режиме работы двигателей на
высоте 3 м от колес до площадки.
Для определения возможности взлета без касания
площадки колесами шасси на этой высоте перед взлетом
выполняется контрольное висение.
При взлете с площадки, расположенной на высоте
более 800 м относительно уровня моря, дли" обеспечения
6 Зак. 443
S1

6000 7000 8000 SOOO 10000 11000 12000 G,kT
Рис. 14. Номограмма для определения предельного
допустимого веса вертолета при взлете и посадке по-вертолетному
с использованием влияния воздушной подушки
запасов путевого управления на висении вес, найденный
по графику 1, должен быть уменьшен.
Величину поправки, на которую надо уменьшать вес
вертолета для обеспечения запаса хода педали,
определять в зависимости от барометрической высоты, на
которой находится площадка, и температуры наружного
воздуха с помощью графика, обозначенного цифрой 2
(в кружке).
Примечание. Поправка по графику 2 определяется для
вертолетов с хвостовыми винтами, имеющими максимальный угол
82
установки лопастей 19°. На вертолетах с хвостовыми винтами,
имеющими максимальный угол установки лопастей 21°, запасы
путевого управления на висении обеспечиваются на всех возможных
высотах площадок и во всем диапазоне температур наружного
воздуха. Поэтомуч для этих вертолетов поправки по графику 2
брать не следует. \
Нижняя половина номограммы на рис. 14,
обозначенная цифрой 3 (в кружке), используется для учета
влияния встречного ветра на полетный вес вертолета.
Предельный вес вертолета в зоне влияния воздушной
подушки определять по номограмме на рис. 14 в таком
же порядке, как указывалось для определения
предельного веса вне зоны влияния воздушной подушки.
212. Определенный с помощью номограммы на рис. 14
вес является предельным полетным весом для
выполнения взлетов и посадок в зоне влияния воздушной
подушки на площадках, расположенных на высотах до
3000 м относительно уровня моря.
По мере увеличения высоты местонахождения
площадки относительно уровня моря отмечается тенденция
к увеличению просадки вертолета на разгоне в процессе
взлета по-вертолетному, особенно заметная на
площадках, расположенных на высотах более 3000 м.
В целях исключения непреднамеренного касания
колесами шасси неровностей грунта высота контрольного
висения на площадках, расположенных выше 3000 м,
должна быть увеличена до 4 м. Так как номограмма на
рис. 14 построена для условия, что контрольное висение
выполняется на высоте 3 м над площадкой, то для
обеспечения контрольного висения на высоте 4 м вес,
найденный по этой номограмме, необходимо уменьшить на
250 кГ.
В случае взлета с предельным полетным весом
контрольное висение выполнять строго против ветра.
213. Для пояснения пользования номограммой на ней
изображен ключ и приведен пример определения
предельного веса.
Пример. Определить предельный полетный вес вертолета для
взлета по-вертолетиому с площадки, расположенной на высоте
1500 м над уровнем моря, с использованием воздушной подушки
при температуре наружного воздуха минус 10" С и скорости ветра
3 м/сек.
Решение. По графику / находим вес вертолета без учета
поправки на обеспечение запаса хода правой педали — 11 500 кГ.
По графику 2 находим поправку к найденному весу—160 кГ.
6*
83

/
Из веса 11500 кГ, найденного с помощью графика 1, вь!чи-
таем поправку 160 кГ, найденную по графику 2, и Определяем
предельный вес вертолета в штилевых условиях — 1Г 340 кГ.
По графику 3 определяем вес вертолета с учетом влияния
ветра — 11 540 кГ. Найденный вес является предельным полетным
весом при данных условиях для взлета по-вертолетному с
использованием влияния воздушной подушки. /
214. У различных вертолетов тяга несущего винта на
взлетном режиме работы двигателей может быть
неодинаковой. Поэтому перед полетом необходимо на
контрольном висении проверить, правильно ли определен
взлетный вес по номограмме. /
Если при определении предельного взлетного веса с
помощью номограммы на рис. 13 поправка к весу,
определенная по графику 2,' для заданных условий (высоты
расположения площадки и температуры наружного
воздуха) оказалась равной нулю, то вертолет с найденным
по номограмме весом на контрольном висении должен
висеть при взлетном режиме работы двигателей вне
зоны влияния воздушной подушки. При отличии поправки
к весу от нуля вертолет на контрольном висении вне
зоны влияния воздушной подушки должен висеть на
режиме работы двигателей несколько ниже взлетного.
Если предельный взлетный вес определялся с
помощью номограммы на рис. 14, то при нулевой поправке
к весу вертолет с найденным по номограмме весом на
контрольном висении при взлетном режиме работы
двигателей должен висеть на высоте 3 м (от основных
колес шасси до поверхности площадки) при расположении
площадки ниже 3000 м и на высоте 4 м при
расположении площадки выше 3000 м относительно уровня моря.
При отличии поправки к весу от нуля вертолет на
контрольном висении должен висеть на указанных высотах
на режиме работы двигателей несколько ниже взлетного.
Определение предельного полетного веса вертолета
при взлете и посадке по-самолетному
215. Для определения предельного полетного веса
вертолета при взлете и посадке по-самолетному найти
по номограмме на рис. 14 его вес без учета поправки и
увеличить на 1000 кГ, если площадка расположена на
высоте до 1500 м, и на 800 кГ, если площадка
расположена выше 1500 м относительно уровня моря.
Полученный результат (если он не превышает 12000 кГ)
будет предельным весом для взлета и посадки
по-самолетному в заданных условиях.
81
Ёо всех случаях предельный вес не должен
превышать максимальный взлетный вес вертолета 12000 кГ.
Особенности выполнения взлета с горной площадки
и посадки на нее
216. Для выполнения взлетов и посадок минимальные
размеры рабочей горной площадки должны быть
следующие:
— для взлетов и посадок по-вертолетному вне зоны
влияния воздушной подушки 50X50 м;
— для взлетов и посадок по-вертолетному в зоне
влияния воздушной подушки 50X150 м;
— для взлетов и посадок по-самолетному 40x250 м.
Линия возвышения препятствий на подходе к
площадке должна иметь наклон по отношению к горизонту
не более 1:15.
217. Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны
влияния воздушной подушки применять в тех случаях,
когда площадка имеет ограниченные размеры и
окружена препятствиями, а взлетный вес вертолета позволяет
висение вне зоны влияния воздушной подушки.
Предельный полетный вес для взлета вне зоны влияния
воздушной подушки "определяется по номограмме на рис. 13.
Взлет производить в порядке, указанном в ст. 59.
218. Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне
влияния воздушной подушки применять в тех случаях, когда
вес вертолета позволяет выполнить разгон без касания
колес шасси о грунт, а размер площадки позволяет
выполнить разгон в зоне влияния воздушной подушки. На
площадках, расположенных на высотах до 3000 м
относительно уровня моря, контрольное висение перед
взлетом выполнять на высоте не ниже 3 ж, а на площадках,
расположенных выше 3000 м, не ниже 4 м. Предельный
вес вертолета для взлета в зоне влияния воздушной
подушки определяется с помощью номограммы на
рис. 14.
Взлет производится в порядке, указанном в ст. 56.
219. Взлет по-самолетному применять в тех случаях,
когда вес вертолета не позволяет выполнить разгон в
зоне влияния воздушной подушки без касания колесами
шасси о грунт, ,а поверхность и состояние грунта
площадки обеспечивают безопасный разбег вертолета на
расстояние не менее 150 м.

/Предельный вес для взлета по-самолетному опреде->
^Лять в зависимости от высоты расположения рабочей
площадки, указанной в ст. 215.
Перед взлетом по-самолетному выполнить
контрольное висение вертолета против ветра. Взлет выполнять в
порядке, указанном в ст. 60—63.
220. При выполнении посадок на горные площадки
необходимо учитывать следующие особенности:
— с увеличением высоты площадки над уровнем моря
у вертолета увеличиваются просадка и угол тангажа при
отклонении ручки управления на себя при торможении
перед посадкой; это может привести к
преждевременному приземлению вертолета или касанию хвостовой
опорой о грунт; поэтому отклонения ручки управления
на себя производить особенно плавно и с небольшими
расходами;
— торможение вертолета перед приземлением
происходит вяло; для точного расчета на посадку уменьшение
скорости полета необходимо начинать раньше, чем на
площадках, расположенных на высоте, близкой к
уровню моря; во всех случаях, когда позволяют условия
подхода, посадку производить с подходом на небольшой
высоте и с малой поступательной скоростью.
221. Посадку по-вертолетному с зависанием вне зоны
влияния воздушной подушки применять на
ограниченные площадки с полетным весом, позволяющим висение
вне зоны влияния воздушной подушки.
Перед посадкой выполнить контрольный'проход над
площадкой с превышением 20—30 м на скорости 90—■
100 км/ч.
При проходе уточнить барометрическую высоту
расположения площадки. За 10—15 сек до прохода центра
площадки бортовому технику зажечь дымовую шашку и
по команде командира экипажа сбросить ее через
приоткрытую дверь грузовой кабины.
Маневр захода на посадку строить с учетом
направления ветра, определяемого по дыму шашки.
Посадку выполнять в таком порядке:
— заход на посадку производить на скорости 90—
100 км/ч с превышением над площадкой 40—50 м;
— после выхода на посадочную прямую перевести
вертолет на снижение с вертикальной скоростью
2—3 м/сек;
86
— уменьшение скорости планирования по прибору
производить с таким расчетом, чтобы на высоте 25—30 ж
скорость была 50—60 км/ч и чтобы зависание над
площадкой выполнить выше препятствий на 8—10 м;
— после уверенного зависания определить место,
наиболее пригодное для приземления вертолета, и
произвести плавное перемещение к нему;
— выполнить вертикальное снижение до касания
вертолета колесами о грунт;
— уменьшение общего шага производить плавно и
при полной уверенности, что вертолет устойчиво стоит
на земле и удерживается от кренов и перемещений
органами управления и тормозами колес.
Во время снижения и посадки всем членам экипажа
осматривать пространство вокруг вертолета и в случае
опасного сближения с препятствиями докладывать об
этом командиру экипажа.
222. Посадку по-вертолетному с зависанием в зоне
влияния воздушной подушки применять в тех случаях,
когда размеры площадки и подходы к ней, а также вес
вертолета позволяют выполнять торможение и
зависание в зоне влияния воздушной подушки.
Порядок захода на посадку аналогичен заходу и
расчету на посадку способом, указанным в ст. 221.
Уменьшение поступательной скорости и вертикальной
скорости снижения выполнять с таким расчетом, чтобы
обеспечить зависание в зоне влияния воздушной
подушки на высоте 2—2,5 м.
Уменьшением общего шага выполнить снижение и
приземление вертолета.
В процессе приземления всем членам экипажа
наблюдать за поверхностью площадки и докладывать
командиру экипажа о положении колес на грунте.
223. При торможении перед посадкой
по-вертолетному не допускать резких движений рычагом «шаг —
газ», имея в виду большое время приемистости
двигателей и возможность потери оборотов несущего винта ниже
минимально допустимых 89%.
224. Посадку по-самолетному применять в тех
случаях, когда состояние грунта и размеры площадки
позволяют выполнить посадку с пробегом. Заход на
посадку выполнять обычным способом, как и при посадке по-
вертолетному.
87

Предпосадочное снижение осуществлять с таким
расчетом, чтобы к моменту приземления двигатели были
выведены на режим, близкий к взлетному, при котором
обеспечивается посадка на скорости 20—30 км/ч на
основные колеса.
После приземления опустить переднее колесо и
применить торможение колес. Пробег при этом составляет
30—40 м.
Посадка на площадку с уклоном и взлет с нее
225. Площадки, расположенные в горах, почти всегда
имеют уклоны различной величины. При выполнении
вертикальной посадки без выключения двигателей после
выполнения посадки и вертикального взлета
максимальные значения уклонов не должны превышать следующих
величин:
— носом на уклон — 7°, под уклон — 5°;
— левым бортом на уклон — 7°, под уклон — 2°30'.
При выполнении вертикальной посадки с
выключением двигателей максимальные значения уклонов не
должны превышать следующих величин:
— носом на уклон и под уклон — 3°;
— левым бортом на уклон — 3°, под уклон — 2°30'.
Площадки должны иметь твердую поверхность.
226. Вертикальные взлеты и посадки на площадках
с уклонами при ветре скоростью до 5 м/сек
рекомендуется выполнять носом или левым бортом на уклон. При
ветре более 5 м/сек—против ветра с учетом
максимальной величины допустимых уклонов.
227. При выполнении заходов на незнакомую
площадку необходимо учитывать, что с воздуха определить
действительную величину уклона трудно. Поэтому при
приземлении на площадку, имеющую уклоны, общий шаг
несущего винта уменьшать постепенно. Вертолет при этом
удерживать от крена и перемещений по уклону
отклонением органов управления и тормозами колес. Если в
процессе уменьшения общего шага ручка управления или
педаль будет приближаться к упору, дальнейшее
уменьшение общего шага прекратить и отделить вертолет от
земли.
228. Развороты и длительные руления на уклонах не
рекомендуются. При необходимости перемещения по
площадке целесообразно выполнить подлет в нужном
направлении.
88
22Й. При взлете с площадки с уклонами отрыв
вертолета от земли выполнять строго вертикально, не
допуская боковых перемещений.
ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ВЕРТОЛЕТА
НА ПЛОЩАДКАХ СО СНЕЖНЫМ (ПЫЛЬНЫМ)
ПОКРЫТИЕМ
230. Полеты в условиях заснеженных или пыльных
посадочных площадок являются особенно сложными.
К этим полетам могут допускаться только летчики,
прошедшие дополнительное обучение взлетам и посадкам
в указанных условиях.
231. Взлет с заснеженной площадки и посадку на нее
по-вертолетному разрешается выполнять при толщине
снежного покрова до 50 см и при наличии на
поверхности плотного наста, исключающего возможность
образования снежного вихря, в котором отсутствует
горизонтальная и вертикальная видимость.
232. Руления, взлеты и посадки по-самолетному
разрешается производить на площадках с неукатанным
снежным покровом толщиной до 15 см в том случае,
когда есть уверенность в отсутствии препятствий под
снегом.
233. Висения, подлеты, взлеты и посадки
по-вертолетному при отсутствии горизонтальной и вертикальной
видимости запрещаются.
234. При выполнении полетов с заснеженных
площадок в отдельных случаях возможно раздувание снега
струей от несущего винта до видимости, обеспечивающей
взлет и посадку по-вертолетному.
235. Руления, висения, подлеты, взлеты и посадки
при встречном ветре более 5 м/сек особенностей не
имеют, так как в этом случае снежный или пыльный вихрь,
образованный струей от несущего винта, смещается
назад, практически не ухудшая горизонтальной
видимости.
236. Рулить на заснеженных или пыльных площадках
при отсутствии горизонтальной видимости разрешается
на скорости не более 10 км/ч, развороты на рулении —
на скорости не более 5 км/ч. Выполнять развороты на
месте во избежание срыва покрышек колес запрещается.
237. Перед началом руления заметить по компасу
направление руления, убедиться, что впереди по курсу
89

руления нет Препятствий, ввести коррекцию вправо и по
достижении оборотов несущего винта 85—95% начать
руление, выдерживая направление по компасу, а
скорость руления — по видимому участку земли вблизи
вертолета. Для уточнения направления и просмотра
полосы руления периодически останавливать вертолет,
выводить коррекцию влево, подождать, пока осядет снег
(пыль), при появлении горизонтальной видимости
просмотреть следующий участок местности и продолжать
руление.
238. Перед выполнением висения потоком воздуха от
несущего винта раздуть снег (пыль) вокруг вертолета
так, чтобы просматривалось пространство впереди
вертолета и в стороны на 5—10 м.
239. При взлете по-вертолетному после отрыва от
земли набрать высоту 3—5 м, наблюдая за положением
вертолета относительно ориентиров на земле через нижнее
остекление кабины экипажа. Взлет и висение
производить строго против ветра. На висении убедиться в
нормальном положении вертолета относительно земли и в
наличии запаса мощности, с высоты 2—3 м выполнить
разгон с использованием взлетного режима работы
двигателей. В процессе разгона не допускать снижения
вертолета и кренов. Положение вертолета при
прохождении снежного облака контролировать по приборам, а
также по ориентирам, значительно удаленным от места
взлета (горы, деревья и т. п.).
240. При взлете по-самолетному отрыв вертолета
(увеличение мощности двигателей до взлётной)
выполнять после прохождения снежного облака. До выхода
из снежного (пыльного) облака направление разбега
выдерживать по указателю курса, кренение вертолета^
контролировать по авиагоризонту. По достижении
скорости 25—30 км/ч вертолет выходит из снежного
(пыльного) облака и горизонтальная видимость
восстанавливается.
241. При посадке по-вертолетному на заснеженные
(пыльные) площадки зависание выполнять на высоте,
свободной от снежного (пыльного) облака, поднятого
струей от несущего винта. После зависания снижение
вертолета выполнять плавно с таким расчетом, чтобы к
моменту ухудшения горизонтальной видимости была
обеспечена надежная вертикальная видимость вплоть до
момента приземления. Вертикальная видимость дости-
90
тается раздуванием снежного покрова струей от
несущего винта. При вертикальном снижении не допускать
перемещений вертолета в стороны, постоянно
контролируя его положение по земле и ориентирам привязки
(ветки деревьев, флажки) через нижнее остекление и
боковые блистеры.
При потере ориентира привязки немедленно уйти на
второй круг с набором высоты и скорости, не допуская
кренов вертолета. Поиск ориентира привязки путем
перемещений у земли при отсутствии горизонтальной и вер-
икальной видимости ориентира запрещается.
242. Приземление при посадке по-самолетному при
тречном ветре менее 5 м/сек производить на скорости
j—50 км/ч в зависимости от длины площадки. В
случае ухудшения горизонтальной видимости перед
посадкой следует немедленно увеличить скорость полета и
уйти на второй круг. При вторичном заходе скорость
приземления должна быть несколько больше, чем в
предыдущем заходе. После приземления уменьшить общий
аг до минимального значения, убрать коррекцию и при-
сенить тормоза колес.
Необходимо учитывать, что при торможении на за-
еженном грунте возможно проскальзывание затормо-
енных колес и возникновение «юза».
, Примечание. Полеты с песчаных и пыльных площадок при-
<)т к преждевременному износу двигателей, отдельных агрегатов
еталей вертолета. Поэтому необходимо (если имеется возмож-
jCTb) избегать эксплуатации вертолетов на песчаной (пыльной)
ощадке без предварительной ее поливки водой.
*

Глава III
ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА-ШТУРМАНА
подготовка к полету
243. Перед полетом выполнить расчет полета, а перед
полетом по маршруту, кроме того, подготовить полетную
карту.
244. Выполнить предполетный осмотр вертолета по
маршруту, показанному на схеме (рис. 3).
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 десантников на
сиденьях и знание ими правил поведения в полете;
— правильность размещения раненых.
Проверить установку данных на блоке вычислителя
астрокомпаса ДАК-ДБ-5.
Доложить командиру экипажа о результатах осмотра.
245. По команде командира экипажа _ надеть
парашют, сесть в кресло и выполнить следующие операции:
— подогнать и застегнуть поясные привязные ремни;
— присоединить фал парашютного прибора к
удлинителю, уложив его так, чтобы исключалось попадание
в управление;
— подогнать по росту сиденье и педали ножного
управления;
— проверить, установлено ли точное время и
заведены ли бортовые часы;
— проверить заправку топлива по топливомеру;
после проверки переключатель поставить в положение
«Расх.»;
— подключить шлемофон к кабелю СПУ;
— проверить надежность открытия и закрытия
сдвижного блистера;
92
— проверить исправность приборов по их внешнему
виду и положению стрелок;
— включить на приборной доске переключатель
трансформатора ДИМ в положение «Основн.».
246. После запуска двигателей, отключения
аэродромного питания и включения в работу генераторов
постоянного тока выполнить следующую работу:
— проверить напряжение генераторов постоянного
тока;
— включить авиагоризонт и проверить его работу;
— проверить исправность системы обогрева ПВД;
— включить АРК и проверить правильность
настройки на приводную радиостанцию аэродрома;
— включить курсовую систему КС-ЗГ (ГМК-1
А),проверить правильность установки данных и рода работы на
щитке курсовой системы, согласовать курсовую систему;
— при отрицательной температуре наружного
воздуха включить выключатель «Обогрев КС-3».
Примечание. Выключение выключателя «Коррекция» (или
включение «Авнагорнз. — КС-3» в положение «КС-3») производится
только при отказе левого авиагоризонта н выдаче неверных
сигналов на крен;
— по команде командира экипажа проверить
работоспособность автопилота по шкале «Направление», для
чего установить на пульте курсовой системы
переключатель рода работ в положение «ГПК», повернуть ручку
«Задатчик курса» по часовой стрелке до упора, при этом
шкала «Направление» на пульте управления также
должна вращаться по часовой стрелке; таким же образом
проверить соответствие вращения шкалы «Направление» при
повороте ручки «Задатчик курса» против часовой стрелки;
— поставить переключатель рода работ в положение
«ГПК» или «МК» в зависимости от режима работы
курсовой системы, при установке на режим «МК»
необходимо нажать кнопку согласования КС-ЗГ (ГМК-1 А);
— включить и проверить работу астрокомпаса
ДАК-ДБ-5;
— по команде командира экипажа проверить
надежность отключения автопилота при нажатии на кнопку
«Выкл. АП» на ручке управления вертолетом и
надежность отключения отдельно канала высоты при нажатии
на кнопку «Фрикцион» на рычаге общего шага.
247. При опробовании двигателей по команде
командира экипажа произвести проверку работы генераторов
93

переменного тока и противообледенительной системы по
методике, указанной в гл. IV.
248. Перед ночными полетами дополнительно
проверить работу плафона и работоспособность фары. О
произведенных проверках доложить командиру экипажа.
ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА
249. На рулении просматривать пространство впереди
вертолета и докладывать командиру экипажа о
появлении препятствий.
250. После выруливания к месту взлета проверить
пилотажно-навигационное оборудование и убедиться в ,
том, что питание на авиагоризонт подано (флажка на
фоне шкалы АГБ-ЗК нет) и радиокомпас АРК-9
правильно показывает направление на приводную радиостанцию.
251. В полете летчик-штурман обязан:
— уточнить расчетные данные;
— вести наблюдение за пилотажно-навигационными
приборами;
— вести визуальную ориентировку, быстро и точно
производить навигационные расчеты;
-г- перестраивать радиосредства для решения задач
выхода в заданный район, захода и расчета на посадку;
— периодически, через каждые 10—15 мин полета,
проверять расход и оставшийся запас топлива; после
проверки переключатель топливомера ставить в
положение «Расх.»;
— всегда знать продолжительность полета до
посадки;
— уметь восстанавливать ориентировку в полете;
— руководствоваться указаниями командира экипажа.
252. При выполнении полетов в сложных
метеорологических условиях и ночью следить за выдерживанием
заданного режима полета и расчетных данных
выполняемого маневра по времени, курсу, высоте, скорости
и курсовым углам радиокомпаса, особенно за высотой
при снижении после четвертого разворота, сообщать
командиру экипажа время начала разворота при
выполнении маневра захода на посадку; быть готовым в
любой момент к пилотированию вертолетом.
253. При полетах с внешней подвеской или бортовой
стрелой помогать командиру экипажа сохранять
высоту висения и пространственное положение вертолета в
момент подцепки (опускания) груза.
94
Глава IV
ДЕЙСТВИЯ БОРТОВОГО ТЕХНИКА
ПРЕДПОЛЕТНЫЙ ОСМОТР ВЕРТОЛЕТА
254. За полноту и качество подготовки вертолета к
полетам отвечает бортовой техник.
<$ 255. Предполетный осмотр вертолета бортовым тех-
%<h/t. никои проводится в соответствии с Инструкцией по экс-
*ПУ4г плуатации и техническому обслуживанию и Единым
регламентом.
При предполетном осмотре по маршруту, указанному
на схеме (рис. 3), бортовой техник должен:
— осмотреть остекление носовой части кабины
экипажа и сдвижные блистеры;
— осмотреть трубки ПВД, проверить их крепление
и чистоту отверстий;
— убедиться в правильности зарядки передней
амортизационной стойки и пневматиков колес шасси;
обжатие штока передней стойки (по шкале указателя) при
различном сочетании веса и центровки вертолета не
должно превышать 150 мм, обжатие пневматиков передних
колес не должно превышать 25 мм;
— осмотреть правый топливный бак, заборник
воздуха и капоты обогревателя КО-50, убедиться в
отсутствии течи топлива, вмятин и других видимых дефектов;
— убедиться в правильности зарядки правой
основной амортизационной стойки, в отсутствии течи
жидкости по штоку, в правильности зарядки пневматика колеса
шасси (выход штока амортизационной стойки по зеркалу
штока в зависимости от веса вертолета должен быть:
при отсутствии десантной нагрузки — 240 мм, при весе
вертолета 11 100 кГ — 90±20 мм, при весе вертолета
95

IS 060 кГ — ?5±20 мм; обжатие пневматика не должно
превышать 50 мм);
— осмотреть лопасти несущего винта и убедиться в
отсутствии видимых повреждений, проверить, есть ли
давление воздуха в лонжеронах лопастей (по утоплению
пояска чувствительного элемента сигнализатора);
— осмотреть хвостовой винт и убедиться в отсутствии
повреждений втулки и лопастей, в зимнее время
убедиться в отсутствии льда и снега; проверить уровень и
цвет масла в контрольных стаканах осевых шарниров
лопастей (уровень масла в контрольном стакане должен
быть не ниже 5—10 мм от верхнего края при
положении лопасти вертикально вниз);
— проверить маслощупом уровень масла в
промежуточном и хвостовом редукторах (уровень масла
должен находиться на верхней отметке стержня масло-
щупа);
— слить 1,5—2,0 л отстоя топлива через сливные
краны топливной системы;
— проверить состояние фюзеляжа, хвостовой и
концевой балок, стабилизатора, узлов крепления хвостовой
опоры;
— проверить надежность закрытия створок грузового
люка;
— осмотреть левый топливный бак и левую
амортизационную стойку в том же порядке, как и правые;
— осмотреть сдвижную дверь, убедиться в надежной
фиксации ее в закрытом положении;
— проверить наличие ручных огнетушителей в
грузовой кабине;
— проверить соответствие загрузки вертолета
предстоящему полету;
— убедиться, что груз размещен в соответствии с
центровочной разметкой, имеющейся на борту грузовой
кабины, и проверить надежность швартовки груза;
— убедиться, что взлетный вес вертолета с учетом
взятого груза, дополнительного оборудования и
заправленного в баки топлива не превышает максимального
взлетного веса;
— снять заглушки с входных устройств двигателей,
вентилятора и выхлопных труб и убедиться, что нет в них
повреждений и посторонних предметов;
— осмотреть входные части и лопатки компрессоров
двигателей;
96
■— открыть капоты двигателей и главного редуктора;
—■ проверить уровень масла в баках двигателей
(нормальная заправка бака каждого двигателя 10 л);
-— проверить уровень масла в главном редукторе по
мерному стеклу (уровень масла должен находиться
между рисками мерного стекла, нормальная заправка
редуктора 32 л);
— проверить уровень АМГ-10 в баках гидросистемы;
нормальная заправка в обоих баках 20 л (уровень масла
должен быть на верхней риске мерной линейки);
— проверить уровень АМГ-10 в компенсационном
бачке гидродемпферов (уровень масла должен быть
между верхней и нижней рисками);
— убедиться по показаниям манометров, что
давление в огнетушителях соответствует давлению, указанному
для данной температуры наружного воздуха;
— закрыть все капоты на замки;
— закрыть замок люка выхода к двигателям;
— убедиться, что трос заземления уложен в свое
гнездо; ^
— осмотреть кабину экипажа и убедиться, что нет
посторонних предметов в кабине;
— убедиться, что нет внешних повреждений
приборов, табло, рычагов, переключателей;
— проверить плавность перемещения
рычагов-управления двигателями;
— убедиться в легкости хода и надежности закрытия
сдвижных блистеров;
— проверить зарядку воздушной системы (давление
в системе должно быть 40—50 кГ/см2) и работу
тормозной системы колес шасси (после растормаживания не
должно быть остаточного давления в тормозах колес);
— дать команду на подключение аэродромного
источника электропитания; при этом переключатель
«Аэродромное питание — Аккумуляторы» поставить в
положение «Аэродромное питание» (в качестве аэродромного
источника электропитания могут применяться АПА-2М,
АПА-ЗМ, АПА-4М, АПА-35-2, АПА-50);
— проверить количество топлива по указателю топ-
ливомера;
■— поочередным включением проверить
работоспособность подкачивающих и перекачивающих насосов,
контролируя их работу по загоранию табло;
7 Зак. 443
97

— ё Холодное время года проверить работу
обогревателя КО-50 (включение КО-50 производить согласно
.инструкции по эксплуатации обогревателя).
(%} _ 256. Проверить исправность цепей системы противо-
/iл«у£?£пожаРной защиты (сигнализации и пожаротушения), а
*7 . также работу распределительных кранов в такой после-
^"^ ' довательности:
■— убедиться, что переключатель «Контр, датчиков —
Огнетуш.» установлен в положение «Контр, датчиков»;
— включить АЗС системы противопожарной защиты;
— включить главный выключатель противопожарной
системы и убедиться в исправности электрических цепей
пиропатронов (желтые лампочки на табло сигнализации
срабатывания огнетушителей не должны гореть);
— перемещая по часовой стрелке ручку пакетного
переключатели, поставить ее поочередно на все 12
отметок переключателя; во всех положениях пакетного
переключателя должны загораться красные лампочки
сигнализации о пожаре соответственно для отсеков левого и
правого двигателей, главного редуктора и обогревателя
КО-50;
— при загорании лампочек сигнализации о пожаре
каждый раз должна загораться желтая лампочка «Кран
открыт», свидетельствующая об открытии и исправности
распределительного пожарного крана для каждого из
отсеков;
— поставить ручку пакетного переключателя в
положение «О» и убедиться, что желтая, лампочка
сигнализации открытия распределительного крана не горит;
— поставить переключатель контроля датчиков в
положение «Огнетуш.», при этом должна погаснуть желтая
лампочка сигнализации положения «Контр, датчиков».
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во избежание
срабатывания огнетушителей первой (автоматической)
очереди системы пожаротушения запрещается:
— при загорании желтой лампочки «Кран
открыт» устанавливать переключатель контроля
датчиков в положение «Огнетуш.»;
— поворачивать ручку пакетного
переключателя с отметки «О» при нахождении переключателя
«Контр, датчиков — Огнетуш.» в положении
«Огнетуш.».
257. При подготовке к полету, в котором возможно
обледенение, проверить исправность противообледени-
98
тельной системы, для чего при включенных АЗС
выполнить следующее:
— переключатели противообледенительной системы
на левой панели электропульта поставить в положение
«Автомат.», после чего переключатель «Включ. противо-
обл.» поставить в положение «Ручн.», при этом должно
прослушиваться срабатывание электромеханизмов
открытия воздушных заслонок, электромагнитных кранов
(ЭМТ-244) и работа программного механизма (ПМК-21),
а также должны загореться табло «Противообледен.
система включена», «Обогрев входа в лев. двиг. включен»,
«Обогрев входа в прав. двиг. включен», «Обогрев двигат.
работает»£что свидетельствует об исправности
противообледенительной системы воздухозаборников и входных
направляющих аппаратов двигателей; j)»
— переключатель «Включ. противообл.» поставить в
положение «Авт.» и нажать кнопку «Выкл. противообл.»,
при этом табло «Обогрев входа в лев. двиг. включен»,
& «Обогрев входа в прав. двиг. включен», «Обогрев, двигат.
!1оч работает*^ «Противообледен. система включена» должны
'ЪК погаснуть^
— нажать кнопку «Контроль обогрева РИО-3» на
2—3 сек, при этом должно загореться табло «Обогрев
РИО-3 исправен»;
— переключатель «Обогрев двигат.» поставить в
положение «Ручн.», после чего должны загореться табло
«Обогрев входа в лев. двиг. включен», «Обогрев входа
в прав. двиг. включен», «Обогрев двигат. работает»; при
этом последнее табло свидетельствует о подаче
электропитания на электромагнитные краны, а не об их
срабатывании. После проверки выключатели «Включ. проти-
вооблед.», «Обогрев двигат.» и «Обогрев стекол»
поставок вить в положение «Авт.», а также убедиться, что выклю-
^ [чатель «Обогрев РИО-3» стоит в положении «Авт.».
4*л ^ . ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Работу противообледе-
i4K\ . нительной системы лопастей винтов, двигателей и
стекол проверять только при работающих
двигателях.
Осмотр и проверка работоспособности системы внешней
подвески
258. Перед полетом, в котором предполагается
использование системы внешней подвески, бортовой
техник обязан:
7*
99

— вынуть контровочные штифты маятниковой
подвески;
— осмотреть узлы крепления фермы маятниковой
подвески;
— от руки проверить легкость вращения
замка-вертлюга;
— включить АЗС «Наружная подвеска»;
■— выключатель «Автом. сброс» поставить в нижнее
положение, при этом, если замок открыт, должно
загореться зеленое табло «Замок открыт»;
— закрыть замок внешней подвески, при этом табло
«Замок открыт» должно погаснуть;
— проверить работу системы тактического сброса
груза, для чего нажать кнопку «Тактический сброс»,
расположенную на рычаге «шаг —газ» левого летчика, при
этом замок внешней подвески должен открыться и
должно загореться табло «Замок открыт»;
— проверить систему аварийного сброса груза; для
этого необходимо нажать кнопку «Аварийный сброс»,
расположенную на рычаге «шаг — газ» левого летчика,
при этом замок внешней подвески должен открыться и
должно загореться табло «Замок открыт»;
у — проверить работоспособность ручного выпуска
[маятниковой подвески.
. Осмотр и проверка работоспособности
бортовой стрелы
259. Перед полетом, в котором предполагается
использование бортовой стрелы, бортовой техник обязан:
— внешним осмотром проверить состояние бортовой
стрелы, ее крепление, состояние крюка;
— включить АЗС «Первый двигатель» и «Второй
двигатель», расположенные на коробке управления
лебедкой;
— нажать кнопку «Выпуск» на переносном пульте
управления ПУЛ-1А и выпустить трос на 1—1,5 м,
проверить состояние троса;
— нажать кнопку «Уборка» на переносном пульте
управления и убрать трос;
— проверить работоспособность концевых
выключателей;
— выпустить и убрать трос бортовой стрелы,
одновременно нажимая на кнопку-гашетку ручного отключе-
100
ния одного двигателя; в этом случае уборка и выпуск
троса должны осуществляться с половинной скоростью;
—■ выключить АЗС «Второй двигатель» и включить
выключатель «Аварийн. выключат. 2-й скорости»;
выпустить и убрать трос бортавой стрелы; в этом случае
выпуск и уборка троса должны осуществляться от первого
двигателя;
— проверить и подогнать страховочный пояс.
260. После осмотра вертолета и выполнения всех
подготовительных работ бортовой техник обязан доложить
командиру экипажа о готовности вертолета к полету
согласно заданию.
ПОДГОТОВКА К ЗАПУСКУ ДВИГАТЕЛЕЙ
^^ 261. При подготовке двигателей к запуску бортовой
0<м техник обязан:
/5?* —■ убедиться, что около вертолета нет посторонних
'"^предметов;
— включить по команде командира экипажа
бортовые аккумуляторные батареи (включить выключатели
«Аккумул.» и «Сеть на аккум.»);
— проверить состояние бортовых аккумуляторных
батарей, для чего переключатель замера напряжений
поставить в положение «Аккум. шина», а переключатель
«Аккум. — Аэродр. пит.» в положение «Аккум.», включить
топливоподкачивающий насос и поочередным
включением каждой из шести батарей проверить по вольтметру
напряжение (должно быть не ниже 24 в);
— выключить топливоподкачивающий насос и
батарею и при запуске двигателей от аэродромных
источников питания переключить переключатель в положение
«Аэродр. пит.», проверить напряжение в сети, которое
должно быть в пределах 27—29 в (при необходимости
подрегулировать его);
— по команде командира экипажа подготовиться к
запуску, для чего включить все АЗС и выключатели,
необходимые для запуска и опробования двигателей:
систем запуска и зажигания, приборов контроля и
указателей, генератора переменного тока, преобразователя
115 в, пожарных кранов, основной и дублирующей
гидросистем, противопожарной системы, усилителя
ограничителя температуры газов (УРТ-27), триммеров, насосов
топливных баков и топливомера;
101

— убедиться, что рычаг «шаг — газ» находится на
нижнем упоре и коррекция в левом положении, а
рычаги раздельного управления стоят в нейтральном
положении;
— поставить выключатель противопожарной системы
в положение «Включено» и убедиться, что
переключатель контроля датчиков установлен в положение «Огне-
туш.»:
— проверить положение рычагов кранов останова,
рычаги должны быть в заднем положении (закрыты);
— убедиться, что переключатели гидросистемы
находятся в положении «Включено»;
— убедиться, что выключатели генераторов
постоянного тока находятся в положении «Выключено»;
— включить подкачивающие насосы расходного бака
и перекачивающие насосы основных баков;
— открыть пожарные краны двигателей.
262. Перед запуском двигателя в зимних условиях
убедиться в отсутствии льда на поверхности входного
канала двигателя и примерзания лопаток компрессора и
турбины, для чего осторожно, не применяя больших
усилий, повернуть ротор компрессора ключом ручной
прокрутки. В случае примерзания лопаток компрессора или
при наличии обледенения на деталях двигателя
необходимо двигатель прогреть горячим воздухом, подаваемым
в газовоздушный тракт двигателя.
Доложить командиру экипажа о готовности
вертолета к запуску двигателей.
ЗАПУСК, ПРОГРЕВ И ОПРОБОВАНИЕ
ДВИГАТЕЛЕЙ
263. Запуск и останов двигателей производит левый
летчик (командир экипажа) или по его команде
бортовой техник. При этом командир экипажа обязан
находиться на своем рабочем месте. Прогрев и опробование
силовой установки разрешается производить только
летчику.
264. Получив от командира экипажа команду на
запуск двигателей, дать команду «От винтов» и включить
переключатель рода работы в положение «Запуск», а
переключатель «Левый — Правый» в положение
запускаемого двигателя. Получив доклад «Есть от винтов!»,
нажать пусковую кнопку на 2—3 сек, после чего пере-
102
вести рычаг крана останова запускаемого двигателя Ё
переднее положение. Двигатель должен выйти на режим
малого газа за время не более 40 сек при запуске от
аэродромных источников и не более 50 сек при запуске
от бортовых аккумуляторных батарей.
265. После выхода запускаемого двигателя на режим
малого газа проверить параметры его работы, доложить
командиру экипажа о запуске первого двигателя,
установить переключатель выбора двигателя в положение
запуска второго двигателя и произвести его запуск в
аналогичном порядке.
266. В процессе запуска бортовому технику
необходимо следить:
— за напряжением аэродромного (бортового)
источника питания;
— за нарастанием давления масла в двигателе и в
главном редукторе;
— за оборотами турбокомпрессора;
— за нарастанием температуры газов перед
турбиной;
— за нарастанием давления топлива после НР-40;
— за давлением в гидросистеме.
При обнаружении ненормальных показаний приборов
или получении команды наблюдающего доложить
командиру экипажа и выключить двигатель (закрыть кран
останова и нажать кнопку ^«Прекращение запуска»).
267. После запуска двигателей переключатель
поставить в положение «Аккумул.» и подать команду на
отключение аэродромного источника питания.
268. Поочередно включить генераторы постоянного
тока, а переключатель «Сеть на аккум.» поставить в
положение «Выключено», при этом красные лампочки,
сигнализирующие об отказе генераторов, должны погаснуть,
а стрелки амперметров отклониться на величину,
соответствующую потребляемому току.
Примечание. Бортовой техник обязан четко знать и строго
руководствоваться положениями, изложенными в разделе «Запуск
двигателей» гл. I.
269. В процессе прогрева силовой установки и
опробования двиг.ателей строго следить за показаниями
приборов контроля работы силовой установки, которые
должны соответствовать данным, указанным в
Эксплуатационных ограничениях настоящей Инструкции, и в
103

случае каких-либо отклонений немедленно доложить
командиру экипажа.
270. После прогрева силовой установки доложить
командиру экипажа о готовности всех систем к
опробованию силовой установки. Силовая установка считается
прогретой, если температура масла на выходе из
двигателя достигает величины не ниже +30°С и в главном
редукторе —не ниже —15° С. Время прогрева во всех
случаях не должно быть менее 1 мин.
271. В процессе прогрева по команде командира
экипажа провести проверку работы генератора переменного
тока и противообледенительнои системы вертолета.
Проверка генератора переменного тока и
противообледенительнои системы проводится на режиме,
соответствующем 95±2% оборотов несущего винта.
Для проверки необходимо:
— убедиться, что переключатель «Преобраз. 115 в —
Генерат. 115 в» стоит в положении «Генерат. 115 в»;
— замерить по вольтметру на правой панели
верхнего электрощитка напряжение, которое должно быть
в пределах 115—120 в; если напряжение не соответствует
указанным величинам, то необходимо произвести его
подрегулировку с помощью выносного сопротивления,
расположенного на верхнем электрощитке;
—■ поставить выключатель «Включ. противообл.» на
щитке «Противообледенительная система» в положение
«Ручн.», при этом на щитке должны загореться табло
«Противообледен, система включена», «Обогрев входа в
лев. двиг. включен», «Обогрев входа в прав. двиг.
включен» и «Обогрев двигат. работает»£что свидетельствует
о подаче электропитания к программному механизму
ПМК-21 включения электрообогрева лопастей несущего
и хвостового винтов и к термоэлектронным регуляторам
ТЭР-1 включения обогрева стекол, об открытии обеих
заслонок системы обогрева воздухозаборников
двигателей и о срабатывании электромагнитов ЭМТ-244 подачи
воздуха на обогрев лопаток ВНА двигателей;
— замерить токи, потребляемые
противообледенительнои системой лопастей несущего и хвостового винтов
по амперметру АФ1-150 (АФ1-200); при
последовательной установке галетного переключателя амперметра в
положения «1», «2», «3» и «4» секций лопастей несущего
винта сила тока должна быть 120—130 с, при
постановки
ке переключателя амперметра в положение «Хвост,
ф винт»— 1р0—14$ а^« "* Jlfy* л*: foi-JJOb *f4°-j46b
Примечания: 1. Для определения истинного значения тока,
потребляемого обогревательными элементами лопастей хвостового
Ае>( винта для вертолетов, с &й серии, j^G^M-™0 показания ампер-
Л«--»Аметра разделить на б'Хгак^гф'и тгоказянии^алтерметра 120 а потреб-
' ляемый ток будет 20 а).
'" 2. Для вертолетов до 8-й серии сила тока, потребляемого
обогревательными элементами лопастей хвостового винта, определяется
непосредственно по амперметру (по страгиванию стрелки) и
должна быть 16—20 а;
— проверить исправность обогрева стекол, сравнив
температуру обогреваемой и необогреваемой
поверхностей на ощупь рукой;
— выключить противообледенительную систему, для
чего переключатель амперметра поставить в положение
«Генерат.», выключатель «Включ. противооблед.»
поставить в положение «Авт.» и нажать кнопку «Выкл.
противообл.» на щитке «Противообледенительная система»,
при этом должны погаснуть табло «Противообледен.
система включена», «Обогрев входа в лев. двиг. включен»,
Qb «Обогрев входа в прав. двиг. включен» и «Обогрев дви-
Алл Агат, работает».
k?C. 272. Проверку исправности противообледенительнои
системы двигателей и обогрева стекол можно
производить независимо от проверки противообледенительнои
системы лопастей несущего и хвостового винтов.
Для проверки противообледенительнои системы
двигателей необходимо переключатель «Обогрев двигат.»
поставить в положение «Ручн.», при этом загораются
табло «Обогрев двигат. работает», «Обогрев входа в лев.
двиг. включен» и «Обогрев входа в прав. двиг. включен».
После проверки переключатель «Обогрев двигат.» по-
9 ставить в положение «Авт.», при этом все три табло
й1 \_Д°ЛЖНь1 погаснуть.
/9'fLi. Примечания: 1. При включении противообледенительнои
системы двигателей температура газов перед турбиной компрессора
возрастает на 10—1'5° С при лт.„<80% и на 20—30° С при
п,т.„>80%, что свидетельствует о подаче горячего воздуха на
обогрев воздухозаборников двигателей и их входных устройств, но
температура газов не должна повышаться выше максимально
допустимой для данного режима.
2. Включение противообледенительнои системы двигателей
разрешается при температуре воздуха не выше +15° С.
§>
}05

Для проверки исправности обогрева стекол
переключатель «Обогрев стекол» поставить в положение «Ручн.»
и на ощупь рукой проверить исправность обогрева.
После проверки обогрева стекол выключатель
«Обогрев стекол» поставить в положение «Авт.».
273. Проверить исправность обогрева датчика РИО-3,
для чего нажать на кнопку «Контроль обогрева РИО-3»,
при этом должно загореться табло «Обогрев РИО-3
исправен».
274. После проверки противообледенительной
системы поставить переключатель «Преобраз. 115 в — Гене-
рат. 115 в» в положение «Преобраз. 115 в», а также
убедиться, что переключатель амперметра стоит в
положении «Генер.», а выключатели «Включ. противооблед.»,
«Обогрев двигат.» и «Обогрев стекол» стоят каждый в
положении «Авт.».
1%
Примечания: 1. Прн включении АЗС «Питание РИО-3»
может загореться и через 15—30 сек погаснуть табло «Включи
противообледен. систему».
2. На вертолетах с № 0136 для проверки исправности
обогрева стекол галетный переключатель необходимо поставить в
положение «Стекло», прн этом потребляемый ток по амперметру
должен быть 110—120 а при включенных двух ТЭР-1 и 55—60 а при
включенном одном ТЭР-1. Для определения истинного значения
тока, потребляемого- на обогрев стекол, показания амперметра
необходимо разделить на 8.
ОБЯЗАННОСТИ В ПОЛЕТЕ
275. Перед выруливанием убедиться в том, что:
— отсоединены жгуты аэродромного источника
электроэнергии;
— уложен в гнездо трос заземления;
— убрана бортовая стремянка в вертолет и закрыты
д_двери грузовой кабины.
Г" Доложить командиру экипажа о готовности к выру-
#**?/<# л иванию.
c*crlSi 276. Перед взлетом (после достижения оборотов
винта более 85%) включить генератор переменного тока.
&) 277. Во время руления, взлёта, полета и посадки бор-
/*/f/1 уТговой техник обязан: >. У
'~~7 * — следить за показаниями приборов,
контролирующих работу силовой у^ганЬвки;
— следить за правильносбью распределения нагруз-
106 ^fefrY/*»***-^ •' fa" ****° u-tu+G <V
ray cm *чу» e-fc О&ллл* ъы ft* &%.
®
ки между генераторами и в случае необходимей
производить подрегулировку их;
— следить за работой гидравличев£вгп системы;
— включать обогоев или в<уртляцию кабин по
команде командира экипажа;
— с разрешения кошшди^а экипажа периодически
выходить в грузовую каЙ&у и проверять, нет ли течи
в топливной, маслянрй^и гидравлической системах, а
также надежность крепления грузов;
— немедл&йж) докладывать\командиру экипажа о
всех обнаруженных ненормальнос^ях.
278. При полетах с внешней подвеской бортовой
техник (если в составе экипажа нет дополнительного
члена — оператора) по команде командира экипажа обязан:
— выпускать и убирать маятниковую подвеску;
—■ выпускать и убирать трос бортовой стрелы (для
заземления вертолета);
— в процессе перемещения и зависания вертолета
над грузом через открытую входную дверь
корректировать перемещения вертолета путем передачи коротких
команд по СПУ, в которых кроме направления
указывать также ориентировочно расстояние и высоту (назад
0,5 м, вниз 1 м и т. д.);
— в полете через блистеры грузовой кабины следить
за поведением груза.
279. При подъеме людей или груза на борт
вертолета на режиме висения с помощью бортовой стрелы
бортовой техник обязан:
— по команде командира экипажа занять место у
входной двери грузовой кабины;
— включить АЗС на коробке управления лебедкой
ЛПГ-2 «Первый двигатель», «Второй двигатель»;
— открыть входную дверь и доложить командиру
экипажа о готовности к работе;
— по команде командира экипажа выпустить трос
до касания земли для исключения воздействия
статического электричества на людей, работающих на земле;
— убедившись в том, что поднимаемый человек
(груз) подцеплен, доложить командиру экипажа о
готовности к подъему;
— по команде командира экипажа начать уборку
троса двумя электродвигателями лебедки ЛПГ-2,
одновременно наблюдая за поведением человека (груза) на
тросе лебедки;
107

— когДа поднимаемый человек (груз) будет нахб1
диться на расстоянии 2—3 м под вертолетом, прекратить
уборку троса, взять за трос рукой и прекратить
раскачивание человека (груза), если он раскачивается;
— дальнейшую уборку троса производить с одним
двигателем лебедки, нажимая кнопку-гашетку пульта
управления;
— после полной уборки троса помочь человеку
залезть в кабину через входную дверь или втащить
поднимаемый груз в кабину;
— доложить командиру экипажа, что поднимаемый
человек (груз) находится на борту;
— поставить стрелу лебедки в походное положение
и закрыть входную дверь;
— разместить поднятый груз в грузовой кабине
вертолета, закрепить его и занять свое рабочее место;
—■ доложить командиру экипажа о размещении и
закреплении груза.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Во всех случаях, когда
полет выполняется с открытой сдвижной дверью
грузовой кабины (подъем и опускание грузов с
помощью бортовой стрелы, подцепка и опускание
груза, находящегося на внешней подвеске), бортовой
оператор (бортовой техник) обязан работать с
надетым страховочным поясом.
ОСТАНОВ ДВИГАТЕЛЕЙ
280. После заруливания вертолета на стоянку
бортовой! техник обязан:
— после установки командиром экипажа режима
малого газа по его команде выключить потребители
электроэнергии, за исключением тех, которые необходимы
для обеспечения работы и контроля за работой
двигателей;
— после охлаждения двигателей на оборотах малого
газа в течение 1—2 мин по команде командира экипажа
остановить двигатели переводом рычагов кранов
останова в положение «Останов.»;
— при остановке двигателей прослушать, нет ли в
них посторонних шумов, и убедиться в плавности
вращения роторов турбокомпрессоров (время выбега
ротора турбокомпрессора должно быть не менее 40 сек);
108
— затормозить несущий винт так, чтобы ни одна из"
лопастей не находилась над хвостовой балкой и
стабилизатором;
-— после полной остановки двигателей закрыть
топливные пожарные краны;
— выключить топливные подкачивающие и
перекачивающие насосы;
— выключить все АЗС и выключатели.
Примечание. Аварийный останов двигателей (как указано
в ст. 35) может быть произведен с любого режима их работы.
Вопрос о дальнейшей эксплуатации двигателя после его
аварийного останова должен решаться на основании расследования
причин, приведших к аварийному останову.

Гл ава V
ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПРИ ОСОБЫХ СЛУЧАЯХ
В ПОЛЕТЕ
ОТКАЗ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ
281. Признаками внезапного отказа одного из
двигателей являются:
— резкая разбалансировка вертолета,
проявляющаяся как рывок вправо; величина разбалансировки
зависит от режима работы двигателей в момент отказа
и скорости полета (чем выше режим работы и меньше
скорость, тем значительнее разбалансировка);
— падение оборотов турбокомпрессора и
температуры газов остановившегося двигателя;
— увеличение оборотов турбокомпрессора и
температуры газов работающего двигателя;
— падение оборотов несущего винта.
282. При отказе одного из двигателей на высоте
полета более 100 м и на скорости более 120 км/ч
необходимо:
— перейти на торможение поступательной скорости
с интенсивностью, обеспечивающей выход в
горизонтальный полет (на скорости 100—120 км/ч) без потери
высоты или с набором высоты;
— определить по показаниям приборов, какой из
двигателей отказал, и выключить его закрытием
соответствующего крана останова;
— дать команду бортовому технику закрыть
пожарный кран остановившегося двигателя;
— по достижении скорости 100—120 км/ч перевести
вертолет в горизонтальный полет путем уменьшения угла
тангажа, а для предотвращения падения оборотов несу-
110
щего винта ниже 92% уменьшить общий шаг на 1—3°,
после чего рычагом «шаг — газ» установить
работающему двигателю режим, на котором вертолет летит без
снижения.
На этой скорости в зависимости от обстановки или
продолжить полет на аэродром, или подобрать
площадку и произвести посадку. Для выполнения посадки на
выбранную площадку необходимо:
— продолжить торможение вертолета до скорости
60 км/ч;
— на скорости 60 kmJ4 произвести снижение до
высоты 40 м\
— с высоты 40 м начать плавное торможение
вертолета ручкой управления до достижения вертикальной
скорости 3—4 м/сек при работе двигателя на взлетном
режиме и на этом режиме полета продолжить снижение;
— с высоты 4—6 м произвести гашение вертикальной
скорости путем увеличения общего шага с темпом 2—
4 град/сек; при увеличении шага плавной дачей правой
педали парировать разворот вертолета влево и ручкой
управления придать вертолету посадочный угол тангажа;
— после приземления плавно опустить рычаг «шаг —
газ» вниз до упора с одновременной отдачей ручки
управления от себя на 7з—'Д хода;
— после опускания носового колеса применить
торможение колес.
Примечание. При отказе одного из двигателей допускается
кратковременное (не более 5 сек) падение оборотов несущего
винта до 86%.
283. При отказе двигателя на высоте более 100 м на
малой скорости полета (менее 80 км/ч) возможен выход
вертолета в горизонтальный полет с потерей высоты в
процессе разгона. Потеря высоты при этом зависит от
исходной скорости полета в момент отказа двигателя и
от интенсивности разгона.
В этом случае необходимо:
— определить, какой из двигателей отказал, закрыть
его кран останова и пожарный кран;
— уменьшить общий шаг несущего винта на 1—3°
для предотвращения падения оборотов ниже 92Д;
— перейти на энергичный разгон скорости путем
отдачи ручки управления от себя;
П!

— при достижении скорости 100—120 км/ч вывести
вертолет в горизонтальный полет.
Если при разгоне до высоты 20—30 м вертолет не
достиг скорости, достаточной для выхода в
горизонтальный полет, перейти на интенсивное торможение
поступательной скорости и произвести посадку, как указано
в ст. 282.
284. При отказе одного двигателя на малой высоте
(ниже 100 м) на скорости полета более 120 км/ч
необходимо:
— перейти на энергичное торможение вертолета с
набором высоты путем увеличения угла тангажа до
10—15°;
— определить, какой из двигателей отказал,
выключить его закрытием крана останова и дать команду
бортовому технику закрыть пожарный кран остановленного
двигателя;
— при достижении скорости 100—120 км/ч перевести
вертолет в горизонтальный полет путем уменьшения угла
тангажа и для предотвращения падения оборотов
несущего винта ниже 92% уменьшить общий шаг на 1—3°,
после чего рычагом «шаг — газ» установить
работающему двигателю режим, на котором вертолет летит без
снижения;
— продолжить полет на этом режиме, а при
необходимости произвести посадку, как указано в ст. 282.
285. При внезапном отказе одного двигателя на
малой высоте (менее 100 м) и малой скорости (менее
80 км/ч), при которой вертолет с одним работающим
двигателем летит со снижением, необходимо:
— уменьшить общий шаг на 1—3° для исключения
падения оборотов несущего винта ниже 92%;
— изменением скорости полета установить
вертикальную скорость снижения не более 3—4 м/сек;
— закрыть кран останова и пожарный кран
отказавшего двигателя;
-— продолжить снижение на этом режиме на
выбранную площадку;
— с высоты 4—6 м произвести гашение вертикальной
скорости к моменту приземления путем увеличения
общего шага нргущего винта с темпом 2—4 град/сек; при
увеличении общего шага плавной дачей правой педали
парировать разворот вертолета влево;
— прсле приземления плавно опустить рычаг «шаг —
иг
газ» вниз до упора с одновременной отдачей ручки от
себя на 7з—lU хода и применить торможение колес.
286. В случае внезапного отказа одного из
двигателей на режиме висения необходимо:
— при отказе на высоте 5—10 м в процессе
снижения после достижения высоты 2—5 м увеличением
общего шага с темпом 2—4 град/сек погасить
вертикальную скорость снижения к моменту приземления;
— при отказе на высоте 10—20 м немедленно
уменьшить общий шаг на 1—3° для исключения падения
оборотов несущего винта и после достижения высоты 5—7 м
быстрым увеличением общего шага с темпом 5—
7 град/сек погасить вертикальную скорость снижения
к моменту приземления;
— при отказе на высоте более 20 м немедленно
уменьшить общин шаг на 1—3° с одновременным
переходом вертолета в разгон до скорости 20—30 км/ч; в
процессе разгона установить обороты несущего винта не
ниже 92% (при взлетном режиме работы второго
двигателя); при достижении высоты 5—7 м быстрым
увеличением общего шага с темпом 2—4 град/сек погасить
вертикальную скорость снижения к моменту
приземления.
Во всех случаях посадок при увеличении общего шага
плавной дачей правой педали парировать разворот
вертолета влево.
287. На высоте до 1000 м на вертолете с полетным
весом 10 000 кГ с одним работающим двигателем на
номинальном режиме возможен горизонтальный полет в
стандартных атмосферных условиях на скоростях по
прибору 100—130 км/ч.
При работе одного из двигателей на взлетном
режиме горизонтальный полет возможен на вертолете с
полетным весом 11 000 кГ в диапазоне скоростей 80—
140 км/ч.
На других скоростях полет возможен со снижением.
288. Во всех случаях отказа одного из двигателей в
полете при невозможности выполнения горизонтального
полета с одним двигателем, работающим на
номинальном режиме (полетный вес вертолета более 10 000 кГ,
высокая температура наружного воздуха и др.),
необходимо выбрать площадку и произвести посадку. При
этом вплоть до выполнения посадки использовать взлет-
8 Зак. 443
1К

*-У ный режим работы двигателя без учета ограничений по
У9*? времени.
f9?Ct- gf ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Запуск d полото отка
/^ эавшего дрнгателп запрещается
^ 19741
ei^'i ОТКАЗ ДВУХ ДВИГАТЕЛЕЙ
\J 289. Признаками внезапного отказа двух двигателей
в полете являются:
— резкая разбалансировка вертолета,
проявляющаяся как резкий рывок вправо; величина разбалансировки
зависит от режима работы двигателей в момент отказа
и скорости полета (чем выше режим работы двигателя
и меньше скорость полета, тем резче проявляется
разбалансировка);
— изменение звука от работающих двигателей;
— быстрое падение оборотов несущего винта;
— падение оборотов и температуры газов обоих
двигателей.
290. При отказе в полете двух двигателей на высоте
более 100 м необходимо немедленно перевести вертолет
на режим самовращения несущего винта, для чего:
— уменьшить общий шаг несущего винта до
минимального, а затем в процессе снижения рычагом «шаг —
газ» удерживать обороты в пределах 98—100%;
— выключить двигатели кранами останова, дать
команду бортовому технику закрыть пожарные краны и
выключить подкачивающие и перекачивающие насосы;
— разгоном или торможением установить скорость
планирования по прибору 100—120 км/ч;
— выбрать площадку с расчетом захода на посадку
против ветра;
— с высоты 60—70 м произвести интенсивное
торможение поступательной скорости до 60—70 км/ч путем
увеличения тангажа вертолета;
— со скорости 60—70 км/ч начать плавное
уменьшение угла тангажа с,'таким расчётом, чтобы к моменту
посадки он был близок к посадочному (4—6е);
— с высоты 10—20 м произвести гашение
вертикальной скорости путем быстрого и непрерывного
увеличения общего шага несущего винта с темпом 6—8 град/сек;
— в процессе увеличения общего шага удерживать
вертолет в посадочном угле тангажа путем
незначительной отдачи ручки от себя;
114
=— после приземления опустить рычаг «шаг — fаЗ*
вниз до упора с одновременной отдачей ручки
управления от себя на Уз—'Д хода и применить торможение
колес.
291. Если выбранная для посадки площадка
находится в стороне от направления полета или имеется
необходимость изменить направление посадки по условиям
направления ветра (при наличии достаточной высоты
полета), следует выполнить необходимый маневр на
режиме установившегося самовращения несущего винта.
Для выполнения посадки на режиме самовращения
несущего винта с разворотом на угол до 180° (с
креном 15е) высота должна быть не менее 650 м.
292. При отказе двигателей на малой высоте
(менее 100 м) на скорости полета более 120 км/ч
необходимо:
— немедленно сбросить рычаг «шаг — газ» вниз до
упора с одновременным переходом на интенсивное
торможение поступательной скорости путем придания
вертолету угла тангажа 15—20°;
— выключить двигатели кранами останова, дать
команду бортовому технику закрыть пожарные краны
и выключить подкачивающие и перекачивающие
насосы;
— по достижении скорости 50—60 км/ч начать
плавное уменьшение угла тангажа с таким расчетом, чтобы
к моменту посадки он был близок к посадочному
(4-6°);
— с высоты 10—20 м произвести гашение
вертикальной скорости путем быстрого и непрерывного
увеличения общего шага несущего винта с темпом 6—8 град/сек;
— в процессе увеличения общего шага удерживать
вертолет в посадочном угле тангажа путем
незначительной отдачи ручки управления от себя;
. — после приземления плавно опустить рычаг «шаг —
газ» вниз до упора с одновременной отдачей ручки
управления от себя на Уз—'Д хода и применить
торможение колес.
293. При выполнении посадок на лес, воду, болото
или при наличии других препятствий предпосадочное
торможение с тангажом 15—20° необходимо продолжить
до начала гашения вертикальной скорости увеличением
общего шага и при необходимости выполнить гСосадку
с тангажом торможения.
8*
115

294. При отказе обоих двигателей на малой высоте й
на малой скорости полета (менее 60 км/ч) необходимо:
— немедленно сбросить общий шаг несущего винта
вниз до упора и, если позволяет высота, перевести
вертолет в разгон до скорости 50—60 км/ч;
— выключить двигатели кранами останова, дать
команду бортовому технику закрыть пожарные краны и
выключить подкачивающие и перекачивающие насосы;
— с высоты 15—20 м произвести гашение
вертикальной скорости путем быстрого и непрерывного
увеличения общего шага с максимально возможным темпом
(10—12 град/сек);
— после приземления плавно опустить рычаг «шаг —
газ» вниз до упора с одновременной отдачей ручки от
себя на '/з—'Д.хода.
ВОЗНИКНОВЕНИЕ ПОЖАРА НА ВЕРТОЛЕТЕ
295. Признаками пожара могут являться:
— загорание красного сигнального табло на средней
панели верхнего пульта летчиков (на щитке
противопожарной системы);
— появление дыма, пламени или запаха гари в
кабине;
— резкий рост температуры газов перед турбиной
выше допустимой.
При обнаружении признаков пожара установить
место возникновения пожара по табло сигнализации о
пожаре или визуально.
296. При возникновении пожара в отсеках левого или
правого двигателей на средней панели верхнего пульта
летчиков должно загореться красное табло «Пожар в
отсеке левого двигат.» или «Пожар в отсеке правого
двигат.». Одновременно автоматически включается подача
огнегасящего состава из двух баллонов в систему
пожаротушения горящего двигателя.
В подтверждение срабатывания автоматической
очереди должны загореться желтые табло «Кран открыт» и
«Сработ. баллоны автомат, очереди».
297. После загорания табло на щитке
противопожарной системы «Пожар ь отсеке левого (правого) двигат.»
командир экипажа обязан:
— выключить краном останова двигатель, в отсеке
которого возник пожар;
116
.— дать команду бортовому технику закрыть
пожарный кран этого двигателя;
— перейти на однодвигательный полет в
последовательности, указанной в ст. 281—286.
298. Если у экипажа нет уверенности в том, что очаг
пожара ликвидирован огнегасящим составом из
баллонов автоматического срабатывания, командир экипажа
или по его команде бортовой техник обязан включить
противопожарные баллоны ручного срабатывания, для
чего необходимо нажать кнопку, расположенную над
табло «Сработ. баллоны ручной очереди».
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. После ликвидации очага
пожара запускать двигатель, в отсеке которого был
пожар, запрещается.
299. При возникновении пожара в редукторном
отсеке загорается на щитке противопожарной системы
красное табло «Пожар в редукт. отсеке», одновременно
включается автоматическая очередь системы
пожаротушения, о чем свидетельствует загорание желтых табло
«Кран открыт» и «Сработ. баллоны автомат, очереди».
Если нет уверенности в том, что очаг пожара
ликвидирован огнегасящим составом из баллонов
автоматического срабатывания, необходимо нажать кнопку над
табло «Сработ. баллоны ручной очереди» для
включения баллонов ручного срабатывания.
300. При возникновении пожара в отсеке
обогревателя КО-50 загорается красное табло «Пожар в отсеке
обогрев.» и включается автоматическая очередь системы
пожаротушения.
Загорание остальных табло и работа экипажа с
противопожарной системой должны быть аналогичны
изложенному в ст. 299.
301. Если экипаж по каким-либо признакам
обнаружил пожар в одном из защищаемых отсеков, а
автоматика включения системы пожаротушения не сработала,
необходимо нажать на одну из кнопок, расположенных
над табло «Пожар в отсеке левого двигат.», «Пожар в
отсеке правого двигат.», «Пожар в редукт. отсеке» или
«Пожар в отсеке обогрев.» (в зависимости от того, в
каком из отсеков возник пожар). При этом должны
сработать баллоны автоматического срабатывания, что
будет видно по загоранию желтых табло «Кр?л открыт» и
«Сработ. баллоны аыомат. очереди*. В дальнейшем
при необходимости включения баллонов ручного
'17

«on ко, маг авчт* о** кг*»?*' » «гтлеяпт.аи» «jsymp*
V*** с?- с* ■ р с *г 3* p стр »п.
IT" »» --«..к д.; s -.И1зд.<х /'ляължя аи* щиршш го* /
ч&тс СТГ^чА ГЛК&'К. севр • №рв О W рв*яри
я« у «ь»«м и . над т * в: ашлшв ш*п *ляя прекдагл?» я
слз^с >*ь дв *ч я го ш» * г повиси» коятршш а* в ра -
ра » £чбден гляййвг*» а ктвяа.
»да;:ь*то!. г^ягйкя tfiC ки «к?;.в?ш;ч«:%# и if мне иоеЭгм
ниь ¥»нш с ишшй с едем» дякгюеяе* к яро* с в «- • *«У *<*

даться падением оборотов двигателей на 2—5% и
падением оборотов несущего винта на 1—3%.
Если отказ подкачивающих насосов сопровождается
падением оборотов двигателей и несущего винта,
снизиться до высоты 400—500 м над рельефом местности,
уменьшить общий шаг до значения, соответствующего
числу оборотов несущего винта 92—93%, и произвести
посадку на ближайшем аэродроме.
В случае, если отказ подкачивающих насосов привел
к выключению одного двигателя, то снизиться до
высоты 500 м и произвести запуск выключившегося
двигателя; дальнейшее выполнение задания прекратить. Если
двигатель не запустился, то выбрать площадку и
произвести посадку с одним работающим двигателем.
Если же отказ привел к выключению обоих
двигателей, вертолет перевести на режим самовращения
несущего винта и (если высота полета позволяет)
попытаться запустить поочередно двигатели; если до высоты
1000 м двигатели не запустились, дальнейшие попытки
запуска прекратить, выбрать площадку и произвести
посадку вертолета на режиме самовращения несущего винта.
309. При отказе обоих перекачивающих насосов
ЭЦН-75 (например, при полностью обесточенном
вертолете) пополнение топливом расходного бака из
основных баков не производится и для расходования остается
только 350 л топлива, находящегося в расходном баке.
При уменьшении топлива в расходном баке необходимо
оценить возможность посадки на аэродром (основной,
запасный) или выбранную площадку и принять решение
о выполнении посадки. Наличие топлива 350 л
достаточно для полета на высоте 500 м и скорости по прибору
220 км/ч в течение 23 мин на расстояние 75 км с
посадкой по-вертолетному.
ЗАГОРАНИЕ СВЕТОВОГО ТАБЛО СИГНАЛИЗАЦИИ
«ОСТАЛОСЬ 300 л»
£. 310. При загорании светового табло «Осталось 300л»
необходимо:
— дать команду бортовому технику проверить
количество топлгва чи тонливомеру;
— оцени-' возможность полета до расчетного
пункта iiuCLih.'. учитывай, что остаток топлива 300 л доста-
■л wen для !ioae-a из выоте 500 м и скорости 220 км/ч
В течение 2б мин на расстояние 65 км с посадкой по-
вертолетному;
— принять решение о продолжении полета или
посадке на запасный аэродром (выбранную площадку);
л> — пилотировать вертолет плавно, развороты выпол-
^ унять координирование, избегать скольжений.
(.'**/1. ОТКАЗ ПУТЕВОГО УПРАВЛЕНИЯ
311. При разрушении в полете хвостового винта или
трансмиссии к нему вертолет резко разворачивается
влево и кренится вправо с опусканием носа. В этом случае
необходимо немедленно уменьшить шаг несущего
винта и при наличии достаточной высоты дать команду
экипажу покинуть вертолет.
312. При отсутствии достаточной для покидания
вертолета высоты необходимо:
— перейти на планирование на режиме
самовращения несущего винта, при этом для сохранения
направления на планировании создать крен в сторону,
противоположную развороту;
— сбалансировать вертолет в полете скольжением,
стремление вертолета к рысканию парировать
поперечным управлением;
-- выбрать подходящую площадку для посадки и
уточнить расчет;
— выключить двигатели кранами останова;
— дать команду бортовому технику закрыть
пожарные краны и выключить подкачивающие и
перекачивающие насосы;
— произвести посадку на режиме самовращения
несущего винта.
Перед посадкой необходимо крен уменьшать с таким
расчетом, чтобы к моменту приземления он был убран
полностью.
I 313. В том случае, когда привод хвостового винта
t исправен, но повреждено управление им (вертолет не
; реагирует на отклонение педалей), необходимо
установить скорость полета 120—130 км/ч по прибору,
уменьшив шаг несущего винта до значения, соответствующего
горизонтальному полету или полету с небольшим
снижением, продолжить полет до выбора площ:..\ки. пригодной
для безопасной посадки, сбалансировать вертолет
скольжением и произвести посадку по-самолетнему

314. Если Отказ путевого управления произошел на
внсеннн или при перемещениях на малой высоте,
необходимо:
— немедленным, но плавным уменьшением общего
шага произвести снижение вплоть до приземления
вертолета;
— в процессе снижения отклонением правой педали
и ручки управления вправо пытаться устранить левый
разворот и снос влево, а отклонением ручки управления
на себя парировать опускание носа;
— в момент касания основных колес земли
немедленно и энергично уменьшить шаг несущего винта до
минимального значения и выключить двигатели;
— в случае опрокидывания вертолета немедленно
покинуть его через аварийные выходы.
ОТКАЗ ГИДРОСИСТЕМЫ
315. При отказе основной гидросистемы (при
падении в ней давления) гидроусилители автоматически
переходят на питание от дублирующей гидросистемы, при
этом загорается табло «Дублирующая гидросистема
включена» и быстро нарастает давление в дублирующей
системе до значения 45 ±3 -*- 65+* кГ/см2.
В случае отказа основной гидросистемы выключатель
«Основная гидросистема» поставить в положение
«Выключено», выполнение задания прекратить и произвести
посадку.
Примечание. При переходе на дублирующую систему
автопилот АП-34Б и система расстопоривания фрикциона рычага
«шаг — газ> отключаются. В этом случае для создания оптимальных
усилий, необходимых для перемещения рычага «шаг—газ», следует
подобрать определенную затяжку фрикциона на рычаге «шаг—
газ».
316. При отказе в полете основной и дублирующей
гидросистем (сильное «вождение» ручки, падение
давления в обеих системах) экипажу по команде командира
покинуть вертолет.
ЗЕМНОЙ РЕЗОНАНС
317. При возникновении на земле (при опробовании
двигателей) быстро нарастающих колебаний вертолета,
получивших название «земной резонанс», необходимо
122
V
/,В соответствии с результатами дополнт
тельных исследований причины возникновении,
низкочастотных колебаний вертолета Ми«8 вн
ти в.Инструкцию экипажа вертолета Ми-8Т,слл
дующие изменения:
|Ст,318а стр#123 изложить в ел едущей редав
1 ции: "в случае возникновения иакочастотных
колебаний вертолета в полете выключить авя
пилот. *хли через 3-5 сек»после выключения
автопилота не произоЭДет ваметного снижеки
уровня вибраций» кратковременно иаменить р
полета уменьшением общего шага несущего ви
та на 2»Зо* После исчезновения колебаний у
тановить необходимы^ режим, включить автоп
-'лот и продолжить полет в пределах требован
настоящее Инструкции без дополнительных ог
раниченши ^сли после включения авто пшюта;
снова возникли колебания» выключить автопк
лот, при необходимости ивменить режим поле
та и дальнейшее выполнение задания прекра-*
тить#
На стр.107 в ст»27? после пято** схроки
сверху внести:
Примечание: При включенном ооогревателе
КО-50 обогрев аккумуляторов должен быть
«ыдлючен."

энергично переместить рычаг общего шага в нижнее
положение и одновременно повернуть до упора влево
рукоятку коррекции газа. При возникновении
усиливающихся колебаний на пробеге после посадки, при взлете
4i рулении поступательную скорость вертолета необхо-
| димо уменьшить отклонением ручки управления на себя
(до положения, близкого* к нейтральному) и
использованием тормозов колес. Если во всех указанных случаях
колебания вертолета не прекращаются, выключить двигатели.
I- НЕПРЕДНАМЕРЕННОЕ ПРЕВЫШЕНИЕ ,
! МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМОЙ СКОРОСТИ V
■т+чг& П0ЛЕТА
318. Непреднамеренное превышение максимально
допустимой скорости полета может привести к срыву
воздушного потока с лопастей несущего винта,
сопровождаемому увеличением тряски вертолета, ухудшением
управляемости и раскачкой вертолета. В этом случае
необходимо плавно уменьшить общий шаг несущего винта
in одновременно взятием ручки управления на себя
уменьшить скорость полета до заданной.
ПОЯВЛЕНИЕ НИЗКОЧАСТОТНЫХ .
КОЛЕБАНИЙ В ПОЛЕТЕ V
. Т ■• '• • ' ' •:•-■.■ • " " : е-
|ния кппр^яний угтянптштк нрпбупгтимкт рр-^мм т,т прпдлл.
ОТКАЗ ГЕНЕРАТОРОВ J
319. Отказ генератора ГС-18Т определяется по
загоранию табло «Отказал левый (правый) генератор» и по
падению стрелки амперметра отказавшего генератора до
нуля. Стрелка вольтметра при положении переключателя
«Генерат. шина» будет устанавливаться на нуль при
установке на отказавший генератор.
При отказе одного из генераторов второй работающий
генератор полностью обеспечивает питание всех
потребителей электроэнергии вертолета и полет может
продолжаться без каких-либо ограничений.
123

320. При отказе обоих генераторов ГС-18Т
автоматически отключится питание обогревателя, вентиляторов,
механизма МКЛ-2 и термометра ТВ-19, подключенных к
генераторным шинам и шинам двойного питания. Под
током остаются потребители, подключенные к
аккумуляторным шинам.
Бортовые аккумуляторные батареи 12САМ-28 могут
обеспечить работу подключенных к аккумуляторной
шине потребителей в течение 26 мин днем и 24 мин ночью.
321. При отказе обоих генераторов ГС-18Т
необходимо облегчить работу аккумуляторных батарей
выключением потребителей, без которых может выполняться
полет, прекратить выполнение задания и в зависимости от
условий или производить полет до ближайшего
аэродрома, или произвести посадку на выбранную площадку.
При необходимости включить любой потребитель,
автоматически отключившийся при отказе генераторов
ГС-18Т, включить выключатель «Сеть на аккум.» на
электрощитке правого летчика, после чего все шины
будут подключены к аккумуляторным батареям.
322. При отказе генератора переменного тока
СГО-ЗОУ отключится питание обогрева лопастей
несущего и хвостового винтов, обогрева стекол кабины,
питание радиоаппаратуры, подключенной к шине
переменного тока, астрокомпаса, приборов контроля работы
трансмиссии и контурных огней.
Отказ в работе генератора определится по загоранию
табло «Включи преобраз. 115 в» и по падению стрелки
амперметра переменного тока до нуля. При этом
произойдет автоматическое включение в работу
преобразователя ПО-750 и загорится табло «Работает
преобраз. П5.в». Для более надежной работы преобразователя
переключатель «Генерат. 115 в» — «Преобраз. 115 в»
необходимо перевести в положение «Преобраз. 115 в».
При этом табло «Включи преобраз. 115 в» погаснет.
Контроль за включением преобразователя
производится по загоранию табло «Работает преобраз. 115 в»
и по вольтметру переменного тока, который должен
показать напряжение 115 в.
После включения преобразователя восстановится
питание всех Ю1рсбителей по переменному току 115 в.
Питание обогрева лопастей несущего и хвостового винтов
и стекол кабины экипажа не восстановится.
Дальнейшее выполнение задания производится по
124
усмотрению экипажа в зависимости от условий, в
которых выполняется полет.
ВЫНУЖДЕННОЕ ПОКИДАНИЕ ВЕРТОЛЕТА
323. Полеты до высоты 100 м, в том числе висения,
подлеты и перемещения у земли, а также полеты при
перевозке пассажиров и раненых на любой высоте,
разрешается выполнять без парашютов. Во всех остальных
случаях полеты производить со спасательными
парашютами. Для раскрытия ранца на парашюте должен быть
смонтирован страхующий парашютный прибор типа
КАП-3 или ППК-У, установленный на высоту
срабатывания 500 м (над рельефом местности) и на время
срабатывания 2 сек.
324. После посадки на свои рабочие места члены
экипажа обязаны присоединить карабин фала гибкой
шпильки парашютного прибора к кольцу на чашке
сиденья. При необходимости ухода с рабочих мест во
время полета каждый член экипажа должен отсоединять
этот карабин от кольца.
325. При перевозке в грузовой кабине вертолета
людей командир экипажа перед вылетом обязан:
—■ проверить наличие парашютов и знание основных
правил пользования ими;
— проинструктировать по правилам пользования
системами открытия аварийных выходов и правилам
покидания вертолета, а также указать команды или сигналы,
по которым производится покидание;
— назначить старших, которые должны следить за
командами или сигналами, подаваемыми командиром
экипажа, и выполнять по его команде аварийное
сбрасывание двери и люка грузовой кабины.
326. В случае возникновения в полете аварийной
обстановки, при которой не обеспечивается безопасность
посадки и создается угроза жизни перевозимых людей и
членов экипажа, командир экипажа обязан прекратить
выполнение задания и подать команду на покидание
вертолета.
327. Покидание вертолета в воздух -.ро. вводится по
командам командира экипажа.
Если вертолет управляемый, то подается две
команды: предварительная — «Приготовиться к прыжку» и
125

исполнительная — «Прыжок». Когда вертолет
неуправляемый, то подается только одна исполнительная
команда «Прыжок».
328. При вынужденном покидании вертолета
необходимо после отделения от него сделать задержку
раскрытия парашюта в зависимости от высоты полета, а именно:
— на высотах более 500 м — 5 сек;
— на высотах 200—500 м — 5 сек;
— на высотах менее 200 м — немедленно.
329. При пользовании парашютными приборами с
фалом гибкой шпильки длиной 2 м включение прибора для
раскрытия ранца парашюта будет происходить только
после отделения летчиков от вертолета через боковые
аварийные люки, а борттехника — как через аварийные
люки летчиков, так и через дверь грузовой кабины.
При необходимости покидания вертолета летчиками
через дверь грузовой кабины необходимо отсоединить
карабин фала гибкой шпильки парашютного прибора от
специального узла на сиденье.
330. Покидание вертолета членами экипажа
осуществляется через аварийные люки летчиков после
сброса сдвижных блистеров и через проем двери грузовой
кабины после ее аварийного сброса.
Перевозимые в грузовой кабине люди покидают
вертолет через входную дверь и через аварийный люк в
задней части грузовой кабины.
331. Члены экипажа покидают управляемый вертолет
в такой последовательности: первым покидает летчик-
штурман, вторым — бортовой техник (через аварийный
люк летчика-штурмана) и последним — командир
экипажа. В некоторых случаях бортовому технику
целесообразнее покидать вертолет через дверь грузовой
кабины, не дожидаясь покидания летчиком-штурманом.
332. Для сокращения времени вынужденного
покидания вертолета в воздухе все члены экипажа должны
отработать путем наземных тренировок
последовательность действий до автоматизма.
333. Действия летчика-штурмана при покидании
вертолета по команде командира экипажа:
— правой рукой выдернуть рукоятку аварийного
сброса блистера' и расстегнуть замок привязных ремней;
— левую ногу перенести через рукоятку «шаг — газ»
и поставить на пол в проходе между сиденьями
летчиков;
126
— левой рукой взяться за полумягкую петлю в
переднем верхнем углу проема блистера, а правой рукой
упереться в его нижний обрез с правой стороны;
— приподняться с сиденья, вывести парашют из
чашки'сиденья, развернуться вправо лицом к проему
блистера и поставить правую ногу на чашку сиденья;
— толчком обеих ног с одновременным энергичным
движением обеими руками к себе, втягивая корпус тела
в проем блистера, отделиться от вертолета в сторону
вниз головой.
334. Действия бортового техника по команде
командира экипажа:
а) При покидании вертолета через проем блистера
летчика-штурмана бортовой техник обязан:
— расстегнуть замок привязных ремней;
— встать с сиденья и сделать левой ногой шаг
вперед;
— повернуться направо лицом к проему блистера, а
правую ногу поставить на чашку сиденья
летчика-штурмана;
—■ обеими руками взяться за боковые обрезы проема
блистера;
— толчком обеих ног с одновременным движением
рук к себе отделиться от вертолета в сторону вниз
головой.
б) При покидании вертолета через проем двери
грузовой кабины бортовой техник обязан:
— расстегнуть замок привязных ремней;
— встать с сиденья и развернуться влево на 180°;
— левой рукой откинуть сиденье вверх;
— правой рукой открыть дверь в грузовую кабину;
— войти в грузовую кабину, ручку аварийного сброса
входной двери повернуть влево и оттолкнуть дверь от
себя;
— поставить левую ногу в нижний левый угол проема
двери и толчком обеих ног отделиться от вертолета в
сторону вниз головой.
335. Действия командира экипажа (левого летчика)
при покидании вертолета:
— левой рукой выдернуть рукоятку аварийного
сброса блистера;
— правой рукой расстегнуть замок привязных
ремней;
127

«*- правую ногу вынести в проход и поставить на пол
между сиденьями летчиков;
— правой рукой взяться за полумягкую петлю в
верхнем углу проема блистера, а левой рукой упереться в
нижний левый угол проема;
— приподняться, вывести парашют из чашки сиденья,
развернуться влево лицом к проему и поставить левую
ногу на чашку сиденья;
— толчком обеих ног с одновременным движением
рук к себе отделиться от вертолета в сторону вниз
головой.
336. Действия перевозимых людей при покидании
вертолета по команде командира экипажа:
— сбросить аварийно входную дверь (если она не
сброшена бортовым техником) и крышку аварийного
люка в задней части кабины (выполняют старшие,
назначенные командиром экипажа перед вылетом);
— зацепить карабин вытяжной веревки парашюта за
трос у входной двери (у аварийного люка);
— покинуть вертолет через входную дверь и
аварийный люк в последовательности, указанной командиром
экипажа перед вылетом;
— для покидания через дверь на ходу левую ногу
поставить в нижний левый угол проема двери и,
оттолкнувшись ею в сторону, отделиться от вертолета вниз
головой;
— для покидания через аварийный люк опуститься
перед люком на одно колено, взяться руками за
боковые обрезы люка и отделиться от вертолета толчком ног
и рук головой вниз.
Примечания: 1. Если после выдергивания рукоятки
аварийного сброса блистера (двери, крышки люка) сброс не
произошел, энергичным толчком ноги или руки вытолкнуть блистер (дверь,
крышку люка) наружу.
2. При полетах с использованием комплекта кислородного
оборудования ККО-ЛС перед покиданием вертолета убедиться (после
вставания с рабочего места), что кислородная магистраль
разъединена. В противном случае необходимо причудительно разъединить
магистраль, дернув за красный шарик на разъединителе Р-58.
Глава VI
РАСЧЕТ РАДИУСА, ДАЛЬНОСТИ
И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
337. Радиус, дальность и продолжительность полета
вертолета при заданной нагрузке зависят от запаса
топлива на вертолете и от режима полета, который задается
высотой и скоростью полета по прибору. Число оборотов
несущего винта на вертолете Ми-8Т поддерживается в
определенных пределах системой автоматического
регулирования.
Нагрузка и заправка топливом определяют взлетный
вес вертолета, который не должен превышать
максимально допустимого взлетного веса 12000 кГ, а при
полетах в горах и в условиях высоких температур
наружного воздуха — предельного веса, определяемого по
номограммам на рис. 13 и 14 для выбранных способов
взлета и посадки и фактических условий на местах
взлета и посадки (ст. 208—215).
338. Выбор режима полета в основном определяется
поставленной задачей. Однако при этом следует
учитывать, что с увеличением высоты полета до 2000—3000 м
радиус и дальность полета увеличиваются; при полете
на высотах выше 3000 м радиус и дальность полета при
одной и той же нагрузке, как правило, уменьшаются.
Скорости полета по прибору, которые необходимо
выдерживать для получения наибольшей дальности, и
соответствующие им истинные скорости при стандартных
температурах наружного воздуха (стандартные
скорости) приведены в табл. 11.
9 Зак. 443
129

Таблица 11
Высота, м
100
500
1000
2000
3000
4000
Вес вертолета II 100 кГ
и менее
Скорость полета, км/ч
по прибору
220
220
220
195
175
150
стаидартиая
220
225
230
215
205
185
Вес вертолета более
11 100 кГ
Скорость полета, км/ч
ло прибору
200
200
200
180
155
стандартная
200
205
210
200
185
При полете со скоростями, меньшими указанных в
табл. 11, радиус и дальность полета уменьшаются, а
продолжительность полета увеличивается.
Максимальная продолжительность полета получается
при полете вертолета со скоростью 120—130 км/ч по
прибору на всех высотах.
339. Значения радиуса, дальности и
продолжительности полета в Инструкции даны для вертолета без каких-
либо дополнительных внешних установок, ухудшающих
аэродинамику вертолета. При наличии внешних
дополнительных установок часовой и километровый расходы
топлива увеличиваются, а радиус, дальность и
продолжительность полета уменьшаются. Например, при полете
вертолета с установленной фермой спецподвески на
скоростях, указанных в табл. 11, увеличение часового и
километрового расходов топлива и соответственно
уменьшение радиуса, дальности и продолжительности полета
составляют 3%.
340. Груз, транспортируемый на внешней подвеске,
создает значительное сопротивление, поэтому дальность
и продолжительность полета в этом случае меньше, чем
при полете с грузом, размещенным в грузовой кабине.
Скорость полета при полетах с грузом на внешней
подвеске специально не ограничивается. Однако
транспортировка груза на внешней подвеске не всегда возможна
на всем диапазоне разрешенных скоростей полета из-за
раскачивания груза, большого отрицательного тангажа
вертолета и других причин, затрудняющих нормальное
130
si
5 -n ja rt a
Ч о Z v ^
О Н о Ч I
I О.К х ° I
Oi (N -* СО Ю О tJ-СЛ (О Tf ^
<N 0-t«<N ©C>(NCO—«Oco
<N CN —• <N CO <N CO <N CO —•
О
н -
о н «
д ч *
ч о
га С
Ю Ю©Ю ЮОЮОЮОО
СО СОСОСО ОО ^ Oi —« f- —* ~Ф
<N СЧСЧ'-" СМ т*< СО СО СО Ю CI
оюсюоюо
— . оо —ч —*<м г*-
ю irnom -=- — — — — - - .с-
ОО f-СЭ© СО Г-- ОО —< —■ <N h-
Ю 1С СО СО ЮЮ^ ЮЮЮЮ
©юю
сог*-г-
ьО Ю Ю Ю О <■
ооо> t*-o> ос
СО СО СМ СЧ <N СО СО
II
Ю Г-- Ь- Г*- СО СО LO Ю LO Ю to
t^- CM <M CM ^Г -^ Г*- Г-- h- h- I4-
la
8SS §§Rggg§
Hi!'
«if
о ©со oooc>ooc>
см счг-сч сч t> сч ■* <N h- сч
_-. ^ m •— tJ- О ■* ~-* ■* oo ~
—. __—• _oq—'CM —
we
о a
I»
'a <u
in
5 m
СП о
CO
о
>,
£■■--"
о та
О CL»
я ч ..
J3 CL» С
о
>>
с
о
о с0
° I •
ал л v
о t; в о
ч
о
I- ^.
а. л
с» т
ю >>
о.
я «-
S-3
;c«soC
з "=
§QQO OOCOOQO
ОООО COOcDThiOOO
_ о — — O-OlOO-"
^ я 2 ч- гсчХ чя
<и сп s о
S ч я ^ н

пилотирование вертолета. Поэтому допустимая скорость
полета должна определяться конкретно для каждого
вида груза.
Взлетный вес вертолета при транспортировке груза
на внешней подвеске не должен превышать 11000 кГ
или предельного веса, определенного по номограмме на
рис. 13 для фактических условий взлета. Максимальный
вес груза на внешней подвеске — 2500 кГ.
Величины дальностей и продолжительности полета
на высоте 300 м при транспортировке некоторых грузов
на внешней подвеске приведены в табл. 12.
Эти данные могут быть использованы также для
определения дальности и продолжительности полета
вертолета при транспортировке на внешней подвеске грузов
другого вида, близких по габаритам и весу к указанным
в таблице.
341. Безопасность полета при маршрутных полетах
на радиус или дальность, близкие к максимальным,
обеспечивается назначением гарантийного запаса
топлива. Гарантийный запас топлива предназначается для
компенсации увеличения расхода топлива по сравнению
с расчетным из-за неточного выдерживания маршрута,
возможного изменения метеорологических условий
(особенно ветра), боевой обстановки и других случайных
факторов.
Гарантийный запас топлива выбирается конкретно
для каждого полета в зависимости от сложности
поставленной задачи, от имеющихся сведений об условиях
полета, взлета и посадки и возможности их учета в
расчете, от уровня подготовки экипажа и т. д.
При расчетах радиуса и дальности полета
гарантийный запас топлива учитывается как остаток топлива
при посадке. Рекомендации по выбору гарантийного
запаса топлива указаны в ст. 349.
342. Вследствие относительно небольшой скорости
полета вертолета направление и скорость ветра
оказывают существенное влияние на дальность и
продолжительность полета.
Для учета влияния ветра вводится понятие
эквивалентного ветра, который, являясь только попутным или
встречным, изменяет дальность полета так же, как и
фактический ветер с его направлением. Скорость
эквивалентного ветра равна разности между путевой и
истинной скоростями.
132
Таблица 13
сота, .ч
2
ш
Скорость
полета, км/ч
по прибору
стандартная
Средний
расход топлива

километровый, кГ/км
часовой,
кГ/ч
Запас топлива для
горизонтального
полета, кГ
Дальность,
км

горизонтального
полета

практическая

Продолжительность
ч — мин

горизонтального
полета

практическая
при 10% запасе топлива
1. Без дополнительных баков (взлетный вес—11 1О0 кГ;
полный запас топлива — 1420 кГ; вес перевозимого груза — 2350 кГ\
гарантийный запас топлива — 150 кГ).
100
500
гДОО0
2000
3000
4000
220
220
220
195
175
150
220
225
230
215
205
185
2,84
2,77
2,69
2,52
2,45
2,58
625
625
620
540
500
475
1180 ■
1165
1140
10Э0
1025
955
415
420
425
430
420
370
415
430
440
460
470
440
1—53
1—52
1—50
2—01
2—03
2—01
1—56
1—58
1—58
2—15
2—25
2—34
2. С одним дополнительным баком (взлетный вес — 12 000 кГ;
полный запас топлива—2140 кГ; вес перевозимого груза — 2480 кГ;
гарантийный запас топлива — 210 кГ).
500
200
220
205
225
2,90
2,78
595
625
865
955
300
345
655
1—27
1—32
3—05
3. С двумя дополнительными баками (взлетный вес — 12 000 кГ;
полный запас топлива —2860 кГ; вес перевозимого груза — 1710 кГ;
гарантийный запас топлива — 290 кГ).
500
200
220
205
225
2,90
2,75
595
620
865 1 300
1595 | 580
890
1—27
2—35
4—08
Примечания: 1. Расход топлива, путь и время (учтенные
при расчете дальности и продолжительности полета) при наборе
высоты приняты в соответствии с графиками на рис. 21 и 22 и при
снижении в соответствии с табл. 14.
2. Километровый расход топлива указан в соответствии с
графиком на рис. 23 для среднего веса вертолета на участке
горизонтального полета.
3. Для полетов с дополнительными баками над чертой указаны
данные при полете с весом более 11 100 кГ, под чертой —
11 100 кГ и менее,
133

Порядок учета влияния ветра указан в ст. 354.
343. При полете в строю расход топлива у ведомых
вертолетов возрастает в связи с тем, что летчики
ведомых вертолетов для сохранения своего места в строю
вынуждены периодически изменять режимы полета и
работы двигателей.
При полете в строю звена расход топлива у ведомых
вертолетов увеличивается на 5%, а при полете в строю
эскадрильи и полка на 10%. Соответственно на эти же
величины уменьшаются радиус, дальность и
продолжительность полета.
При расчете увеличение километрового расхода
топлива у ведомых вертолетов учитывается
соответствующим увеличением гарантийного запаса топлива (ст. 349).
344. Величины максимальной дальности и
соответствующей продолжительности полета вертолета с
взлетным весом 11100 кГ (без дополнительных топливных
баков) и 12000 кГ (с одним и двумя дополнительными
топливными баками) при 10% запасе топлива
приведены в табл. 13.
При необходимости рассчитать
инженерно-штурманский график полета или произвести подсчеты для
выполнения полетов по сложным профилям следует
пользоваться указаниями, изложенными в ст. 345—369.
ОПРЕДЕЛЕНИЯ РАДИУСА И ДАЛЬНОСТИ
ПОЛЕТА
345. На практике наиболее часто встречаются три
задачи, при решении которых определяются:
— максимальный радиус или дальность полета при
перевозке заданного груза;
— потребное количество топлива для полета на
заданный радиус или заданную дальность с данной
нагрузкой;
— максимальный вес груза, который можно
перевезти на заданное расстояние.
Эти задачи решаются с помощью графиков на
рис. 15—20, которые связывают между собой
пройденное вертолетом расстояние от взлета до посадки,
потребное для этого количество топлива (расход топлива за
полет), переменную нагрузку, взлетный и посадочный
веса вертолета.
Задавшись двумя любыми величинами, можно найти
на графике точку и определить недостающие величины.
134
Н=Ю0м
L.hm
юоо *
500 ЮОО 1500 2000 2500 3000 3500 ЮООвщрр
■■■■■'■
7500 ВООО 8500 9000
i .... i ... . ill.
9500 10000 10500 11000 П5009юс,«Р
Рис. 15. График зависимости дальности полета на высоте 100 м
от веса переменной нагрузки
135

/7= SOOai'
взлетиыа [Больше щюОкг
вес \viooxr \ил!етше
500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 в^нГ
I I I 1 ) | I М I | I I I I I I I I I I 1-Й 1 | I м I | l I i I I I I I I |—
7500 8000 8500 S00O SS0O 10000 10500 П000 П500 Gnoc кГ
Рис. 16. График зависимости дальности полета на высоте 500 м
от веса переменной нагрузки
136
Н= 1000м
500 1д00 1500 Шо 2500 3000 3500 4000 Gne/j.«'"
I м i I | I i ' ' | i i I I I I i i I | I i i i | I I I И I I i i 1 i i i i I -
7500 ВОЮ 8500 9000 Э500 10000 10500 IW00 11500 Gnoci<r
Рис. 17. График зависимости дальности полога на высоте 1000 и
от веса переменной нагрузки
137

Н=2000м
500 lOOO 1500 2000 2500 3000' |3500 4000 Опер.нГ
i i i i l I l l i i I I l I I I I I I I I I I I I I I I I I jji rf i I I l I ill _
7500 "8000 8500 3000 3500 10000 10500 11000 11500 Спвс^Г
Рис, 18. График зависимости дальности полета на высоте 2000 м
от веса переменной нагрузки
138
Н=3000м
1100
500 1000
1500 2000 2500 3000 3500 4000 Опер,"?
i i i i i i ■ i i i i i i i i i i i i i ■ i i
7500 8000 8500 9000 9500 1О00О 10500 11000 1150ОGmc,Kt
Рис. 19. График зависимости дальности полета на высоте 3000 м
от веса переменной нагрузки
139

/
LtHM
1Z00
1100
1OO0
ЭОО
800
700
600
500
400
'300
ZOO
юо\
*\**Лт*
АЛ^
г-пр\-
\ ^\
\ V
?Ny
ал^
\*£«л
\ \ \
\\
s\\
^Vi
а|§К
д^
^
к \ \
W
1
//= 4000 м
взлетныа
вес
V„f, км/ч
Vcm,"*/4
~50<Г
\V
Л\
"\J>§^
W
Больше щоокг
шоокГ и меньше
-
-
л.
W
YV-
л\
W
ISO
185
500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 G„ef,nr
i i ■ ■_ I i ■ . . i . . . . i
_!_!_
7500 8000 8500 3000 9500 10000 /0500 11000 Стс,кГ
Рис. 20. График зависимости дальности полета на высоте 4000 »
от веса переменной нагрузки
140
кг '
160
1ZU
80
40
0
\
'
\
"\
Взлети
5-
разг т
fS
ъФ*
200»,
0UU.
S0Q
ЮР
8
Ю
11
Рис. 21. График зависимости расхода
топлива при наборе высоты от взлетного веса
вертолета
«л»
зо
го
ю
0
t.MUh
16
/2
4
0
в Алев
■+-
500
H-AigS
3E0JL
'<
raj)
и ik/зг >н
100
-я."
^
гся^
\,s
22? 1-
ш
о^
loo L-
"51С
юэ ■
8
10
11 G.
'ВЗЛ.Т
Рис. 22. График зависимости
пути и времени при наборе еы-
соты от взлетного веса
вертолета
111

346. При расчете графиков на рис. 15—20 учтены:
— расход топлива, путь и время rtpn наборе высоты
в соответствии с графиками на рису 21 и 22 и при
снижении на режиме моторного планирования и при посадке
в соответствии с табл. 14; /
/ Таблица 14
Высота
начала
снижения, м
Торможение,
зависание
и посадка
100
500
1000
2000
3000
4000
Скорость
полета
по прибору,
км/ч
120—130
140—150
140—150
140—150
140—150
120—130
Вертикальная
скорость
снижения,
м/сек
2—4
5—6
5—6
5—6
5—6
3—4
Расход
топлива,
кГ
15
20
25
30
45
65
95
—
5
10
15
25
35
Время,
мин
1
2
3
4
7
11
17
— километровый расход топлива в соответствии с
графиком на рис. 23 для среднего веса вертолета на
участке горизонтального полета.
Я,
чГ/нм
/2 G,T
Рис. 23. График зависимости
километрового расхода топлива от веса вертолета
142
Если условия выполнения задания не соответствуют
указанным (например, набор высоты производится не
по маршруту и т. д.), необходимо ввести
соответствующие поправки в 'величины, взятые из графиков на
рис. 15—20, или произвести расчет конкретно для
данного полета без использования графиков на рис. 15—20.
347. Графики на рис\ 15—20 рассчитаны для
определенного веса пустого вертолета. Для удобства расчетов
вес вертолета указывается^ виде суммы трех слагаемых:
1) неизменного веса вертолета, который включает в
себя вес конструкции вертолета и вес постоянной
нагрузки (оборудования, всегда установленного или
имеющегося на вертолете во всех полетах, масла в
двигателях и редукторах, масла АМГ-10 в гидросистемах, невы-
рабатываемого остатка топлива, а также экипажа из
трех человек — двух летчиков и бортового техника);
2) веса переменной нагрузки, которую составляют
перевозимый груз, оборудование, снаряжение,
дополнительные члены экипажа (медработник и др.) и
гарантийный запас топлива;
3) веса топлива, расходуемого в полете.
348. Вес переменной нагрузки Gnep состоит из веса
гарантийного запаса топлива и веса приведенных ниже
«элементов» (в зависимости от того, имеются они на
вертолете или нет):
— перевозимый груз — до 4000 кГ;
— приспособления для транспортировки грузов
(швартовочные тросы, колодки и др.) — ПО кГ;
— санитарное оборудование, питьевая вода и др. —
120 кГ;
— лебедка с управлением — 40 кГ;
— ферма спецподвески—180 кГ;
— шкворневые установки — 20 кГ;
— дополнительный топливный бак с
оборудованием— 50 кГ;
— внешняя подвеска в рабочем положении —70 кГ.
Вес каждого дополнительного члена экипажа, а
также каждого перевозимого пассажира или раненого на
носилках принимается равным 90 кГ, а каждого
десантника со снаряжением — 100 кГ.
349. Для одиночного полета гарантийный запас
топлива VFrap выбирается обычно в пределах '0—20%, при
полете звена в строю —в пределах 15—25% и при по-
143

лете эскадрильи и полка в строю —в пределах 20—30%
от количества заправленного перед полетом топлива.
При перелетах (полет в одном направлении)
выбирается большее значение гарантийного запаса топлива.
Чем точнее учитывается при расчете влияние ветра, тем
меньше может быть взят гарантийный запас топлива.
350. Графики на риг 1.4— 9Г)/ря~гццтЯНт,т ДЛЯ неиз.
менного веса вертолета f Сне1,зМ^7380 кГ\ Для каждого
вертолета неизменный вес под/читывается по
формулярным данным. Для этого к указанному в формуляре
(раздел «Индивидуальные особенности») весу неизменной
части пустого вертолета необходимо прибавить вес трех
человек экипажа, масла в маслосистемах двигателя и
редуктора и невырабатываемого остатка топлива,
составляющие 360 кГ.
Если полученный неизменный вес вертолета будет
больше принятого при расчете графиков (7380 кГ), то
при определении дальности по графикам на рис. 15—20
разность между фактическим и расчетным значениями
неизменного веса AGHeiEM прибавить к весу переменной
нагрузки и полученную величину использовать для
определения дальности полета. '
При определении радиуса или дальности полета в
строю расчет ведется для вертолета, имеющего
наибольший неизменный вес.
351. Располагаемый запас топлива для полета WvliCn
равен
l^pacn === W полн w „ем — И'гар — ^вевыр,
где №поли — полный запас топлива (заправка топлива
перед вылетом); он равен количеству
заправленного топлива в литрах,
умноженному на удельный вес топлива;
№зем—расход топлива при работе двигателей на
земле; расход топлива определяется по
времени работы двигателей на земле и
среднему расходу топлива — 6 кГ/мин;
^невыр — невырабатываемый остаток топлива —20 кГ.
В предварительных расчетах обычно принимается
^7зем = 30 кГ при работе двигателей на земле перед
взлетом в течение 5 мин (запуск, прогрев, опробование
двигателей, выруливание на старт) и W3en=50 кГ при
разгрузке или погрузке груза в течение 8 мин.
144
Величины емкости топливной системы и полного
запаса топлива различных сортов при полной заправке
топливных баков в различных вариантах приведены в
табл. 15.
Таблица 15
Баки
Основные (расходный и
подвесные)
Основные и один
дополнительный
Основные и два
дополнительных
Емкость, л
1830
2760
3690
Полный запас топлива при
заправке, кГ
TC-1 или T-7
с удельным
весом
0,775 кГ/л
1420
2140
2860
T-2 с
удельным весом
0,755 кГ/л
1380
2080
2790
352. Взлетный и посадочный веса вертолета
определяются по формулам:
« расх— " расх»
^пос == v-'hohbm "г" '-'пер)
где Wpacx — расход топлива за полет.
Величина взлетного веса не должна превышать
максимального взлетного веса или предельного. В
противном случае необходимо уменьшить вес груза или
заправку топлива.
353. В тех случаях, когда взлет производиться с
весом более 11 100 кГ, имеются два участка
горизонтального полета: первый с весом более 11 100 кГ и режимами
полета, допустимыми для максимального полетного веса,
и второй с весом 11 100 кГ и менее и режимами полета,
допустимыми для нормального полетного веса (см.
табл. 11). Смена режимов полета производится в момент,.
когда вес вертолета из-за выгорания топлива
уменьшится до 11100 кГ. Этот момент полета определяется по
остатку топлива на борту вертолета, величина которого
находится по формуле
Wcll = Wnoaa — (GB<>* — 111 00).
J0 Зак. 443
145

Эквивалентный ветер,км/ч
" 20^ 40 60 ВО
Эквивалентный- ветер.нм/ч
о го 40 еа во
L,hm I —
6801
0 20 40 60 80
Эквивалентный ветер,нм/ч
Ветер встречный при полете
в пункт разгрузки
Ветер попутный при полете
в пункт разгрузки
а
Рис. 24. Графики зависимости радиуса и дальности полета от
эквивалентного ветра:
а — радиус полета; б — дальность полета
£Ю 40 60 to
Эквивалентный ветер, км///
Ветер встречньщ
Ветер попутный
6
146
354. Влияние ветра на радиус и дальность Полета
учитывается с помощью графиков на рис. 24 по
величине эквивалентного ветра. Скорость эквивалентного ветра
в зависимости от скорости и направления фактического
ветра для истинных скоростей полета 180—230 км/ч
определяется по табл. 16.
Таблица 16
Ветер
Я
>»
о
с
>а
3
о.
CQ
Угол ветра,
град
снос
вправо
0
10
20
30
40
50
60
70
80
90
1О0
НО
120
130
140
150
160
170
180
сиос
влево
360
350
340
330
320
310
ЗОО
290
280
270
260
250
240
230
220
210
200
190
180
Скорость эквивалентного ветра
10
10
10
9
9
8
6
5
3
1
0
2
4
5
6
8
9
9
10
10
20
20
20
19
17
15
12
9
6
2
1
4
8
11
13
16
17
19
20
20
фактического
30
30
30
28
25
22
18
13
8
3
2
7
12
17
21
24
26
28
30
30
40
40
39
i7
34
29
23
17
10
2
4
11
18
23
28
32
36
38
39
40
ветра.
50
50
49
46
42
35
28
20
11
1
7
15
23
30
36
41
45
47
49
50
при скорости
км/ч
60
60
59
55
49
42
33
22
12
1
10
20
29
37
44
50
54
57
59
60
70
70
69
64
57
48
37
24
12
14
25
36
45
53
59
64
67
69
70
80
80
78
73
65
54
41
26
12
3
18
31
43
54
62
68
74
77
79
80
о,
н
m
«3
Я
я
О
С
Я
к
о
га
При предварительных расчетах величина
эквивалентного ветра определяется на основе прогноза или
статистических данных. Перед каждым маршрутным
полетом расчет полета должен уточняться по шарпнлотному
ветру давностью не более 1 ч.
355. Чтобы при перевозке заданного груза
определить максимальную дальность полета LMaKC с помощью
графиков на рис. 15—20, необходимо:
— выбрать высоту полета или для заданной высоты
найти в Инструкции соответствующий этой высоте
график; выбрать гарантийный запас топлива (ст. 349);
10*
147

*— определить, исходя из взлетного веса, габаритов
и веса заданного груза, максимальное количество
топлива, которое можно заправить в баки вертолета
(максимальное значение 1^Полн); определить возможный
располагаемый запас топлива для полета (максимальное
значение WpaCn) —ст. 351;
— рассчитать вес переменной нагрузки, пользуясь
данными ст. 348 и указаниями ст. 349 и 350;
— при взлете с высокогорной площадки или в
условиях высоких температур наружного воздуха определить
по номограммам на рис. 13 и 14 (ст. 208—215)
Предельный вес для фактических или предполагаемых
атмосферных условий и выбранного способа взлета или посадки;
— определить по найденному графику дальность
полета в безветрие;
— найти по табл. 16 величину эквивалентного ветра
по данным фактического ветра и определить по
графику на рис. 24 дальность полета с учетом ветра.
Определение дальности полета в безветрие по
графикам на рис. 15—20 производится в следующем
порядке.
На графике для выбранной (заданной) высоты
полета из точки на горизонтальной оси, соответствующей весу
переменной нагрузки, восстанавливается перпендикуляр
и находятся точки пересечения его с линией расхода
топлива, соответствующей располагаемому запасу топлива
для полета, и с линией, соответствующей максимальному
или предельному весу.
Из двух точек пересечения выбирается та, которой
соответствует меньшая дальность. Для этой точки и
определяется максимальная дальность Ьмакс.
Если найденная точка является точкой пересечения
перпендикуляра и линии расхода топлива, то потребный
расход топлива за полет равен максимальному
располагаемому запасу топлива, определенному выше. Взлетный
вес будет меньше максимального или предельного и
определяется интерполяцией по сетке линий взлетных
весов.
Если найденная точка является точкой пересечения
перпендикуляра и линии максимального или
предельного Ееса, то полет производится с максимальным весом
или взлетным весом, равным предельному, а в точке
пересечения необходимо определить потребный расход
топлива за полет интерполяцией по сетке линий расходов
148
топлива. Так как потребный расход топлива за полет в
этом случае будет меньше максимального
располагаемого запаса топлива, то подсчитывается заправка
топлива перед полетом по формуле
« подн = Wзем "Г " потр "Г " гар "г " невыр-
Если получившийся взлетный вес вертолета больше
нормального— 11 100 кГ, то необходимо определить
остаток топлива, при котором должна быть произведена
смена режимов полета согласно ст. 353.
356. Чтобы определить потребный расход топлива
для полета вертолета с заданной нагрузкой на
расстояние L, находится точка пересечения горизонтальной
линии, соответствующей заданному расстоянию L, и
перпендикуляра, восстановленного в точке горизонтальной
оси, соответствующей весу переменной нагрузки. В точке
пересечения путем интерполяции по сетке расходов
топлива определяем потребный расход топлива за полет, а
по сетке взлетных весов — взлетный вес вертолета. Если
полученный взлетный вес не превышает предельного,
задание может быть выполнено и необходимо подсчитать
заправку топлива перед вылетом.
В тех случаях, когда вертолет производит посадки
в промежуточных пунктах без дозаправки топливом,
потребный расход топлива подсчитывается по участкам,
начиная с последнего, по расстояниям на участках и по
посадочному весу, так как посадочный вес в конечном
пункте известен. Такие полеты могут быть выполнены,
если суммарный потребный расход топлива с учетом
расхода топлива при работе двигателей на земле при
промежуточных посадках будет меньше располагаемого
запаса топлива (см. пример 3).
357. Чтобы найти максимальный вес груза, который
можно перевезти на заданное расстояние L, необходимо
из точки пересечения горизонтальной линии,
соответствующей заданному расстоянию, и линии,
соответствующей максимальному или предельному весу, опустить
перпендикуляр на горизонтальную ось, на которой
определить вес переменной нагрузки, а в точке
пересечения — потребный расход топлива за полет. Вычитанием
из веса переменной нагрузки веса оборудования
согласно ст. 348 и гарантийного остатка топлива находится
149

максимальный вес перевозимого груза. Затем подсчитЫ-
вается заправка топлива перед вылетом (ст. 355).
358. Максимальный радиус полета RMaKC определяет»
ся также с помощью графиков на рис. 15—20. Для этого
необходимо подсчитать вес переменной нагрузки G nePl
при полете в конечный пункт радиуса и вес переменной
нагрузки Gnep, при полете обратно в соответствии с
весами перевозимых грузов, имеющегося на борту
вертолета оборудования и величиной принятого гарантийного
запаса топлива. По графику для выбранной высоты
полета в конечный пункт радиуса (рис. 15—20) по
величине Gnep, определяется дальность полета Lu расход
топлива за полет И^потр, и взлетный вес GB3nt при вылете
из исходного пункта; при этом GB3a, не должен быть
больше максимального или предельного веса,
определенного для фактических условий взлета и посадки.
Если GB3fl, получился больше 11 100 кГ, то
необходимо определить остаток топлива, при котором должна
быть произведена смена режимов полета. Далее, по
величине найденного расхода топлива WnoTPl и весу
переменной нагрузки Gnep, на графике, соответствующем
высоте, выбранной для полета в исходный пункт,
определяется дальность полета L2. При этом, когда G Пер2
больше Gnep, , может случится, что точка пересечения
линий, соответствующих Wn0TPl и GnePs , будет лежать
выше линии, соответствующей максимальному или
предельному весу. При необходимости линию,
соответствующую WnoTPl , следует экстраполировать за линию
максимального взлетного веса 12 000 кГ.
Радиус полета подсчитывается по формуле
Ямако = Г А^>
4
где AR— уменьшение радиуса полета за счет
снижения и посадки, разгрузки или погрузки груза,
взлета и набора высоты в конечном пункте
радиуса;
Li и L2 — условные дальности полета, которые пролетел
бы вертолет при израсходовании топлива
WnoTpi > соответственно на режимах полета из
исходного пункта и из конечного.
Величины AR для различных высот полета
приведены в табл. 17.
150
Таблица 17
Н, м
Д/?, км
100
10
500
15
1000
15
2000
20
3000
25
4000
30
В случае когда полеты в конечный пункт радиуса и
обратно выполняются на разных высотах, для AR
берется среднее значение.
Взлетный вес Совала и запас топлива w полн2 при
вылете из конечного пункта радиуса полета определяются
согласно ст. 356 по весу переменной нагрузки GneP2 и
найденной величине радиуса Ямакс- При этом взлетный
вес GB3n, не должен превосходить максимального веса
12 000 кГ или быть больше предельного веса,
определенного для фактических условий взлета в конечном пункте
радиуса. В противном случае расчет радиуса полета
должен производиться, как указано в ст. 366.
Если же взлетный вес GB3a2 меньше 12 000 кГ, но
больше 11 100 кГ, то необходимо определить остаток
топлива, ири котором производится смена режимов
полета.
Радиус полета с учетом влияния ветра определяется
по графику на рис. 24, причем скорость эквивалентного
ветра определяется по табл. 16 для условий полета в
конечный пункт радиуса.
Если требуется определить потребный расход
топлива при полете вертолета на радиус R, меньший /?Макс, то
расчет выполняется в соответствии со ст. 356 для двух
участков полета протяженностью R каждый.
359. При необходимости определить радиус или
дальность полета на высоте, для которой на рис. 15—20 не
имеется графика, расчет радиуса или дальности полета
производится в следующем порядке.
При наличии графика для высоты полета, которая
отличается от заданной не более чем на 250 м, расчет
производится по этому графику. В противном случае
расчет производится по двум графикам с высотами,
между которыми заключена заданная высота, и полученные
результаты осредняются.
360. Для определения часового расхода топлива
необходимо километровый расход топлива, найденный для
151

заданной высоты по среднему полетному весу (график
на рис. 23), умножить на стандартную скорость полета,
указанную в табл. 11 или на графиках (рис. 15—20).
361. Продолжительность полета определяется по
величинам радиуса или дальности, скорости полета с
учетом ветра и температуры наружного воздуха, по
времени и пути при наборе высоты н снижении согласно
графику на рис. 22 и табл. 14.
При отсутствии сведений о ветре и температуре
наружного воздуха расчет ведется по стандартной
скорости, указанной в табл. 11 и на графиках (рис. 15—20).
ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА РАДИУСА
И ДАЛЬНОСТИ ПРИ ПОЛЕТЕ В ГОРАХ
362. При полете в горах радиус и дальность полета
должны быть рассчитаны с учетом дополнительного
ограничения, связанного с условиями взлета или посадки
на высокогорной площадке. Для того чтобы убедиться,
что это дополнительное ограничение выполнено,
необходимо после обычного расчета радиуса или дальности
полета по графикам на рис. 15—20 проверить расчет веса
вертолета при взлете или посадке на высокогорной
площадке. Если взлетный или посадочный вес получится
больше предельного, то необходимо найти новые
уточненные величины радиуса и дальности полета из
условия выполнения указанного ограничения.
Предельный вес Gnpen для различных способов взлета
и посадки определяется согласно ст. 208—215 по
номограммам на рис. 13 и 14.
363. В том случае, когда на высокогорную площадку
необходимо перевезти груз и без дозаправки топливом
возвратиться в пункт вылета, производится поверочный
расчет веса вертолета при посадке на высокогорную
площадку.
Предварительно по графикам на рис. 15—20 согласно
ст. 358 для заданных значений переменной нагрузки G „ер,
и Спер, определяются максимальный радиус полета RMavc
и GB3,i, для стандартных условий.
Посадочный вес на высокогорной площадке
определяется по графикам на рис. 15—20, для чего находится
точка пересечения линий, соответствующих Rm&kc и GB31li ,
15?
И из нее опускается Перпендикуляр до пересечения с
горизонтальной осью посадочного веса и в точке
пересечения определяется посадочный вес Gn0c,.
Есл и t^noci меньше предельного веса £/пред2 >
определенного для фактических или предполагаемых условий
и способа посадки, то вылет из исходного пункта,
отстоящего ОТ ВЫСОКОГОРНОЙ ПЛОЩаДКИ На раССТОЯНИИ Ямакс,
должен быть произведен с взлетным весом бвзл, •
Если же фактическое расстояние от пункта вылета до
высокогорной площадки, равное R, меньше Ямакс, то по
графикам на рис. 15—20 находится наибольший
взлетный вес Овзл. и наибольшая заправка, с которыми надо
вылетать из исходного пункта с тем, чтобы при посадке
на высокогорной площадке не превысить предельного
веса и иметь наибольший запас топлива для полета. При
этом бвзл, не должен превышать максимального или
предельного веса G„peni в пункте вылета, потребный
расход топлива — располагаемого запаса топлива, а
посадочный вес на высокогорной площадке G„0Cl —
предельного веса бпред,-
Располагаемый запас топлива при полете на
высокогорную площадку равен
w расп,== »» попп Vv 8ем " V» потр, w зем
Ш W
w rap w невыр1
где WnoTp2 — потребный расход топлива при
возвращении с высокогорной площадки в пункт
вылета; он определяется по графикам на
рис. 15—20 по величинам GBant и ^?макс!
№зем— расход топлива на земле в пункте
посадки.
Чтобы определить GB3Xl , на графике (рис. 15—20)
проводится горизонтальная линия, соответствующая
расстоянию R, и на ней отмечаются точки пересечения ее
линиями, соответствующими максимальному или
предельному весу бпред, в пункте вылета, располагаемому
запасу топлива Wpacn, и посадочному весу G„0Cl =
= СПред, • Из трех точек пересечения выбирается точка,
имеющая наименьший посадочный вес, т. е. наиболее
«левая» точка. Это и есть искомая точка, для нее
определяется 0Взл, и Wnorp, . Далее подсчитывается наи-
153

больший полный запас топлива перед вылетом из
исходного пункта. Он равен
" полн =I W 8ем ~т~ V* потр4 ~~\~ W зем ~р Vr потр2 "Т"
"Г " гар ~г "^невыр-
Поверочный расчет посадочного веса при расчете
дальности полета при перевозке груза на высокогорную
площадку производится аналогично. Если при этом
посадочный вес получился больше предельного, то это
означает, что транспортировка заданного груза на
высокогорную площадку невозможна. Необходимо уменьшить
вес груза до величины, обеспечивающей посадку с весом
не больше предельного.
364. Если посадочный вес на высокогорной площадке
больше предельного, то максимальный радиус полета
будет меньше ранее найденного и определяется
расстоянием, которое пролетит вертолет, возвращаясь в пункт
вылета после разгрузки на высокогорной площадке при
условии, что посадка на высокогорной площадке
произведена с весом, равным предельному.
Взлетный вес GB3X, при взлете с высокогорной
площадки после разгрузки вертолета равен
С/взл,== (-'преда *-'пер1 "т~ t'nepj w зем-
Для взлетного веса Свзл2 и веса переменной
нагрузки Спер, по графикам на рис. 15—20 определяется
расстояние, которое пролетит вертолет. Это и будет новое
значение максимального радиуса полета. Если
фактическое расстояние от пункта вылета до высокогорной
площадки равно или меньше нового значения максимального
радиуса полета, то наибольший взлетный вес и
наибольшая заправка топлива вертолета в пункте вылета
находится, как указано в ст. 363.
Если вертолет взлетает из исходного пункта с
увеличенной заправкой топлива (по сравнению с полученной
согласно ст. 363) для того, чтобы обеспечить
предварительный осмотр площадки и произвести проходы над
ней, то посадку на высокогорной площадке необходимо
произвести при остатке топлива, не превышающем
№пред, более чем на 50 кГ, где №пРед, —остаток
топлива при весе вертолета, равном предельному Gnpen,:
Wnpefl,= W3e» "T" w потр2 "Т" •» гар "Т~ " невыр-
154
365. В том случае, когда груз вывозится с
высокогорной площадки, производится поверочный расчет
взлетного веса вертолета.
В этом случае взлетный вес GB3H равен
1^взла == 1дПос, tJiiep! Т" ^пер, w зем,
где Gnoc, определяется, как указано в ст. 363.
Если ввзла меньше предельного веса Gnpca:1 , то
вылет из исходного пункта, отстоящего от высокогорной
площадки на расстоянии /?макс> должен производиться со
взлетным весом GB311i.
Если фактическое расстояние R между пунктом
вылета и высокогорной площадкой меньше /?Макс, то
наибольшие бвзл, и WnonHl вертолета определяются, как
указано в ст. 363, причем посадочный вес Gnoc,
принимается равным
t-'noct== t'npeflj ' iJnepj "Т~ vJnep! ~Г" ™ зем,
при посадке с которым на высокогорную площадку
обеспечивается взлет вертолета (после его загрузки)
с взлетным весом, равным предельному.
366. Если Свзл2 больше предельного веса, то
максимальный радиус R макс будет меньше ранее найденного
и определяется расстоянием, которое пролетит вертолет,
взлетая с высокогорной площадки с взлетным весом,
равным предельному. Это расстояние находится по
графикам на рис. 15—20 для величин Gnep2 и бвзл, =
— ^пред. •
Если фактическое расстояние R между пунктом
вылета и высокогорной площадкой равно или меньше вновь
наиденного значения R макс, то наибольшие значения
Овзл, и ^'полн, вертолета в пункте вылета
определяются, как указано в ст. 363, причем посадочный вес бмакс,
принимается равным
Gnoc! == Опред2 t-'nepa "Г ^пер» ~Г ™ зем-
ПРИМЕРЫ РАСЧЕТА
Поимео 1. Определить максимальную дальность полета
вертолета Ми-8Т иа высоте 500 м при перевозке (без дополнительных
баков) груза весом 2700 кГ. Ветер 40 /см/ч. угол ветра 120°.
Гарантийный запас топлива 200 кГ.
155

Решение.
а) Так как заправляются только основные топливные баки, то
максимальная заправка 1420 кГ. Располагаемый запас топлива
равен (ст. 351)
Wpaon = 1420 — 30 — 200 — 20 = 1170 кГ.
б) Находим вес переменной нагрузки:
Перевозимый груз 2700 кГ
Оборудование для транспортировки груза . ПО кГ
Лебедка 40 кГ
Гарантийный запас топлива 200 кГ
Итого. . 3050 кГ
в) Определяем по графику на рис. 16 (для высоты 500 м) мак-
симальную дальность полета. Из точки А на горизонтальной оси,
соответствующей весу переменной нагрузки (3050 кГ),
восстанавливаем перпендикуляр и находим точки пересечения его с линией,
соответствующей максимальному взлетному весу 12 000 кГ
(точка Б'), и линией, соответствующей располагаемому запасу топлива
1170 кГ (точка Б). Так как точка Б соответствует меньшей
дальности (лежит ниже точки Б/), то она и определяет максимальную
дальность, которая в данном случае соответствует полету с
полной заправкой основных топливных баков (1'420 кГ). Точке Б
соответствуют максимальная дальность полета в безветрие 400 км
(точка В) и взлетный вес 11600 кГ. Поскольку взлетный вес
больше нормального 11 100 кГ, определяем остаток топлива, при
котором необходимо произвести смену режимов полета в
соответствии с табл. 11. Согласно ст. 353 находим
W0*= 1420 —(11600—11 100) = 920 кГ.
Таким образом, при остатке топлива на борту вертолета
больше 920 к)Г необходимо выдерживать скорость полета по прибору
200 км/ч, а при остатке топлива, равном 920 кГ и меньше, — полет
производить на скорости по прибору 220 км/ч.
г) По табл. 16 находим скорость эквивалентного ветра 23 км/ч,
ветео — встречный.
На графике (рис. 24) из точки В, в которой пересекаются
линии ГВ и БВ, соответствующие дальности полета в безветрие
400 км и эквивалентному встречному ветру 23 км/ч, проводим
линию ВА и находим дальность полета при ветре 350 км.
Пример 2. Определить максимальный радиус полета на
высоте 2000 м в безветрие при переброске (без дополнительных
баков) груза весом 2500 кГ в конечный пункт радиуса. Исходный и
конечный пункты расположены на высоте 500 м, температура
наружного воздуха у земли +30° С. Взлеты и посадки производятся
по-вертолетному с использованием воздушной подушки.
Гарантийный запас топлива принять равным 200 кГ.
Решение, а) Определяем располагаемый запас топлива
(ст. 351). Он равен
'№расП2 =1420 — 30 — 200 — 20 = 1170 кГ.
156
б) Находим вес переменной нагрузки при вылете из
исходного пункта:
Перевозимый груз . ....
Оборудование для транспортировки груза
Лебедка
Гарантийный запас топлива ....
Итого
2500 кГ
ПО кГ
40 кГ
200 кГ
_ =2850 кГ
Pi
Вес переменной нагрузки Спгра при полете обратно будет
меньше на величину перевозимого груза и составит Спе_ =350 кГ.
в) По номограмме на рис. 14 для заданных условий взлета
и посадки находим предельный вес С =Г1250 кГ.
г) По графику на рис. 18 определяем дальности полета Lt и £»
и подсчитываем радиус полета (ст. 358). Дальность полета Lt
определяется для Cnepi =2850 кГ (точка А) и равна £.,=375 км
(точка В). В данном случае она определяется пересечением линии,
соответствующей Сп„п =2850 кГ, с линией предельного веса
вертолета ОпреД1 =11250 кГ (точка Б). Заправка топлива
определится по потребному расходу топлива за полет, который для
точки Б равен №пот =1020 кГ; откуда
Wno™, = 30 + Ю20 + 200 + 20 = 1270 кГ.
Так как Свзл больше 11 100 кГ, то находим (ст. 353)
WOM=1270 — (11250— 11 100)= 1120 кГ.
Следовательно, при остатке топлива №см = 1120 кГ скорость
полета необходимо увеличить с 180 км/ч по прибору до 195 км/ч.
Дальность полета Li определяется для Gn„p =350 кГ (точка а)
и Wn0TPi =1020 кГ (точка б) н равна £.2=435 км (точка в).
Максимальный радиус полета равен
Кмако = 375 + 435 - 20 % 180 км.
4
Взлетный вес при полете обратно определяется по величинам
Ямине = 180 км (точка г), Cnepi =350 кГ (точка д), СВЗЛг =
= 8170 кГ, а полный запас топлива по потребному расходу
топлива за полет, который для точки д равен Wn0Tpj =440 кГ. Таким
образом, получим
№ПОЛНг = 50 + 440 + 200 + 20 = 710 кГ.
Пример 3. Вертолет из исходного пункта А должен перелететь
в пункт £ и из пункта Б перевезти людей в пункт В, после чего
без дозаправки возвратиться в пункт А. Пункты А. Б и В
расположены на одной прямой на расстояниях LAB =150 км и tBB —
= 150 км (LBA =300 км). Высота полета 1000 м, ветер прн
полете из исходного пункта 30 км/ч, угол ветра 30°.
Определить продолжительность полета на участках и
наибольшее количество людей, которых можно перевезти из пункта Б в
157

пункт В, если взлет из пункта Б, имеющего превышение 400 м
над уровнем моря, возможен только по-вертолетному без
использования воздушной подушки; температура наружного воздуха
+30° С, минимальная скорость ветра у земли 5 ц/сек. Гарантийный
остаток топлива принять 200 кГ. Неизменный вес вертолета равен
7430 кГ.
Решение, а) Данные, взятые из графика на рис. 17
показывают, что без заправки дополнительного бака задание не
может быть выполнено, так как для полета на дальность 600 км,
даже при СПер = 0, требуется топлива более 1420 кГ. Следовательно,
располагаемый запас топлива на полет при установке одного
дополнительного бака будет равен
WPacn = 2140 — 30 — 200 — 20=1890 кГ.
б) Определяем вес переменной нагрузки на участке полета ВА,
учитывая указания ст. 348 и 350:
Дополнительный бак .... . . 50 кГ
Разность неизменных весов ДСвеЛзм . 50 кГ
Гарантийный запас топлива 200 кГ
Итого . . Сп-рва = 300 кГ
в) По номограмме на рнс. 13 для заданных условий взлета в
пункте Б определяем Спред = 10 250 кГ.
г) Определяем воздушные пути, проходимые вертолетом на
участках. По табл. 16 находим скорость эквивалентного ветра
25 км/ч, ветер — попутный на участках АБ и БВ и встречный на
участке ВА. По графику на рис. 24 находим воздушный путь на
каждом участке в точке пересечения линии, соответствующей
эквивалентному ветру 25 км/ч, и линии попутного или встречного
ветра, выходящей из точки на вертикальной оси, соответствующей
протяженности участка. Получаем L' = 130 км, L' = 130 км и
V = 345 км.
ВА
д) Начиная с последнего участка (ст. 356) подсчитываем
потребный расход топлива на участке и взлетные и посадочные веса
вертолета. По графику на рис. 17 для <?первд =300 кГ и £^д =
= 345 км, находим Спос = 7680 кГ и №ВА = 890 кГ. Взлетный
вес в пункте В будет равен
Свзлв = 7680 + 890 = 8570 кГ.
Так как взлет в пункте Б может быть произведен с взлетным
весом не больше предельного Свзл Б = Спред Б =10 250 кГ, то
по этому взлетному весу и расстоянию L' = 130 км определяем
расход топлива на участке БВ для Wm = 380 кГ и посадочный
вес вертолета в пункте В для С пос в = 9890 кГ. Разница между
посадочным ч гзлетным весом в пункте В составляет вес нагрузки
(людей) и топлива, расходуемого при работе двигателей на земле,
W = 50 кГ. Таким образом, максимальный вес нагрузки равен
rL 9890 — 8570 — 50 = 1270 кГ.
158
Принимая вес каждого человека по 90 кГ, на вертолёте из
пункта Б в пункт В можно перевезти не более 14 человек, которые
весят 1260 кГ, т. е. на 10 кГ меньше максимальной нагрузки.
Поэтому уточненное значение взлетного веса в пункте Б равно
10 24Д кГ. Тогда посадочный вес вертолета в пункте Б составит
10240 — 1260 + 50 = 9030 кГ.
По этому посадочному весу и расстоянию L' = 130 км
находим расход топлива на участке АБ №ДБ = 370 кГ и
определяем взлетный вес в исходном пункте А. Он равен
0ВЗЛ„ = 9030 + 370 = 9400 кГ.
Общий расход топлива равен
Wnorp = Was + W3e« + Wbb + W3eM + Wba =
= 370 + 50 + 380 + 50 + 890=1740 кГ,
что меньше располагаемого запаса топлива (1890 кГ).
Следовательно, задание может быть выполнено с перевозкой 14 человек.
е) Продолжительность полета на участках подсчитывается по
формуле
< = *,+ L~Ly~L°B -60 + fcH,
где tH. tc„ и LH, LCH — соответственно время и путь при наборе
высоты и снижении, W — путевая скорость на участке.
По графику на рис. 22 по величине взлетного веса находим
путь и время при наборе высоты:
— на участке АБ — 5 км и 4 мин;
— на участке БВ — 5 км и 4 мин;
— на участке ВА — 5 км и 3 мин.
По табл. 14 находим путь и время при снижении, одинаковые
для всех участков, — 10 км и 4 мин.
Путевая скорость на участках АБ и БВ одинакова и равна
W=230 + 25 = 255 км/ч,
а на участке ВА равна
№ = 230 — 25 = 205 км/ч.
Определяем продолжительность полета на участках:
^Б=:4+150~5~1()- 60 + 4 = 40 мин;
1 255
tBB =4 + 15°-5~10. 60 + 4 = 40 мин;
fBi4=3 + 30°~5~10- 60 + 4 = 1 ч 30 мин.
1 205
159

Пример 4. Определить максимальный радиус полета дли
условий, указанных в примере 2. При этом конечным пунктом радиуса
полета является высокогорная площадка, имеющая превышение над
уровнем моря 1500 м (температура наружного воздуха +20° С,
штиль). Расчет произвести для случаев посадки на высокогорную
площадку по-вертолетному без использования воздушной подушки
и с использованием воздушной подушки.
Определить наибольший взлетный вес и заправку топлива,
если для полета на высокогорную площадку вылет производится
из пункта, отстоящего от нее на расстоянии 70 км.
Решение, а) По номограммам на рис. 13 и 14 определяем
предельные веса вертолета для условий посадки на высокогорной
площадке без использования воздушной подушки Спред = 9200 кГ
и с использованием воздушной подушки Спред =10 550 кГ.
Очевидно, в первом случае задача вообще невыполнима, так как
предельный вес меньше веса вертолета с грузом без топлива.
б) Для второго случая по графику на рис. 18 проверяем
расчет посадочного веса для i?Manc = 180 км и СВЗЛ1 = 11 250 кГ;
находим Спос =10 710 кГ, что больше предельного веса СпреД1 =
= 10 550 кГ. Следовательно, максимальный радиус, найденный
ранее, необходимо уточнить.
в) Найдем расстояние, которое пролетит вертолет, взлетая с
высокогорной площадки после выгрузки груза при условии, что
посадка произведена с весом, равным предельному. Взлетный вес
при взлете с высокогорной площадки равен (ст. 364):
СВЗЛа = 10550 — 2850 + 350 — 50 = 8000 кГ.
По С83Л и Cnepj = 350 кГ на графике (рис. 18) находим
новое значение <Кыакс = Ю0 км и потребный расход топлива ^потр^
=270 кГ.
г) Определим взлетный вес вертолета и заправку топлива при
вылете из исходного пункта, отстоящего от высокогорной
площадки на расстоянии Яманс = 100 км (ст. 363). Располагаемый
запас топлива при полете на высокогорную площадку равен
Wpaah = Н20 — 30 — 270 — 50 — 200 — 20 = 850 кГ.
Находим пересечения линии, соответствующей Ямакс = Ю0 км, с
линией, соответствующей Опред1 = 11 250 кГ в исходном пункте
взлета (точка 3'), и с линией, соответствующей Gn0Cl = ОпреДа=:
= 10 550 кГ (точка 3). Пересечения с линией, соответствующей
W„ясп , в данном случае не имеется. Взлетный вес и расход
топлива определяются в точке 3, которой соответствует наименьший
посадочный вес. Так как №noTPl = 310 кГ, то
GB3Rl = 10550 + 310=10860 кГ;
W'B01l»1 = 30 + 310-1 50 + 270 + 200 + 20 = 880 кГ.
д) Определим наибольший взлетный вес и заправку топлива,
если для полета на высокогорную площадку вылет производится
из пункта, отстоящего от нее на расстоянии R = 70 км. Поступая
160
так же, как и в пункте г, находим потребный расход топлива
п?р°еТДР,вылетом " раССЧИТЫВаем взле™ый ™ « заправку топлива
СвЗЛ, = 10550-+230=10780 кГ;
W'nom = 30 + 230 + 50 + 270 + 200 + 20 = 800 кГ.
топлнпя £Т nTa4y М0ЖН° реШИТЬ' П0Дсчитывая потребный расход
топлива на двух участках протяженностью J? = 70 км (как в
примере 3), но при этом получаются минимальные значения взлет-
задачуеСа И 3аПравКИ топлива. "Ри которых можно выполнить эту
11 Зак. 443

Глава VII
ЗАГРУЗКА И РАЗГРУЗКА ВЕРТОЛЕТА
367. Все погрузочно-разгрузочные работы на
вертолете должны выполняться в соответствии с требованиями
настоящей Инструкции. Расстановка и обязанности
расчета погрузочной команды, а также размещение грузов
и боевой техники в грузовой кабине вертолета и схема
их крепления определяются частными инструкциями по
воздушной транспортировке данного вида боевой
техники.
368. Погрузка, швартовка, расшвартовка и выгрузка
грузов производятся командами (расчетами)
подразделений, отправляющих (получающих) груз.
Инструктаж команд (расчетов) о мерах
безопасности и порядке работ производит командир экипажа или
по его указанию летчик-штурман.
369. Руководство погрузкой и размещением грузов
в вертолете осуществляет командир экипажа,
разгрузкой— бортовой техник. Ответственность за правильность
и надежность швартовки грузов возлагается на
бортового техника.
370. Перед погрузкой командир экипажа обязан
потребовать от старшего команды, отправляющей груз,
«Открытый лист» с указанием наименования грузов, их
габаритов и веса. На всех грузах должны быть
нанесены метки положения центра тяжести.
371. Погрузка крупногабаритных грузов должна
производиться через грузовой люк по трапам. Небольшие
грузы могут грузиться через сдвижную дверь,
расположенную на левом борту вертолета. Перед погрузкой
необходимо открыть и зафиксировать в открытом
положении створки грузового люка, поставить трапы под необ-
162
ходимую колею загружаемой техники (груза на
тележке), проверить наличие и исправность требуемого таке-
лажно-швартовочного оборудования.
372. Перед погрузкой боевая техника должна быть
по возможности выставлена ближе к трапам по оси
симметрии вертолета. Погрузка колесной несамоходной
техники (грузов на тележке) производится с помощью
погрузочной электролебедки ЛПГ-2. Электропитание
лебедки ЛПГ-2 осуществляется от аэродромного
источника, а при работающих двигателях вертолета от бортовой
электросети. Можно пользоваться также ручным
приводом электролебедки.
Управление лебедкой ЛПГ-2 осуществляется
бортовым техником.
373! Погрузку колесной техники (груза на тележке),
вес которой не превышает 750 кГ, необходимо
производить лебедкой ЛПГ-2 без системы полиспаста. Погрузку
колесной техники, вес которой превышает 750 кГ, но не
более 1500 кГ — лебедкой с двукратной системой
полиспаста; вес которой превышает 1500 кГ, но не более
3000 кГ — лебедкой с четырехкратной системой
полиспаста.
Погрузка самоходной техники производится как
своим ходом, так и с помощью лебедки ЛПГ-2.
374. При погрузке трехколесной техники один из
трапов вначале необходимо установить в среднее положение
под переднее колесо. После закатки переднего колеса
трапы установить в крайние положения под основные
колеса и продолжить погрузку.
375. Погрузка грузов волоком запрещается за
исключением случаев, оговоренных в частных инструкциях по
воздушной транспортировке отдельных видов боевой
техники и грузов.
376. При размещении грузов необходимо
руководствоваться данными по допустимым нагрузкам на пол
в различных местах грузовой кабины, которые
помещены в пояснительной табличке-трафарете на правой
отделочной панеле грузовой кабины.
377. Для обеспечения в полете центровок вертолета
в допустимых пределах необходимо грузы размещать
вдоль грузовой кабины так, чтобы общий центр тяжести
грузов находился между соответствующими суммарному
весу грузов синей и красной стрелками, нанесенными на
правом борту грузовой кабины.
11*
163

378. При максимальном взлетном весе вертолета
(12000 кГ) вес груза не должен превышать 3000 кГ.
Дальнейшее увеличение веса перевозимого груза (но не
более 4000 кГ) возможно только за счет
соответствующего уменьшения количества заправляемого топлива.
379. После окончания погрузки необходимо уложить
трапы на установленные для них места и закрыть
створки грузового люка.
380. Выгрузка боевой техники из вертолета
производится в порядке, обратном погрузке. Штучные легкие
грузы выгружаются вручную.
Самоходная техника выгружается как своим ходом,
так и с помощью лебедки ЛПГ-2.
381. Максимальное количество перевозимых одним
вертолетом десантников не должно превышать 24
человека (при среднем весе одного десантника с вооружением
и снаряжением 100 кГ). Десантники должны
размещаться только на сиденьях. При перевозке десантников менее
24 человек они должны размещаться в порядке
нумераций сидений.
Передвижение десантников в грузовой кабине во
время полета запрещается.
382. На вертолете возможна транспортировка 12
носилочных раненых. Если раненых меньше 12 человек, то
первые размещаются на трех носилках сзади вдоль
правого борта вертолета. Затем на трех носилках спереди
вдоль левого борта, далее на трех носилках сзади вдоль
левого борта и последние — на трех носилках спереди
вдоль правого борта.
Медицинскому работнику, сопровождающему
раненых, разрешается переходить в полете в любое место
грузовой кабины.
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ВЕРТОЛЕТА
И ЕГО СИСТЕМ
Вертолет Ми-8Т с двумя газотурбинными
двигателями ТВ2-117 (ТВ2-117А) предназначен для перевозки
людей (до 24 человек), техники и различных грузов (общим
весом до 4000 кГ) с посадкой на неподготовленные
площадки, для перевозки 12 лежачих или 24 сидячих
больных, для проведения спасательных работ в
труднодоступной местности, а также для выполнения других
специальных заданий.
Экипаж вертолета состоит из трех человек (командир
экипажа, летчик-штурман и борттехник). Все члены
экипажа размещены в одной кабине в носовой части
фюзеляжа. Рабочие места командира экипажа и
летчика-штурмана расположены рядом симметрично относительно
продольной оси вертолета. Сиденья летчиков
снабжены привязными плечевыми и поясными ремнями с бы-
строразъемными пряжками и могут регулироваться как
по высоте, так и вдоль продольной оси. Сиденье борт-
техника расположено позади и между сиденьями
летчиков. Оно шарнирно крепится болтами к двум
кронштейнам, установленным на правой панели прохода в кабину
экипажа.
Кабина остеклена выпуклыми органическими
стеклами, окантованными по периметру специальными
резиновыми профилями. Передние стекла летчиков изготовлены
из триплекса с пленочным электрообогревом и
снабжены стеклоочистителями. По правому и левому бортам
кабины экипажа имеются сдвижные блистеры, в
потолке— люк для выхода^, двигателям.
Позади кабины эюийажа находится грузовая кабина.
Кабины разделены Йедду собой перегородкой с дверью.
165

Вход в грузовую кабину осуществляется через сдвижную
дверь, расположенную на левом борту фюзеляжа, а вход
в кабину экипажа через грузовую кабину. Для
обеспечения возможности аварийного покидания вертолета
боковые блистеры кабины экипажа, а также входная дверь
грузовой кабины выполнены сбрасываемыми. Кроме того,
аварийно может быть сброшена крышка люка,
расположенного на правой створке грузовой кабины.
Грузовая кабина оборудована откидными сиденьями
для 24 человек, а в санитарном варианте закрепляются
на стойках 12 носилок.
В транспортном варианте в грузовой кабине могут
быть размещены различные грузы или техника. Погрузка
грузов или техники производится через задний проем
грузовой кабины по двум съемным трапам и может
осуществляться как своим ходом, так и с помощью
электролебедки ЛПГ-2.
£Л Для перевозки крупногабаритных грузов вне грузо-
*&' вой кабины вертолет имеет систему свободной внешней
(1в0 подвески. По конструкции эта система представляет со-
/97Сг бой шарнирно-маятниковый механизм, собранный из
стальных стержней. Механизм подвешен на трех узлах,
расположенных снизу центральной части фюзеляжа.
К нижней части механизма крепится замок ДГ-64. В
походном положении маятниковый механизм фиксируется
в поднятом (горизонтальном) положении с помощью
автоматической защелки.
Выпуск шарнирно-маятникового механизма в рабочее
(вертикальное) положение и уборка его в походное
(горизонтальное) положение осуществляется вручную из
грузовой кабины с помощью троса.
Для отцепки груза, находящегося на свободной
внешней подвеске, имеются кнопки тактического и аварийт
ного сброса, расположенные на левом рычаге «шаг —
газ». При необходимости грузовой замок может быть
£ открыт автоматически при снятии нагрузки с несущего
^ рычага замка, т. е. когда груз коснется земли.
пж' '^"пя поднятия на борт вертолета на режиме висения
/y't» мелких грузов весом до 150 кГ или человека на вертолете
установлено грузоподъемное устройство.
Подтягивание или опускание груза осуществляется
с помощью электролебедки ЛПГ-2, которая используется
и для закатки в грузовую кабину перевозимой техники.
166
К взлетно-посадочным устройствам вертолета
относятся передняя стойка шасси, главные стойки шасси и
хвостовая опора. Основные стойки шасси имеют по
одному колесу КТ97/3 размером 865X280 с
пневматическим колодочным тормозом.
На передней стойке шасси установлены два
нетормозных колеса К2-116 с шинами размером 595X185.
Начальное давление в камерах шин составляет: для
передних колес —4,5±0,5 кГ/см2; для основных колес —
5,5 ±0,5 кГ/см2.
Передняя стойка шасси имеет рычажную подвеску
передних колес, что обеспечивает лучшие условия
работы амортизатора во время руления вертолета по
неровной поверхности. Амортизатор заливается маслом
АМГ-10 и заполняется азотом до давления 32+1,0 кГ/см2.
Рабочий ход штока 160 мм. Основные стойки шасси —
пирамидального типа, расположены с обеих сторон
фюзеляжа и представляют собой пространственную ферму,
состояшую из подкоса, полуоси и амортизатора.
Внутренняя полость подкоса используется в качестве
воздушного баллона емкостью 4,6 л. Давление воздуха
в нем равно 50 кГ/см2. Амортизатор двухкамерный.
Наличие двух камер (низкого и высокого давления)
обеспечивает устранение поперечных колебаний, которые могут
возникнуть при пробеге или разбеге вертолета, когда
несущий винт снимает значительную часть нагрузки с
шасси. Начальное давление в камере низкого давления —
26±1,0 кГ/см2, в камере высокого давления—60±
±1,0 кГ/см2.
Объем заливаемой жидкости в камере низкого
давления 1110 см3, в камере высокого давления 2400 см3.
Ход штока амортизатора низкого давления 120±2 мм,
высокого давления 240 ±2 мм.
Амортизатор хвостовой опоры также заливается
маслом АМГ-10 в количестве 300 см3 и заполняется азотом
до давления 27 кГ/см2. Ход штока амортизатора 200 мм.
На вертолете установлен пятилопастный несущий
винт. Лопасти с прессованным лонжероном и сотовым
заполнителем хвостовых частей имеют прямоугольную
форму в плане. Основным силовым элементом лопасти
является лонжерон из алюминиевого сплава, который
представляет собой пустотелую балку с внутренним
контуром постоянного сечения, обработанную снаружи в
соответствии с теоретическим контуром лопасти.
167

Лопасти оборудованы пневматической системой
сигнализации повреждения лонжеронов. Рабочее давление,
созданное для этой цели в полости лонжерона, равно
0,5—0,05 кГ/см2. Хвостовая часть лопасти состоит из
отдельных отсеков, которые крепятся к полкам и задней
стенке лонжерона с помощью клеевой пленки ВК-3.
Рис. 25. Схема управления остановом двигателей:
/ — рукоятка управления; 2 — корпус с роликами;
3 — кронштейны с роликами; 4 — тросы управления;
5 — корпус с роликами; 6. 8 — рычаги; 7 — тяга
Каждый из отсеков представляет собой обшивку из
авиаля толщиной 0,3 мм, склеенную с сотовым
заполнителем из алюминиевой фольги, с двумя боковыми
нервюрами, выполненными из авиаля 0,4 мм и задним
текстолитовым стрингером. Обшивка у заднего стрингера
не разрезана, а обогнута вокруг него.
Втулка несущего винта по своей схеме представляет
собой втулку с разнесенными и повернутыми
горизонтальными шарнирами, с вертикальными шарнирами,
компенсатором взмаха и центробежными ограничителями.
168
Колебания лопастей относительно вертикального
шарнира демпфируются гидравлическими демпферами. В
качестве рабочей жидкости в гидродемпферах
используется масло АМГ-10.
Рис. 26. Схема продольного и поперечного ручного
управления:
/ — колонка ручного управления; 2. /А 16 — тяги поперечного
управления: 3, 10. 17 — тяги продольного управления; 4, 9 —
угловые качалки; 5 — электромагнитные муфты ЭМТ-2; 6 —
пружинный механизм поперечного управления; 7 —
пружинный механизм продольного управления; 8 — промежуточная
качалка; 12 — текстолитовые направляющие; 13 — агрегат
продольно-поперечного управления и управления общим
шагом; 14 — гидроусилитель КАУ-ЗОБ продольного управления;
15 — гидроусилитель КАУ-ЗОБ поперечного управления
Хвостовой винт, установленный на вертолете, состоит
из втулки с совмещенным горизонтальным шарниром
типа «Кардан» и трех лопастей. Наличие в конструкции
втулки компенсатора взмаха обеспечивает уменьшение
махового движения лопастей. Лопасти хвостового винта
цельнометаллические. Основным силовым элементом
лопасти является лонжерон, изготовленный прессованием
из алюминиевого сплава АВТ-1 и механически
обработанный до получения необходимого контура. К
лонжерону приклеена хвостовая часть, которая состоит из сото-
169

вого блока и обшивки, выполненной из материала
АСТТ (б) толщиной 0,3 мм.
Управление вертолетом в основном жесткой
конструкции. Тросы применены только в управлении тормозом
несущего винта, частично в управлении хвостовым
винтом (на участке от главного до хвостового редуктора)
и в управлении остановом двигателей (рис. 25).
В продольном и поперечном управлении (рис. 26),
а также в управлении общим шагом несущего винта
(рис. 27) установлены гидроусилители типа КАУ-ЗОБ, а
в управлении хвостовым винтом (рис. 28) —
гидроусилитель РА-60А. Все гидроусилители работают по необрати-
Рис. 27. Схема управления «шаг — газ»:
1 — ручкн «шаг—газ»; 2 — рычаг раздельного управления
двигателями; 3. 7, 16— тяги; 4— вал ручек «шаг—газ»; 5, 12—
тяги управления общим шагом; 6, 9 — тяги управления
двигателями; 8 — дифференциальный узел; 10 — рычаги управления
НР-40В; // — блок валов; 13 — агрегат продольно-поперечного
управления и управления общим шагом; 14 — гидроусилитель
КАУ-ЗОБ; 15 — рычаг управления общим шагом; 17 —
текстолитовые направляющие
170
Мой схеме. Для создания необходимых усилий на ручке
и педалях управления, а также для снятия этих усилий
при установившемся режиме полета в системы ручного
(продольного и поперечного) и ножного управлений
включены пружинные механизмы загрузки.
Рис. 28. Схема ножного управления хвостовым винтом:
/ — педали; 2 — тяга; 3, 5 — угловые на 1алкн; 4 — промежуточная качалка:
6 — агрегат продольно-поперечного, ножного управлення и управления общим
шагом; 7 — гидроусилитель; 8 — сектор; 9, 12 — ролики; 10 — трос; //, 17 —
текстолитовые направляющие; 13 — втулочно-ролнковая цепь; 14 — звездочка
хвостового редуктора; 15 — пружинный механизм загрузки; 16 —
электромагнитный тормоз ЭМТ-2
Управление ими осуществляется электромагнитными
тормозами ЭМТ-2 с помощью кнопок, расположенных на
обеих ручках управления.
Управление общим шагом несущего винта и
двигателями осуществляется на вертолете от общего рычага
«шаг — газ», кинематически связанного с ползуном
автомата перекоса и одновременно с рычагами подачи
топлива на насосах-регуляторах НР-40В, расположенных на
двигателях.
Система «шаг — газ» служит для поддержания
определенных оборотов несущего винта на рулении
вертолета, а также при запуске и прогреве двигателей. В полете
система «шаг — газ» служит в качестве резервной
системы регулирования оборотов несущего винта помимо
имеющейся на двигателях основной системы
автоматического поддержания оборотов несущего винта.
Автоматическое поддержание числа оборотов несущего винта
обеспечивается регулятором оборотов свободной
турбины РО-40В и синхронизатором оборотов СО-40В. Систе-
171

\
Ma автоматического поддержания оборотов работает при
правой коррекции. При повороте рукоятки коррекции
влево до некоторого промежуточного значения система
автоматического регулирования отключается и вступает
в работу система «шаг — газ».
Для обеспечения питания гидроусилителей
управления вертолетом ушеется две гидравлические системы —
основная и дублирующая, которые объединены в одном
гидроблоке (рис. 29). Кроме того, основная
гидравлическая система питает цилиндр расстопоривания
фрикциона рычага «шаг — газ». В качестве рабочей жидкости в
гидросистемах используется масло АМГ-10. Рабочее
давление в обеих системах поддерживается с помощью
автоматов разгрузки ГА-77В в пределах 45 ±3-г
н-65+28 кГ/см2.
При нормальной работе основной системы насос
НШ-39М дублирующей системы работает на слив.
При падении давления в основной системе до
30±5 кГ/см2 автоматически срабатывает клапан
переключения ГА-59/1 и переводит дублирующую систему на
рабочий режим.
Для обнаружения и ликвидации пожара на вертолете
предусмотрены стационарные и переносные средства
пожаротушения. Стационарными средствами
пожаротушения защищаются четыре отсека (рис. 30):
Рис. 30. Схема системы пожаротушения:
/ — распылительная труба; 2 — баллои противопожарный: 3 — обратный
клапан- 4 — распылительные кольца; 5, в, 10, 13 — трубопроводы; 6, 7 — блоки
противопожарных клапанов; 9, 11, 12 — распылители; 14 — огнетушитель ручной
173

■— подкапотное пространство правого двигателя;
— подкапотное пространство левого двигателя;
— отсек главного редуктора и расходного топливного
бака; /
— отсек обогревателя КО-50. /
Для обнаружения пожара в этих пожароопасных
отсеках установлены датчики ДТБГ системы пожарной
сигнализации ССП-ФК.
Система пожаротушения на вертолете
централизованного типа имеет четыре двухлитровых огнетушителя,
заряженных фреоном и разбитых на две очереди по два
огнетушителя в каждой. Первая очередь огнетушителей
разряжается по сигналу ССП-ФК в любой защищаемый
от пожара отсек автоматически, кроме того, она может
разряжаться при получении сигнала о пожаре и
вручную. Вторая очередь огнетушителей разряжается только
вручную.
В качестве переносных средств пожаротушения (для
ликвидации очагов пожара в кабинах вертолета)
служат ручные огнетушители ОУ-2, установленные в грузо-
Й , вой кабине.
Г| * , Вертолет оборудован системой обогрева и вентиля-
' цда кабин (рис. 31). Кроме того, эта система обеспечи-
в /!^\
V /
Рис. 31. Схема обогрева и вентиляции:
/ — обогреватель; 2 — выходной распределитель: 3 — патрубок подачн воздуха
в систему обогрева кабины летчиков; 4 — короб обогрева грузовой кабины;
5 — патрубок обогрева фнльтра-отстойннка; 6 — короб; 7, 12 — патрубки;
8, 9, 13— воздуховоды; 10— заслонка индивидуального обогрева летчика;
// — гибкие шланги
174
вает также обдув стекол кабины летчиков и обогрев
отстойника конденсата воздушной системы вертолета.
Основным Элементом системы является керосиновый
обогреватель КО-50 с вентилятором, расположенным
снаружи на правом борту в капоте-обтекателе,
являющемся продолжением правого подвесного топливного бака.
Для обеспечения безопасности полета в условиях
обледенения лопасти несущего и хвостового винтов,
передние смотровые стекла кабины экипажа, а также
воздухозаборники двигателей имеют противообледенительные
устройства. Противообледенители лопастей винтов и
передних смотровых стекол''— электротеплового действия, а
воздухозаборников двигателей — воздушнотеплового.
Основными элементами электротепловой противооб-
леденительной системы лопастей несущего и хвостового
винтов являются нагреватели, изготовленные из тонких
стальных лент. Обогреваемая зона по ширине составляет
12% хорды для лопастей несущегр винта и 20% хорды
для лопастей хвостового винта.
Для обогрева входных устройств применяется
горячий воздух, забираемый от компрессоров двигателей
(рис. 32).
Включение противообледенительной системы
производится как автоматически от сигнализатора
обледенения РИО-3, так и вручную.
Нагревателем электротепловой
противообледенительной системы смотровых стекол кабины экипажа
является прозрачная пленка, нанесенная на внутреннюю
поверхность наружного стекла.
На вертолете предусмотрена установка для -экипажа
легкосъемного кислородного оборудования типа
ККО-ЛС.
Как указывалось выше, на вертолете Ми-8Т
установлены два газотурбинных двигателя ТВ2-117 (ТВ2-117А).
Задние выводные валы двигателей соединяются с
главным редуктором ВР-8, который понижает число
оборотов, суммирует мощность обоих двигателей и передает
ее выводным валам несущего и хвостового винтов
вертолета, а также обеспечивает привод вспомогательных
вертолетных агрегатов (передаточное отношение к валу
несущего винта 0,016, к приводу хвостового винта 0,2158).
Компрессор двигателя — осевой, десятнступенчатый,
однокаскадный, имеет поворотные лопатки входного
направляющего аппарата и направляющих аппаратов пер-
175

вых трех ступеней, два клапана перепуска/воздуха за
шестой ступенью. Камера сгорания кольцевая, с восемью-
горелками. /
Топливные форсунки — двухсопловые, двухконтурные,.
центробежного типа. В камере сгорания установлено два
пусковых воспламенителя. Турбина компрессора двухсту-
Рис. 32. Схема воздушнотепловой противообледенительной системы
воздухозаборников двигателей:
/ — воздухозаборник двигателя; 2—коллектор; 3 — шланг подвода воздуха к
коллектору; 4 — командный агрегат; 5 — трубка: 6 — шланг; 7 — трубопровод
подвода воздуха к KA-40; в — тройннк отбора воздуха из компрессора
двигателя; 9 — шланг подвода воздуха к крану 525А; 10 — кран воздушный
пенчатая, осевая. Рабочие лопатки крепятся к дискам
замками елочного типа. На концах лопаток имеются
бандажные полки. Свободная турбина двухступенчатая,
осевая. Конструкция лопаток аналогична конструкции
лопаток турбины компрессора.
Коробка приводов расположена в передней части
двигателя и крепится к верхнему фланцу корпуса первой
опоры. Выхлопной патрубок установлен под углом 60°
к продольной оси вертолета. Система топливопитания и
регулирования обеспечивает питание двигателя топливом
на установившихся и переменных режимах, при
запусках, а также ограничивает режимы работы двигателя
при достижении максимальных значений:
— температуры газов перед турбиной;
Узел I
т
— оборсггов турбокомпрессора и свободной турбины;
— расхода топлива;
■— степени повышения давления в компрессоре.
В системе\ автоматического поддержания оборотов
свободной турбины (несущего винта) установлены
синхронизаторы режимов, уменьшающие разнорежимность
двух одновременно работающих двигателей. Система за-
Рис. 33. Схема трансмиссии
пуска двигателя электрическая, обеспечивает
автоматический запуск двигателя на земле и в полете.
Главный редуктор ВР-8 — шестеренчатый,
трехступенчатый: первая ступень — цилиндрическая косозубая;
вторая ступень—коническая спиральная; третья
ступень — планетарная.
Главный редуктор предназначен для понижения
числа оборотов и увеличения крутящего момента,
передаваемого от двигателей к несущему винту вертолета, а также
для передачи крутящего момента на хвостовой винт,
вентилятор, гидронасосы, воздушный компрессор,
генератор переменного тока.
Крутящий момент от двигателей к главному
редуктору передается через две муфты свободного хода.
12 Зак. 443
177

со-
со
-ST
Оч
/
/■.•'
£
#'.■
2 <=>
-to
ю
176
oe°>gs
«5-,-go
Э «,2 о, .
I 8^" ' 2
I и е |ч.я
я о. —ю S
ж н га о
га I о-, и га
Юо га га —
Чоо ё,га я g
<"-* п ч J> =
s^o га 2 5
.. Э cn а га ^^э
,~ й "* Q га "*
s r&g§»
Ь *> ш _ о
(О <N p. !i (j
л ; 9 S,= a:
О н- Л-
t; коз
IIIIslI
о к ь- •- сз :
•а га Sqo J
«i ??-
СО
§гаау«;
1*=
В
Ив
~-' ° ' Л
14-• «is si
_* £ wcs га
•* Е ч^ &•-
Ча о и
5нГ»
-ч о
raElSlra
gra^IS
««ITS
. о rajp н
Главный редуктор имеет собственную
\маслосистему с двумя маслорадиаторами.
Маслосистема обеспечивает смазку и
охлаждение шестерен и подшипников
редуктора.
\В вертолетную трансмиссию (рис. 33)
кроме главного редуктора входят хвостовой
вал, промежуточный и хвостовой
редукторы. Хвостовой вал трансмиссии состоит
из четырех шарнирных и двух жестких
частей. Шарнирные части установлены в
концевой балке, у главного и промежуточного
редукторов. Каждая- шарнирная часть
представляет собой стальную трубу с двумя
шлицевыми муфтами на концах.
Промежуточный редуктор служит для
изменения направления осп хвостового вала
на угол 45э. Редуктор имеет две
одинаковые конические шестерни. Смазка
редуктора барбатажная, производится маслом для
гипоидных передач. Заправка маслом
осуществляется через отверстие под масломер-
ный щуп в количестве 1,6 л.
Хвостовой редуктор, на ведомом валу
которого установлен хвостовой винт,
посредством двух конических шестерен со
спиральными зубьями понижает число
оборотов и обеспечивает изменение
направления ведомого вала на 90°. В хвостовом
редукторе размещен механизм управления
шагом хвостового винта.
Тип масла и способ смазки такие же,
как в промежуточном редукторе.
Заливается масло (1,3 л) через отверстие под мас-
ломерный щуп.
Для торможения на стоянке трансмиссии
вертолета имеется тормоз колодочного типа.
Тормоз установлен на картере главного
редуктора в месте выхода хвостового вала.
Управление тормозом осуществляется из
кабины летчиков специальной ручкой с
тросовой проводкой.
Двигатели и главный редуктор
эксплуатируются на масле Б-ЗВ. Каждый двига-
12*
179

тель с соответствующей свободной турбино^ и транс*
миссией имеет самостоятельную маслосистему (рис. 34),
состоящую из маслобака, воздушно-масляного радиатора
с терморегулятором, трубопроводов, блока/сливных
кранов и суфлерного бачка для сбора паров масла. Из бака
масло поступает к нагнетающему насосу,/который через
фильтр н запорный клапан, препятствующий
перетеканию масла из бака в двигатель при стоянке, подает его
на смазку трущихся деталей двигателя.
Отработанное масло откачивается из двигателя
нижним и верхним маслонасосами и направляется через мас-
лорадиаторы в маслобак. Нижний насос, имеющий пять
ступеней, откачивает масло от первой, второй, третьей,
четвертой и пятой опор двигателя. Откачивающая
ступень верхнего насоса откачивает масло из коробки
приводов. Маслорадиатор изготовлен из алюминиевого
сплава и установлен в туннеле вентилятора. Температура
* масла в двигателе поддерживается в заданных пределах
автоматически с помощью терморегулятора, который
входит в конструкцию маслорадиатора. Всего в системе
каждого двигателя находится 16 л масла, из них 10 л в
баке. Количество масла в баке контролируется по мерной
линейке.
Маслосистема главного редуктора состоит из двух
воздушно-масляных радиаторов и трубопроводов
(рис. 35). Маслобаком служит маслоотстойник главного
редуктора. Маслоотстойник перегородкой разделен на
два сообщающихся между собой отсека: горячий и
холодный. Из холодного отсека маслоотстойника масло
нагнетающим насосом редуктора подается через фильтр
на смазку трущихся деталей редуктора. Отработанное
масло стекает в горячий отсек и двумя откачивающими
насосами подается для охлаждения в два радиатора,
работающие параллельно. Из радиатора масло поступает
в холодный отсек маслоотстойника редуктора.
Количество масла в отстойнике определяется по масломерному
стеклу, на котором имеется две риски, соответствующие
максимальному (32 л) и минимальному (24 л) уровням
масла.
Охлаждение агрегатов вертолета (маслорадиаторов
редуктора и двигателей, гидронасосов, генераторов
постоянного и переменного тока, воздушного компрессора)
осуществляется с помощью вентилятора. В кольцевой
полости направляющего аппарата вентилятора
установлено
ны поворотные лопатки для изменения
производительности вентилятора. Регулировка положения лопаток
направляющего 'аппарата может осуществляться только на
земле и обычно производится дважды в год (при
переходе с летней эксплуатации на зимнюю и наоборот).
Рис. 35. Схема маслопнтания главного редуктора:
/ — масляные радиаторы; 2 — шланг возврата масла в редуктор; 3 — тройник;
4, 6 — шланги подвода масла в радиаторы; 5 — шланг возврата масла
в редуктор; 7 — главный редуктор: в — датчик давления масла
Топливо на вертолете размещается в двух основных
(подвесных) металлических баках: левом емкостью 750 л,
правом емкостью 670 лив одном расходном мягком баке
емкостью 440 л. Для увеличения дальности полета внутри
фюзеляжа могут устанавливаться один или два
дополнительных металлических топливных бака емкостью по
920 л каждый (рис. 36). Подача топлива к двигателям
производится из расходного бака двумя подкачивающими
насосами ПЦР-1Ш под давлением 0,4—1,2 кГ/см2. В
каждом основном баке имеется по одному насосу ЭЦН-75,
который перекачивает топливо в расходный бак. Из
дополнительного бака топливо самотеком поступает в
основные баки. Количество топлива в баках контроли-
181

)l8JIMMtf ГС 17 И J9
- датчики топлн-
Рис. 36. Схема топливной системы:
/, 21 — подвесные баки; 2, 17, 18, 19 — слнвные краны; 3, 14- „„ -
вомеров; 4 — расходный бак; 5 — сигнализатор давления; 6 — блок обратных
клапанов: 7, 15 — заливные горловины; 8, 20 — насосы; 9, 23 — перекрывные
краны; 10 — пожарный кран; 11 — гибкое соединение-муфта; 12 —
дополнительные баки; 13 — трубопровод питания; 16— клапан консервации; 22 —
перепускной кран; 24 — пробка заливной горловины
>
5> »2> <А^
>
1
*•*•
о
- ' * '.
•■
'
-Л*
«л -v - *
и о* 9 ■- о
W
^**»«ш**
182
Риг. 37. Приборная доска левого летчика
руется поплавковым тошшвомером СКЭС-2027, датчики
которого установлены в основных, дополнительных н
расходном баках, а указатель — на приборной доске в
кабине летчиков.
&
•-V Г к
"Ьии.пшГ* V
•*■*,
X а
Рис. 38. Приборная доска летчика-штурмана
В пшютажно-навигационное оборудование вертолета
(рис. 37 и 38) входят следующие приборы:
Указатель скорости УС-35 (УС-45'0) . 2 шт.
Высотомер ВД-Ю . . 2 шт.
Вариометр ВР-10 ... .2 шт.
Авиагоризонт АГБ-ЗК .2 шт.
Курсовая система КС-ЗГ или ГМК-1А . . .1 компл.
Астрономический компас ДАК-ДБ-5 . . 1 компл.
Магнитный компас КИ-13 . . . 1 шт.
Часы АЧС-1 1 шт.
Указатель поворота ЭУП-53 . . .1 шт.
Автопилот АП-34Б 1 компл.
Приемник полного и статического давлений ПВД--6М . . 2 шт.
Питание мембранно-анероидных приборов
осуществляется от двух приемников ПВД-6М, установленных в
передней части фюзеляжа. Кран переключения стг.'пче-
ского давления находится под приборной чоской у ле-
183

/
вого борта фюзеляжа. С помощью этого крана можно
подключать статическое давление от правого ПВД-6М
к приборам, размещенным на приборной доске левого
летчика.
В качестве основной курсовой системы на вертолете
используется курсовая система КС-ЗГ или ГМК-1А.
Питание ее осуществляется от трехфазной сети переменного
л тока напряжением 36 в и частотой 400 гц.
в? Для включения курсовой системы необходимо вклю-
bo/ifiit чить преобразователь ПТ-500Ц (основной или
резервата д' ный), автомат защиты курсовой системы на левой панели
АЗС летчиков (рис. 39) и выключатель курсовой
системы на правой боковой панели верхнего электропульта.
В комплект астрокомпаса ДАК-ДБ-5 входят: датчик
курсовых углов ДКУ, вычислитель, блок усилителей,
путевой корректор и указатель ПДК-49.
Питание астрокомпаса осуществляется переменным
током 115 в н частотой 400 гц и постоянным током от
аккумуляторной шины.
Для включения астрокомпаса необходимо включить
источник однофазного переменного тока 115 в, 400 гц
(преобразователь ПО-750, аэродромный источник или
генератор переменного тока при работающих
двигателях) и автомат защиты, расположенный на левой панели
АЗС летчиков.
Защита цепей обогрева осуществляется АЗС-5,
расположенными на правой панели АЗС летчиков (рис.40).
Питание электрообогревательных элементов ПВД-6М
осуществляется раздельно. Включение их производится
раздельно выключателями ВГ-15К, расположенными на
левом и правом электрощитках (рис. 41, 42).
Контроль исправности цепей обогрева ПВД
осуществляется нажатием на кнопки концевых выключателей,
которые расположены около выключателей обогрева. При
исправных цепях обогрева зажигается на табло «Обогрев
ПВД исправен».
Авиагоризонты АГБ-ЗК. питаются от
централизованного источника трехфазным переменным током 36 в и
частотой 400 гц. Для включения авиагоризонтов
необходимо включить основной или резервный преобразователь
ПТ-500Ц и затем раздельно включить автомат защиты
на левой панели АЗС летчиков (рис. 39) и выключатели
на левой и правой боковых панелях электропульта
(рис. 41, 42).
184

яе
■* - \i&. -JUL >■ (
л *
г " ' . .« - " I
Рис. 40. Правая панель АЗС летчиков
'* 'I
* </
5
Рис. 41. Левая боковая панель верхнего электропульта и левый электрощиток

I Указатель поворота ЭУП-53 включается одним
автоматом защиты, расположенным на левой панели АЗС
I летчиков, рядом с автоматами защиты авиагоризонтов
I (рис. 39).
, В качестве основной электросистемы на вертолете
используется электросистема постоянного тока
напряжением 27 в. Кроме того, имеются вспомогательные элек-
v троснстемы: трехфазного переменного тока напряжением
36 в и частотой 400 гц, однофазного переменного тока
напряжением 208 и 115 в и частотой 400 гц.
Источниками электроэнергии постоянного тока
являются два стартер-генератора ГС-18Т, установленные на
каждом из двигателей и шесть аккумуляторных батарей
12САМ-28.
Для подключения к бортсетн вертолета аэродромных
источников электроэнергии постоянного тока в носовой
части вертолета на левом борту установлены две
штепсельные вилки из комплекта разъема ШРАП-500.
Переключение электросети вертолета к бортовым
аккумуляторным батареям или к аэродромному источнику
питания осуществляется с помощью переключателя
ЗППНГ-45, установленного на правой панели верхнего
электропульта (рис. 43).
Для контроля за работой и состоянием бортовых
аккумуляторных батареи на правой панели верхнего
электропульта установлено шесть амперметров типа А-2,
шесть выключателей ВР-15 и вольтметр В-1 с
переключателем.
Стартер-генераторы работают в комплекте с
регуляторами напряжения РН-180,
дифференциально-минимальными реле ДМР-600Т, автоматами защиты сети от
перенапряжения АЗП-8М, выносными сопротивлениями
ВС-25Б и трансформаторами устойчивости ТС-9АМ12.
На вертолете имеется пять распределительных шин.
При нормальной работе сети в полете все шины
распределительных устройств связаны между собой в единую
сеть контакторами.
I Для проверки исправности потребителей
электроэнергии на земле от бортовых аккумуляторных батарей или
аэродромных источников питания выключателем «Сеть
на аккумуляторе» все шины соединяются между собой
(рис. 43).
Этот выключатель при работающих генераторах
должен быть в выключенном положении, в противном слу-
189

\
чае будет выключена автоматика отключения
центральных распределительных устройств при коротких
замыканиях на них.
Электросистема трехфазного переменного тока
напряжением 36 в и частотой 400 гц предназначена для
питания автопилота АП-34Б, авиагоризонтов АГБ-ЗК,
курсовой системы КС-ЗГ или ГМК-1А и выключателя
коррекции ВК-53РБ.
ч е~
U
. !
\ '*
* v'
.»" *
Рис. 43. Правая панель верхнего электропульта
Источниками электропитания в этой системе
являются два преобразователя ПТ-500Ц, нз которых один
рабочий, а второй резервный.
Переключение сети на питание с основного
преобразователя на резервный может осуществляться
автоматически коробкой КПР-9 при отказе основного
преобразователя или вручную с помощью переключателя,
установленного на средней панели верхнего электропульта
(рис. 44).
Электросистема однофазного переменного тока
напряжением 208 и 115 б и частотой 400 гц предназначена для
190
Л Ч
с
о
О *Ч
Л
t- . • ■ v
Н ' ,
А
j ■ Т
» .-
,: * ни
ж
I:
и
I
191

Питания обогрева стекол кабины летчиков, лопастей
несущего и хвостового винтов (напряжением 208 в), для
питания (напряжением 115 в через трансформатор
ТС/1-2) радиооборудования и астрокомпаса ДАК-ДБ-5,
для питания приборов контроля работы трансмиссии
(напряжением 36 в через трансформаторы 115/36,
основной и резервный)- и для питания контурных огней
(напряжением 7,5 в через трансформатор ТН 115/7,5).
Основным источником однофазного переменного тока
является генератор СГО-ЗОУ, установленный на главном
редукторе и работающий с пускорегулирующей
аппаратурой. В нее входят:
— регулятор напряжения РН-600;
— коробка регулирования напряжения К.РН-0;
— коробка включения, защиты и переключения
КВП-1А;
— программный механизм ПМК-14;
— автомат защиты сети от перенапряжения
АЗП1-1СД;
— выносное сопротивление ВС-ЗОБ.
Выносное сопротивление ВС-ЗОБ, вольтметр
переменного тока, амперметр и переключатель включения
генератора или преобразователя установлены на средней
панели верхнего электропульта.
Контроль за токами обогрева лопастей несущего и
хвостового винтов и общего тока генератора
осуществляется амперметром с помощью переключателя, который
подключает к амперметру соответствующие
трансформаторы токов.
В качестве резервного источника переменного
однофазного тока напряжением 115 в и частотой 400 гц
служит преобразователь ПО-750, который может
подключаться автоматически или вручную к шинам с помощью
переключателя «Преобраз. — Генератор», установленного
на средней панели верхнего электропульта.
К шине переменного тока напряжением 115 в может
подключаться аэродромный источник переменного тока
через разъем аэродромного питания, расположенный на
левом борту вертолета. Подключение аэродромного
источника к бортовой сети осуществляется
выключателем аэродромного питания, расположенным на средней
панели верхнего электропульта. Автоматы защиты цепей
управления генератором переменного тока, аэродром-
192
ного питания и преобразователя установлены в левой
панели АЗС летчиков (рис. 39).
Светотехническое оборудование на вертолете
включает:
— систему внутрикабинного освещения приборов и
пультов красным светом;
— кабинные лампы и плафоны белого и красного
света;
— посадочно-рулежные фары;
— внешнюю световую сигнализацию;
— арматуру сигнализации.
Внутрикабинное освещение приборов и пультов
красным светом выполнено лампами СМ-37 с помощью
щелевых светильников и специальной арматурой.
Система красного подсвета подразделяется на
основную и запасную, включающиеся одновременно. Сила
света ламп красного подсвета регулируется четырьмя
реостатами, установленными на левой боковой панели
верхнего электропульта (рис. 41). Там же расположены
четыре выключателя красного подсвета.
Внутреннее освещение кабины экипажа
осуществляется двумя плафонами, в каждом из которых
установлено по одной белой и по одной красной лампе, которые
переключаются с помощью переключателей,
установленных соответственно на левом и правом щитках
(рис. 41, 42).
Освещение радиоотсека, грузовой кабины и хвостовой
балки осуществляется плафонами П-39.
Для освещения местности при посадке и рулении
вертолета в ночное время внизу носовой части фюзеляжа
установлены две фары. Управление фарами
осуществляется раздельно с ручек «шаг — газ» левого и правого
летчиков.
Включение света осуществляется переключателями со
специальных щитков у левого и правого летчиков,
расположенных под приборной доской (рис. 38).
Внешняя световая сигнализация включает в себя
аэронавигационные огни БАНО-45, расположенные на
подвесных баках или балках вооружения, арматуру
ХС-39, расположенную на обтекателе хвостовой балки,
три строевых огня ОПС-57, установленных на верхней
части хвостовой балки, проблесковый маяк МСЛ-3,
установленный сверху по оси симметрии на хвостовой балке
13 Зак. 443
193

и Контурные огни, устанбвленные на концах лопастей
несущего винта.
Управление аэронавигационными и строевыми
огнями и проблесковым маяком осуществляется
выключателями, установленными на левой боковой панели верхнего
электропульта (рис. 41).
Переключатели аэронавигационных и строевых огней
обеспечивают работу их в режиме «Ярко» или «Тускло».
Для сигнализации аэронавигационных огней по коду
на этом же щитке установлена кнопка «Код-АНО»
(рис. 41).
Включение контурных огней осуществляется
выключателем «Контур, огни», расположенным на левом
электрощитке (рис. 41).
На вертолете установлена следующая
радиоаппаратура:
—- связная радиостанция Р-842 для связи на
коротких волнах; Ьл* pop** e*«ww *<Ъ"*с Л*-я*
— командная радиостанция Р-860 для связи на
ультракоротких волнах; о<ь &£- 0 А"* /»• *^««»«? s^f-y^
— внутривертолетное переговорное устройство СПУ-7
с одним усилителем;
— средневолновый радиокомпас АРК-9;
— ультракоротковолновый радиокомпас АРК-У2;
— радиовысотомер РВ-3;
— доплеровский измеритель путевой скорости ДИВ-1;
— аппаратура опознавания.
Радиостанция Р-842 работает на жесткую тросовую
Двухлучевую антенну, установленную на хвостовой
балке сверху. Ларингофонные цепи радиостанции
подключены к абонентским аппаратам СПУ летчиков.
Телефонные цепи с выхода радиоприемника заведены во все
абонентские аппараты. Питание радиостанции
осуществляется только от бортсети +27 е.
На пульте дистанционного управления радиостанцией
Р-842 имеется тумблер -«Огр. мод.», который
рекомендуется включать на больших удалениях от
корреспондента для улучшения слышимости и разборчивости
передаваемой информации (при этом теряется индивидуальная
разборчивость сигнала, так как сужается ширина
спектра передаваемого сигнала). Радиостанция Р-860 имеет
Диапазон рабочих частот 118,25—136,5 Мгц
(вариант I — устанавливается на пульте номер фнксирован-
194
_ ной волны) или 118,0—135,9 Мгц (вариант II — устанав-
™ ливается непосредственно частота в Мгц).
''е-л Дцтается станция от бортсети напряжением +27 в.
'STCr. Ларингофонные цепи радиостанции подключены к
абонентским аппаратам СПУ летчиков. Телефонные цепи
с выхода радиоприемника заведены во все абонентские
аппараты СПУ.
Переговорное устройство СПУ-7 состоит из
усилителя СПУ-7, четырех. абонентских аппаратов и
распределительной коробки. Питание СПУ-7 осуществляется от
бортсети +27 в.
СПУ-7 обеспечивает выход на внешнюю связь через
связную и командную радиостанции, а также дает воз-
о' можность подключаться к выходу радиокомпасов АРК-9
■о %плАРК-У2. /Wfr/fCcW.
(9ffr Радиокомпас АРК-9 состоит из блока питания,
приемника, антенного блока, блока направленной антенны
(рамки), пульта управления и дистанционного
переключателя волн.
Радиопеленг выдается на совмещенные указатели
УГР-4УК курсовой системы КС-ЗГ или ГМК-1А.
Питание радиокомпаса АРК-9 переменным током
115 в, 400 гц осуществляется от генератора СГО-ЗОУ или
преобразователя ПО-750, а постоянным током от
аккумуляторной шины.
Ультракоротковолновый радиокомпас АРК-У2 состоит
из антенного блока, блока управляющей схемы,
коммутационной коробки, антенного усилителя и пульта
управления. В качестве приемного устройства радиокомпаса
АРК-У2 используется радиоприемник Р-852. Частота
работы радиокомпаса АРК-У2 определяется частотой
настройки радиоприемника Р-852 и частотой работы
наземной радиостанции, на которую производится
привод вертолета. Питание радиокомпаса осуществляется от
бортсети постоянного тока и от сети переменного тока
115 в, 400 гц.
j& Радиопеленг выдается на указатели УГР-4УК, кото-
4т рые при включении радиокомпаса АРК-У2 отключаются
1Ш$№ радиокомпаса АРК-9 (или на отдельный указатель).
^Радиовысотомер РВ-3 состоит из приемопередатчика,
указателя высоты УВ-П1, приемной и передающей
рупорных антенн (скрытых). Шкала РВ-3 имеет один
диапазон высот от 0 до 300 м. Точность измерения высоты
13*
195

±1 м до высоты 10 м и ±10% от высоты свыше 10 м
для 95% измерений.
Сигнализация о достижении заданной высоты
полета—звуковая (на телефоны) и световая (зажигается
лампочка световой сигнализации «Опасная высота»)
выдается на любой высоте в диапазоне 0—300 м. Точность
выдачи сигнала опасной высоты по отношению к задан
ной по указателю высоты не более ±0,5 м на высотах
менее 25 ж и 6% от высоты на высотах более 25 м.
Питание радиовысотомера осуществляется от сети
переменного тока напряжением 115 в, 400 гц и от сети
постоянного тока напряжением 27 в.
Измеритель путевой скорости ДИВ-1 состоит из
моноблока, электронного блока, блока питания, индикатора
продольной и поперечной составляющих путевой скоро-
- сти и индикатора вертикальной скорости.
Питание аппаратуры ДИВ-1 осуществляется от борт-
сети +27 в и от сети переменного тока 115 в, 400 ги
(только от генератора СГО-ЗОУ).
При медленном вращении несущего винта вертолета
в момент запуска двигателей показания визиров
индикатора ДИВ-1 в продольном направлении достигают
50 км 1ч, в поперечном 10—15 км/ч, что позволяет грубо
контролировать исправность измерителя ДИВ-1.
Аппаратура опознавания состоит из
приемопередатчика, дополнительного блока, пульта управления,
выключателя «Рабочий — Запасной», антенн 1, 2 и 3-го
диапазонов.
Питание аппаратуры осуществляется переменным то-
хл ком 115 в, 400 гц и постоянным током от аккумулятор-
^У у НСЙ ШИНЫ.
f9n
ПРИЛОЖЕНИЕ 2
ОСНОВНЫЕ ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ
И РЕГУЛИРОВОЧНЫЕ ДАННЫЕ ВЕРТОЛЕТА
Длина вертолета:
с вращающимися несущим и
хвостовым винтами 25,244 м
без винтов - '8.31 м
Высота вертолета:
с вращающимся хвостовым винтом . . 5,65 м
без хвостового винта 4,73 м
Расстояние от земли до нижней точки
фюзеляжа (клиренс) 0,445 м
Стояночный угол 3°42'
Диаметр несущего винта - • 21,3 м
Число лопастей 5
Направление вращения Против часовой стрелки,
• если смотреть снизу
Площадь, ометаемая несущим винтом . . 356 ма
Коэффициент заполнения 0,0777
Угол свеса лопастей (по нижнему ограни-
чителю) 4 —20'
Максимально возможный угол взмаха . . 25°+30'
Угол установки лопастей (по УШВ):
минимальный 1°
максимальный . 14°+30'
Компенсатор взмаха 0,5
Угол наклона автомата перекоса:
•70+6'
вперед ' _i2'
назад . 5°30'+12^
вправо ... .... 3°24'+12'
влево 4°1Г±12'
Угол наклона оси несущего винта вперед 4°30'
Диаметр хвостового винта 3,908
Направление вращения . . . .По часовой стрелке, если
смотреть на фланец
хвостового редуктора
Число лопастей ... .... ■ 3
Угол установки лопастей (на г =0,7):
минимальный (левая педаль до упора) —9°48'+30'
максимальный (правая педаль До
упора) +18°13'+23'
Колея главного шасси ... 4,5 м
База шасси ... - 4,258 М
Размеры колес шасси:
переднего - - 595X185 мм
главного ■ 865X280 мм
Размеры грузовой кабины:
длина 5,15 л
ширина - ■ 2,3 м
высота 1,8 м
19)

ПРИЛОЖЕНИЕ 3
ОСНОВНЫЕ ВЕСОВЫЕ И ЦЕНТРОВОЧНЫЕ
ДАННЫЕ ВЕРТОЛЕТА
Таблица 18
Наименование
Вариант применения вертолета
н
ч з
41
S3
Неизменяемая часть веса
пустого вертолета, кГ
Центровка пустого вертолета
(впереди оси несущего винта),
мм . . .
Вес пустого вертолета, кГ . . .
Центровка пустого вертолета
в соответствующем варианте
(впереди оси несущего винта),
мм '
Нормальный взлетный вес, кГ
Нагрузка при нормальном
взлетном весе, кГ
В.том числе вес, кГ:
экипажа (три человека) . . .
масла в двигателях и в
главном редукторе
топлива
груза или 24 десантников,
или 12 человек раненых . .
медработника- с парашютом
жидкости дезинфекционной
воды питьевой
Центровка с нормальным
взлетным весом (впереди оси
несущего винта), мм
7015
102
7167
122
И 100
3933
270
70
1440
2153
166
7015
102
7015
102
11 100
4085
270
70
1345
24С0
188
7015
102
7123
77
10083
2960
270
70[
1440
1080
90
2
8,
195
ш
7015
102
7060
101
И 100
4040
270
70
2155
1545
151| 187
Примечание. Весовые и центровочные данные приведены
для вертолета № 0122, прошедшего контрольные испытания в
качестве эталона для серийного производства в 1969—1970 гг.
Величины неизменяемой части веса пустого вертолета и его
центровки указаны в формуляре в разделе «Индивидуальные
особенности».
198
ПРИЛОЖЕНИЕ 4
ЛЁТНО-ТЁХНИЧЕСКИЁ ХАРАКТЕРИСТИКИ
И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ
ВЕРТОЛЕТА
Потребная мощность для горизонтального полета
Потребная для горизонтального полета вертолета
мощность поступает от двигателей к несущему винту и
затрачивается на создание тяги несущего винта
(индуктивные потери), на преодоление его профильных и
волновых потерь. Величина потребной мощности зависит
в основном от режима полета (скорости, оборотов
несущего винта и других параметров), угла атаки несущего
винта и общего шага несущего винта. Наибольшая
мощность требуется при висении вертолета вне влияния
воздушной подушки, а также в горизонтальном полете на
максимальной скорости.
На участке малых скоростей полета, когда вредное
сопротивление еще невелико, потребная мощность с
ростом скорости уменьшается. Достигнув минимального
значения, потребная мощность при дальнейшем
увеличении скорости полета возрастает. Такой характер
изменения мощности объясняется тем, что при увеличении
скорости полета растет количество воздуха, проходящего
через винт, что приводит к уменьшению индуктивной
мощности, идущей на создание тяги винта, которая в
установившемся горизонтальном полете уравновешивает
вес вертолета и его вредное сопротивление
(сопротивление фюзеляжа, шасси, втулки и др.).
Составляющая тяги винта, которая уравновешивает
вес вертолета, при изменении скорости полета
практически не меняется. Составляющая же тяги,
уравновешивающая вредное сопротивление вертолета, с ростом
скорости увеличивается.
Уменьшение индуктивной мощности при увеличении
скорости полета приводит к уменьшению всей потребной
для полета мощности. Это происходит до тех пор, пока
рост затрат мощности на преодоление вредного
сопротивления не превысит снижения затрат мощности,
идущих на создание составляющей тяги винта, равной весу
вертолета.
19»

Для вертолета Ми-8Т минимальное значение
потребной для горизонтального полета мощности находится в
диапазоне скоростей 110—120 км/ч.
Ограничения максимальных и минимальных скоростей
полета вертолета
Помимо поступательного и вращательного движений,
лопасти вертолета в полете совершают еще
колебательные (маховые) движения относительно горизонтальных и
вертикальных шарниров.
Известно, что маховое движение лопастей несущего
винта увеличивается с ростом скЪрости полета, вызывая
увеличение .углов атаки сечений лопасти, идущей по
потоку.
Начиная с некоторой скорости полета угол атаки
концевого сечения идущей по потоку лопасти достигает
критического значения и начинается срыв потока.
Дальнейшее увеличение скорости полета приводит к
расширению зоны срыва потока и зоны обратного
обтекания в центре у комля лопасти. Это вызывает
уменьшение тяги несущего винта, ухудшение управляемости
вертолетом и появление тряски вертолета.
Увеличение веса вертолета требует увеличения
общего шага несущего винта, а это значит, что срыв
потока на концах лопастей, идущих по потоку, наступает на
меньшей скорости полета, чем с меньшим полетным
весом. То же происходит при увеличении высоты
полета. Этим объясняется уменьшение диапазона
разрешенных скоростей полета в зависимости от веса вертолета
и высоты полета.
Для уменьшения лобового сопротивления вертолета
Ми-8Т на больших скоростях полета ось винта
наклонена вперед (от вертикальной оси) на 4,5°. Это
уменьшает наклон продольной оси фюзеляжа на крейсерской
и максимальной скоростях полета, что уменьшает
площадь сечения фюзеляжа, перпендикулярную к
встречному потоку воздуха.
Минимальные скорости полета на вертолете Мн-8Т
ограничены вследствие возникновения повышенных
вибраций.
200
Аэродинамические поправки
Аэродинамические поправки приемников воздушного
давления изменяются в зависимости от скорости полета
и достигают следующих значений:
— на Vnp=60 км/ч+7-^8 км/ч;
~ на Упр=200 км/ч 0;
— на Vnp=220 км/ч —1^-2 км/ч.
Аэродинамические поправки левого и правого
приемников воздушного давления практически одинаковы.
Характеристики скороподъемности
Максимальная скороподъемность вертолета
обеспечивается при наивыгоднейшей скорости набора высоты,
Нпр=4500м для ввзл^ШОкГ
Ир,М
4000
3000
1000
2000 Soi™
30 LantMUH
Рис. 45. График зависимости вертикальной скорости и времени
набора от высоты полета (условия стандартные, режим
работы двигателей номинальный)
201

т. е. на такой скорости по траектории, которая
соответствует максимальному избытку мощности на данной
высоте при установившемся режиме работы двигателей.
Наивыгоднейшая скорость набора высоты во всем
диапазоне высот и полетных весов при номинальном
режиме работы двигателей составляет 120 км/ч по
прибору.
Характеристики скороподъемности вертолета в
стандартных атмосферных условиях при работе двигателей
на номинальном режиме для полетных весов 11 100 кГ и
12 000 кГ показаны на графике (рис. 45)^.
Особенности управления вертолетом Ми-8Т
В целях улучшения условий пилотирования на
вертолете Ми-8Т кинематическая связь ручки циклического
шага (ручки управления) с тарелкой автомата перекоса
выполнена так, что нейтральному положению ручки
соответствует отклонение кольца автомата перекоса вперед
на 1,5° и влево на 0,5°.
Поскольку управление автоматом перекоса
осуществляется через необратимые бустеры, то для имитации
нагрузок на рычагах управления в системе установлены
загрузочные пружины — триммеры.
На вертолете Ми-8Т жесткость пружин загрузочных
механизмов значительно уменьшена по сравнению с
ранее применявшимися на других отечественных
вертолетах, т. е.,значительно уменьшены усилия,
прикладываемые летчиком к рычагам управления. Это положительно
оценивается летным составом. Даже в случае отказа
триммера в крайних положениях усилия на ручке
циклического шага не превосходит 7—8 кГ, что легко
преодолевается летчиком и не вызывает аварийной
ситуации в полете.
Снятие усилий с ручки циклического шага
производится с помощью кнопки автотриммеров, выключающих
электромагнитные тормозы загрузочных механизмов.
С помощью этих устройств нагрузки с рычагов
снимаются полностью и практически мгновенно.
ПРИЛОЖЕНИЕ 5
БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА
Балансировка вертолета на земле
При трогании вертолета с места, рулении, а также
при вертикальном взлете при неточных действиях
летчика могут создаваться такие условия, при которых
вертолет получит тенденцию к опрокидыванию вбок вокруг
оси, проходящей через переднее колесо и одно из
основных колес.
Силами, стремящимися опрокинуть вертолет,
являются:
— сила тяги хвостового винта;
— боковая сила несущего винта, возникающая от
бокового ветра или при отклонении автомата перекоса
в поперечном направлении;
— продольная сила несущего винта, направленная
вперед;
— боковая проекция силы веса вертолета при
наличии угла крена.
Силой, удерживающей вертолет от опрокидывания,
является сила веса вертолета за вычетом тяги несущего
винта.
Тенденция к опрокидыванию вертолета возрастает
с увеличением тяги несущего винта.
Причины разворота и накренения вертолета
при отрыве его от земли
При взлете вертолета с увеличением мощности,
подводимой к несущему винту, увеличивается реактивный
момент от несущего винта.
Если летчик дополнительно не увеличит тягу
хвостового винта в момент отрыва дачей правой ноги вперед,
то происходит разворот вертолета влево (в сторону
действия реактивного момента от несущего винта).
Кроме разворота вертолет в момент отрыва
стремится накрениться и перемещаться влево под действием
силы тяги хвостового винта, направленной влево.
Для парирования действия силы тяги хвостового
винта летчик отклонением ручки вправо изменяет наклон
силы тяги несущего винта так, чтобы ее боковая состав-
203

Ляющая была направлена против силы тяги хвостового
винта.
Так как ось вращения хвостового винта расположена
ниже плоскости втулки несущего винта, то
балансировка вертолета на режиме висения при симметричной
загрузке кабины в поперечной плоскости возможна лишь
при наличии правого крена, равного для вертолета
Ми-8Т 2—2,5°.
При балансировке вертолета в поперечной
плоскости кроме равновесия сил правый крен обеспечивает
равенство нулю и моментов относительно продольной оси
вертолета.
Балансировка вертолета по скорости полета
Продольная балансировка и изменение ее
по скорости
На висении при безветрии вертолет Ми-8Т
балансируется при отклонении ручки вправо (л;к = —26-^—42 мм)
и на себя (хв = —50^—78 мм) и правой педали вперед
(хи до 70 мм) от нейтрального положения рычагов
управления при весе вертолета 11—12 г и средней центровке.
На скоростях полета до 60 км/ч ручка циклического
шага должна значительно перемещаться вперед. В
диапазоне скоростей 60—120 км/ч наблюдается
перемещение ручки управления назад, особенно заметное при
передней центровке.
С уменьшением скорости полета и при переходе к
более задней центровке угол тангажа вертолета
изменяется в сторону положительных значений, т. е. на
кабрирование.
При висении вертолета с задней эксплуатационной
центровкой (л;т = —80 мм) угол тангажа достигает 5,5—6°
на кабрирование. •
Из рис. 46, 47 видно, что чем больше передняя
центровка вертолета, тем больше заднее положение
занимает ручка управления, и наоборот, чем больше задняя
центровка вертолета, тем больше переднее положение
занимает ручка управления.
На режиме набора высоты, горизонтального полета
(при Vnp>120 км/ч) ручка управления перемещается
204
вперед, причем тем больше, чем больше скорость пб-
лета.
При планировании на режиме самовращения
несущего винта ручка управления практически остается в
одном положении с изменением скорости планирования.
ХнМ
zoo v},p, юи/v
Рис. 46. Балансировочные кривые вертолета по скорости при
выполнении прямолинейного полета без скольжения
(G=ll 100 кГ):
А — при наборе высоты и работе двигателей на номинальном
режиме; Б — при планировании на режиме самовращения
несущего винта:
а—для продольной центровки *т=— 80 мм; б —для хт= + 130 мм;
в — для хт=+370 мм
На вертолете Ми-8Т перемещение ручки циклического
шага, а следовательно, и кольца автомата перекоса
вперед увеличивается:
— на 0,5—0,7° при перемещении центра тяжести
назад на 100 мм в диапазоне скоростей 70—220 км/ч по
прибору;
— на 0,2—0,4° при увеличении общего шага несущего
винта на 1° по указателю в диапазоне скоростей 70—
220 км/ч по прибору;
205

— на 1,2—1,3° при увеличении скорости полета 6т
100 до 200 км/ч по прибору в наборе высоты на
номинальном режиме работы двигателей;
— на 2,4—2,8° при увеличении скорости полета от
100 до 250 км/ч по прибору в горизонтальном полете.
200 V„p,KM/4
Рис. 47. Балансировочные кривые вертолета по скорости
выполнении горизонтального прямолинейного полета
скольжения:
а — для продольных центровок *т=—80 мм;
в — для я,,-+370 мм
при
без
б —для «„ =+130 мм;
При переходе с одного режима к другому, даже на
одной скорости, наблюдается разбалансировка вертолета
в продольном направлении (рис. 48).
Наибольшая величина разбалансировки вертолета
достигается при переходе с режима набора высоты на
максимальной мощности к планированию на режиме са-
206
мовращения несущего винта, и наоборот, особенно на
больших скоростях.
При переходе с режима горизонтального полета в
набор высоты на скорости 120 км/ч требуется перемеще-
>0_ 50 100 150 200 V„p,KMj4
Рис. 48. Балансировочные кривые вертолета по скорости
при выполнении прямолинейного полета без
скольжения (G = 11000 кГ, хт= + 130 мм):
а — горизонтальный полет, //—1000 М; б
—номинальный режим двигателей, //—1000 м; в — моторное
планирование; г — авторотация
ние ручки управления от себя на величину Ахв=10-^-
-И2 мм (хт=180 мм).
При переходе с режима горизонтального полета на
режим авторотацип на скорости планирования 140 км/ч
требуется отклонение ручки управления на себя на 15 мм
(хт=180 мм).
207

При изменении продольной центровки на 100 мм
изменение балансировочного значения угла тангажа в
среднем составляет 2°. Наличие груза на свободной
внешней подвеске практически не сказывается на
продольной балансировке вертолета на всех режимах
полета.
Запасы продольного управления имеют наименьшее
значение от себя на режиме горизонтального полета с
максимальной скоростью с предельно задней центровкой
и на себя на режиме висения с предельно передней
центровкой при ветре сзади и составляют около четвертой
части полного диапазона отклонения продольного
управления в ту и другую сторону.
Путевая балансировка и изменение
ее по скорости
Путевая балансировка вертолета Ми-8Т определяется
требованием уравновешивания реактивного момента
несущего винта моментом от тяги хвостового винта.
Наибольшая величина реактивного момента на
вертолете достигается на режиме висения, где потребная
мощность двигателей наибольшая.
С переходом к горизонтальному полету и ростом
скорости потребная мощность вертолета уменьшается
примерно до 1/пр=110-И20 км/ч, а с дальнейшим
увеличением скорости горизонтального полета начинает
возрастать. Примерно также изменяются с ростом скорости
реактивный момент несущего винта и потребное
отклонение педалей для путевой балансировки. Однако из-за
увеличения эффективности хвостового винта с ростом
скорости полета наименьшее потребное отклонение
правой педали в горизонтальном полете наблюдается не на
скорости 120 км/ч, а на скорости 170—180 км/ч. С
дальнейшим увеличением скорости потребное отклонение
правой педали вперед увеличивается.
При наборе высоты потребные отклонения правой
педали вперед больше, чем в горизонтальном полете на
той же скорости, из-за большей потребной мощности.
На режиме самовращения несущего винта на
вертолет за счет сил трения в редукторе и трансмиссии
передается разворачивающий момент, действующий в
направлении вращения несущего винта.
Для обеспечения путевой балансировки вертолета на
этом режиме требуется отклонение левой педали вперед.
206
Отклонение педалей в эксплуатационном диапазоне
скоростей планирования на режиме самовращения
несущего винта практически не изменяется. При переходе с
режима горизонтального полета в режим набора высоты
на 1/цР=120 км/ч требуется отклонить правую педаль
вперед на 25 мм, а на режим самовращения несущего
винта при 1/пр=Н0 км/ч левую педаль вперед на 25 мм
от соответствующего балансировочного положения
педалей в горизонтальном полете. Изменение центровки не
влияет на путевую балансировку вертолета.
Минимальные запасы путевого управления имеют
место на висении с максимальным взлетным весом и
планировании на режиме самовращения несущего винта.
Для обеспечения достаточных запасов путевого
управления по правой педали на режимах висения
взлетный вес вертолета уменьшается на величину поправки,
определенную по номограммам на рис. 13 и 14.
Поперечная балансировка
и изменение ее по скорости
Поперечную балансировку вертолета определяют
боковая сила несущего винта, сила тяги хвостового винта
и создаваемые ими моменты в поперечном направлении
относительно продольной оси вертолета.
Изменение поперечной балансировки с ростом
скорости полета оценивается по балансировочным
отклонениям ручки управления (или автомата перекоса) в
поперечном направлении на разных скоростях
установившегося режима полета (рис. 46—48).
Наличие бокового ветра на висении меняет потребное
отклонение ручки управления: ветер слева уменьшает, а
ветер справа увеличивает потребное отклонение ручки
управления вправо.
С переходом от режима висения к поступательному
полету вплоть до максимальных скоростей полета ручку
управления для обеспечения поперечной балансировки
вертолета необходимо отклонять влево.
В наборе высоты потребные отклонения ручки
управления влево с ростом скорости полета практически
такие же, как и в режиме горизонтального полета.
Максимальное отклонение ручки управления влево на
вертолете Ми-8Т требуется при планировании на
большой скорости на режиме самовращения несущего винта.
14 Зак. 443 209

р(Г°о)
<г
a
а-нЬборвь\соты
ь-лкторотация
ti
BO WO 120 140 160 180 V„pKM/4
Рис. 49. График зависимости угла
скольжения р при нулевом крене (у=0) от скорости
полета вертолета
Рис. 50. Схема сил и моментов, действующих на одновинтовой
вертолет в поступательном полете:
G — вес вертолета; Ят—продольная центровка вертолета; R—полная
аэродинамическая сила несущего винта; И — продольная составляющая
силы R ; S — боковая составляющая силы R ; У — подъемная сила
несущего винта; Рк— продольная тяга несущего винта (пропульснв-
ная сила); Лвр — сила вредного сопротивления фюзеляжа; Z^—
боковая составляющая силы, действующей на фюзеляж; УСТ — подъемная
сила стабилизатора; Яст— сила сопротивления стабилизатора; 7"р.в —
тяга рулевого впита; М '''поп- продольный и поперечный
моменты несущего винта; Af_eaB1,— реактивный момент несущего винта:
^рул. реакт— реактивный момент рулевого винта; 7"—тяга несущего
Для обеспечения равенства поперечных моментов ОТ
боковой силы несущего винта и тяги хвостового винта
в полете требуется создать крен или скольжение
(рис. 49).
При полете с креном сила тяги хвостового винта
уравновешивается суммой боковой силы несущего винта
и проекцией веса вертолета в сторону крена; при полете
со скольжением — суммой боковой силы несущего винта
и боковой составляющей силы сопротивления фюзеляжа
(рис. 50).
На режимах моторного полета для обеспечения
поперечной балансировки на вертолете Ми-8Т необходим
небольшой крен (до 1,5°) вправо или скольжение влево
(до 8°); при планировании на режиме самовращения
несущего винта —левый крен (до 1°) или скольжение
вправо (до 2,5°) (рис. 49, 51, 52).
Рис. 51. График зависимости угла скольжения Р от угла крена у
при наборе высоты и планировании на режиме самовращения
несущего винта
Рис. 52. График зависимости угла скольжения р от угла крена v
в горизонтальном полете вертолета
14*
211

-20
-20
-20
-16
-76
-16
-72
-72
■ММ/Г"
-12
-8
-8
Упор
-8
-4
^
-4
/мяв
-4
<*в
3
2
1
0
«
ч
0
-I
<
-2
т.
wed
Г 2Ъ
20
10
5
?
-5
-в
id
-20
2Э
. 4
^
хн>
4
8
■——_
мм
^а
12
^
^
а_
ТГ
16
а
б46
в
-Л
^
20
-га
20
У/W/»
Г
#у»о
Л*«>
а
.6.
еле
да&
>erf
ли
Рис. 53. Балансировочные кривые вертолета при выполнении
координированного скольжения из режима горизонтального
полета:
а—для Vnp =220 км/ч; б — для Vnp=150 км\ч\ в — для J'np-100 км\ч
212
На режиме висения уравновешивание сил В
поперечном направлении может быть обеспечено лишь путем
накренения вертолета вправо (до 2—2,5°).
Балансировка вертолета на виражах,
спиралях и координированных
скольжениях
Увеличение угла крена на виражах и спиралях в
наборе высоты, а следовательно, и вертикальной
перегрузки приводит к заметному смещению ручки управления
на себя, причем это смещение на левых виражах —
спиралях больше, чем на правых. Снижение режима работы
двигателей уменьшает расход ручки управления на себя.
Поперечная и путевая балансировка на спиралях
изменяются незначительно.
В полете со скольжением продольные моменты,
действующие на вертолет, изменяются в сторону
пикирования. Поэтому для устранения разбалансировки при
наличии скольжения летчик должен брать ручку
управления на себя.
При переходе на большие углы правого скольжения
появляются моменты на кабрирование и ручку
управления приходится отклонять от себя.
При больших углах скольжения расход ручки в
поперечном направлении на единицу угла крена при
скольжении уменьшается и при крене 9—14° вертолет Ми-8Т
становится нейтральным в поперечном отношении
(рис. 53).

ПРИЛОЖЕНИЕ 6
ДИНАМИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ ВЕРТОЛЁТА
Динамическая устойчивость вертолета
характеризуется временем полета с освобожденным управлением после
балансировки на исходном режиме и при действии на
вертолет внешних возмущений.
Для вертолета Ми-8Т среднее время изменения угла
крена от исходного на 10° в горизонтальном полете
с выключенным автопилотом и освобожденным
управлением составляет не меньше 15—16 сек.
Движение вертолета в результате возмущения имеет
колебательный характер по скорости, углам крена и
тангажа с переменной по времени амплитудой этих
параметров. Кроме того, наблюдается медленный
апериодический уход вертолета с режима. То есть, как и другие
вертолеты, вертолет Ми-8Т не обладает динамической
устойчивостью. Вместе с тем вертолет Ми-8Т более
устойчив в полете с освобожденным управлением по
сравнению с вертолетом Ми-4. Например, максимальная
продолжительность полета Ми-8Т с освобожденным
управлением без вмешательства летчика может достигать две
и более минуты.
С включенной системой автоматической
стабилизации полета характеристики возмущенного движения
вертолета улучшаются и пилотирование вертолета
значительно упрощается.
ЛИСТЫ УЧЕТА ВНЕСЕННЫХ В ИНСТРУКЦИЮ
ИЗМЕНЕНИЙ И ДОПОЛНЕНИЙ
В Инструкции сброшюровано всего листов
№ вклеек. При замене листов Инструкции на
другие и дополнении ее новыми листами необходимо
заполнить следующие графы.
О,
о
с
о
с
2
I
-
Гриф
2
Исх. № и дата полученного
ы изменения (дополнения)
Вх. № и дата получения
4
/Sx>JX
Краткое
содержание
изменения
(дополнения)
5
Номера и количество листов,
вставленных в Инструкцию
6
Номера и количество листов,
изъятых из Инструкции
(количество указывается прописью)
7
Пыиялъ&елрт -
Общее количество листов в
Инструкции после внесения
изменений (дополнений)
8
//3
Ms
Дата, должность и подпись
лица, внесшего изменения
(дополнения) в Инструкцию
9
Дата, место (в/ч,
подразделение) должность и подпись лица,
принявшего листы, изъятые
из Инструкции
10
JUj. а
27C57J
215

-
to
CO
•^
СЛ
CT>
■Nl
00
«D
О
№ по пор.
Гриф
Исх. № и дата полученного
изменения (дополнения)
Вх. № и дата получения
Краткое
содержание
изменения
(дополнения)
Номера и количество листов,
вставленных в Инструкцию
Номера и количество листов,
изъятых из Инструкции
(количество указывается прописью)
Общее количество листов в
Инструкции после внесения
изменений (дополнений)
Дата, должность и подпись
лица, внесшего изменения
(дополнения) в Инструкцию
Дата,' место (в/ч,
подразделение), должность и подписьлица,
принявшего листы, изъятые
нз Инструкции
=3
о
О
I
-
S3
со
№ по пор.
Гриф
Исх. № и дата полученного
изменения (дополнения)
4» Вх. № и дата получения
СЛ
СП
-а
оо
«D
О
Краткое
содержание
изменения
(дополнения)
Номера и количество листов,
вставленных в Инструкцию
Номера и количество листов,
изъятых из Инструкции
(количество указывается прописью)
Общее количество листов в
Инструкции после внесения
изменений (дополнений)
Дата, должность и подпись
лица, внесшего изменения
(дополнения) в Инструкцию
Дата, место (в/ч,
подразделение), должность и подписьлица.
принявшего листы, изъятые
из Инструкции
о
Ол
о
S».
с

Продолжение
II
Краткое
содержание
изменения
(дополнения)
s3
><
ч *
о S
(О н
н tJ
и а:
£s
ж
ч и
II
£§£
о—S
ч к о
к £■
а к
Я о»
GJ H н
ж щ а
X ^ X
а**
^2 о
*5й
II
О о =
X
ско
с ш 3
О) Н
ее*
1 ч »,
*зш
Ч tJ
«о га эй
«SO
R4C
II,
lift
5lls
10
220
ОГЛАВЛЕНИЕ
Эксплуатационные ограничения вертолета Ми-8Т
Ограничения по весам
Ограничения по центровкам
Ограничения по летным данным
Ограничения при полете с грузом на внешней подвеске . .
Ограничения по двигателям и редукторам
Глава I. Действия командира экипажа при подготовке
к полету
Предполетный осмотр вертолета
Осмотр и предполетная подготовка кабины экипажа . . .
Подготовка к запуску двигателей
Запуск двигателей
Прогрев силовой установки. Проверка работы органов
управления, автопилота и гидравлической системы
Опробование двигателей
Глава П. Действия командира экипажа при выполнении
полета
Подготовка к рулению и руление
Висение
Перемещения и подлеты на малой высоте
Взлет
Взлет по-вертолетному с разгоном в зоне влияния
воздушной подушки
Взлет по-вертолетному с разгоном вне зоны влияния
воздушной подушки
Взлет по-самолетиому
Набор высоты
Горизонтальный полет
Переходные режимы полета
Снижение
Вертикальное снижение с работающими двигателями . .
Планирование с работающими двигателями
Снижение на режиме самовращения несущего винта . .
Посадка
Вертикальная посадка с работающими .двигателями . . _.
Посадка с работающими двигателями с поступательной
скоростью (по-самолетному)
Окончание полета
Полет и посадка с одним работающим двигателем в
учебных целях

Стр.
Полет с автопилотом 46
Полет с грузом на внешней подвеске 48
Подцепка груза после посадки вертолета 49
Подцепка груза иа режиме висения 52
Особенности выполнения полетов с грузом на внешней
подвеске ночью 53
Подъем человека (груза) на борт вертолета на режиме
висения с помощью бортовой стрелы 55
Полет на поиск потерпевших бедствие а —
Полет (висение) над безориентирной местностью с
использованием измерителя путевой скорости ДИВ-1 56
Полет ночью в простых метеорологических условиях ... 57
Полет в сложных метеорологических условиях днем и
ночью 59
Заход и расчет на посадку методом большой коробочки 62
Заход и расчет на посадку с прямой методом отворота
на расчетный угол 68
Заход и расчет на посадку с помощью автоматического
радиопеленгатора 70
Полет в условиях обледенения 74
Полеты в горах 75
Определение предельного полетного веса вертолета при
взлете и посадке по-вертолетному без использования
влияния воздушной подушки 78
Определение предельного полетного веса вертолета при
взлете и посадке по-вертолетному с использованием
влияния воздушной подушки 81
Определение предельного полетного веса вертолета при
взлете и посадке по-самолетному 84
Особенности выполнения взлета с горной площадки и
посадки на нее 85
Посадка на площадку с уклоном и взлет с иее .... 88
Особенности эксплуатации вертолета на площадках со
снежным (пыльным) покрытием 89
Глава III. Действия летчика-штурмана 92
Подготовка к полету —
Выполнение полета 94
Глава IV. Действия бортового техника 95
Предполетный осмотр вертолета —
Осмотр и проверка работоспособности системы внешней
подвески 99
Осмотр и проверка работоспособности бортовой стрелы 100
Подготовка к запуску двигателей 101
Запуск, прогрев и опробование двигателей 102
Обязанности в полете 106
Останов двигателей 108
Глава V. Действия экипажа при особых случаях в полете ПО
Отказ одного двигателя —
Отказ двух двигателей 114
Возникновение пожара на вертолете 116
Неисправности редукторов 118
Неисправности системы автоматического регулирования
параметров силовой установки 119
997
Стр
Отказ топливной системы (подкачивающих и
перекачивающих насосов) 119
Загорание светового табло сигнализации „Осталось 300 л" 120
Отказ путевого управления 121
Отказ гидросистемы 122
Земной резонанс —
Непреднамеренное превышение максимально допустимой
скорости полета 123
Появление низкочастотных колебаний в полете —
Отказ генераторов —
Вынужденное покидание вертолета 125
Глава VI. Расчет радиуса, дальности и
продолжительности полета 129
Общие сведения —
Определение радиуса и дальности полета 134
Особенности расчета радиуса и дальности при полете в
горах 152
Примеры расчета 155
Глава VII. Загрузка и разгрузка вертолета 162
Приложения:
1. Краткое описание вертолета и его систем 165
2. Основные геометрические и регулировочные данные
вертолета 197
3. Основные весовые и центровочные данные вертолета . . 198
4. Летно-технические характеристики и аэродинамические
особенности вертолета 199
Потребная мощность для горизонтального полета . . —
Ограничения максимальных и минимальных скоростей
полета вертолета 200
Аэродинамические поправки 201
Характеристики скороподъемности —
Особенности управления вертолетом Ми-8Т 202
5. Балансировка вертолета 203
Балансировка вертолета на земле —
Причины разворота и накренеиия вертолета при отрыве
его от земли —
Балансировка вертолета по скорости полета 204
Продольная балансировка и изменение ее по скорости —
Путевая балансировка и изменение ее по скорости . . 208
Поперечная балансировка и изменение ее по скорости 209
Балансировка вертолета на виражах, спиралях и
координированных скольжениях 213
6. Динамическая устойчивость вертолета 214
Листы учета внесенных в Инструкцию изменений и
дополнений 215

* утверждаю w
командир войковой части 13650
п.Гайдаенко
«Л сентября т977г
связи с установкой иа в-*е Vu~%? щлеэацитиого устройства /siaw/
в подраздел "Ооооениости эксплуатации в-та ва площадках со сиевным /пыль*
вив/ покрытиен" ва стр.91 Инструкции авипаву в-та » и-Зт внести следующие
иемевевия и дополнения:
X* вес пустого в-та с установленный ЮГ -елячтжоется я. 50 кге,
при этой иеитровка сиес^ется вперед на 20т9 однако при этом во всех вара*
антах применения в-та передне экешуат&цисцшые центровки не превышают
предельно донустишс значении* поэтов разгазярзгле люде!* и грузов в грузовой
окне производить в том яе порядке, как и на вертолете без ГОУ*
г. Сри установке ПЗУ снижается ог^иость двигателе^ поэтому при оп«
ределекии предельного веса по imorpt* •ааа. эдс.тэ е> стр.7У и рис«14 на cti
82, этот вес необходимо уменьшить: ' *
^0 с выключенным w? при температуре варуяпого воздуха у зешт до в
♦25UC ва 180кгс» -* включенным ГОУ рви температуре наружного воздуха до ♦г**
ва 260кгс, при температуре выше 25*ъ * ва ^Окгс.
3. Ври расчете радиуса, дальности и продоляителькостй полета
согласно гл.у1 инструкции учитывать, что для в-та с включенным ГОУ яе всех
скоростях, соэгаетс^вущих наибольдей дальности полета, часовой расход топ*
лвва ва 18 нте/ч больяе. чем для в-та^оборудов-ишого ГОУ. \
**• Попеты в условиях оидеденеикя с установленным ПЗУ запрещаются, т
гону перед выполв-наеы полетов в случае предполагаемого обледенен* ШУ с
*а ийаидаяо стшать. при непреднамеренной попадании в зону обледенения
озходиио изменить направление полета, выйти из зоны обледенения в действо-
ть согласно решения руководителя волетов или командира экяпаза. Mmwww
5. В процессе внешнего осштра в-та проверить целостность я чистоту
«одних устройств ШУ» б. После занятия экшшеа своих рабочих мест ииад-
'/шченяя; источника электропитания произвести провешу вкшдаияЛВ^дяя
зго: - включить АЗС ГОУ; - включить ваклвчатзль ГОУ и^убедиться. что через
ъ?8 е вагорятся два велтых табло жв. ШУ та'ДБН. Jgfe. EKSL
Чюяе проверки выключатель ГОУ перевести в положение ОТЬДг запуск
двигателя предводить с выклаченшш ГОУ.
7. После проверки пчраиетров работы двииателея произвести проверку
ккяоепособности ПЗУ, для чего: - выняячатеяь ГО? перевеста в пояоаевие
Ыг ш яагорания табло Д&,ГОУ В&ШШ/ ПР/В. ГОУ В1ШЧШ уо^диреяв
укрытии заслонок I9T9T, при этом допускается увеличение температуры газоз
■:л более I00C от исходного значения. ^„»„л« ««,
8. включение ГОУ на эеше разрешается на любом установившемся реки
^ работы двигателей, при отом допускается увеличение ^мпеттура г^овяе
jdse Ъ*С от исходного значения, но не более максимального зна пия, ука-
анного в таблице 7 тТ!«сттэушг!. ^ —
9. На пыльных аэродромах или пло дк$с опробование двигателе!
и проверку силовой установки, руление^ висейие, взлет я посадку
выполнять с вклиненным ©У. ™*w **ш«
20» Включение ПЗУ на взлете производить:
-~* * при взлете по^ертолетному после Захода из запыленной зоны я
набора высоты менее 50 м; »e«w« ««ш ■
* при взлете по«самолетному - после »ыхода из запыленной зоны и
достижении скорости не менее 70 щ/чае.
II. При заходе на посадку включение Шг производить не позднее,
1£5»52Л9,£ SS 22525ХНИЯ перехода иа плани^вание и выключать после
дерудивания на стоянку.
КОКДНДЙР ВОЙСКОВОЙ ЧАСТИ 52529 . С.ДЕДУХ

МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР
ВОЕННО-ВОЗДУШНЫЕ СИЛЫ
д>
ДОПОЛНЕНИЕ № 15/75
К ИНСТРУКЦИИ
ЭКИПАЖУ ВЕРТОЛЕТА
Ми-8Т
Введено в действие заместителем
главнокомандующего Военно-Воздушными Силами
по боевой подготовке
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА —1976

Настоящее Дополнение, изданное типографским способом,
высылается к каждому экземпляру Инструкции экипажу вертолета Ми-8Т
(Воениздат, 1971). В нем помещены дополнения и изменения к
Инструкции и Дополнениям к Инструкции издания 1974 г., вызванные
конструктивными доработками вертолета за 1974—1975 гг.
С получением настоящего Дополнения необходимо:
— изучить его со всем летным и инженерно-техническим
составом;
— хранить и пользоваться им вместе с Инструкцией;
— на титульном листе каждого экземпляра Инструкции сделать
ссылку на данное Дополнение;
— место в статьях, где требуется внести дополнение или
изменения, пометить звездочкой и сделать сноску на этой же странице со
ссылкой на данное Дополнение, например:
* См. Дополнение № 15/75 к Инструкции экипажу -вертолета
Ми-8Т, Воениздат, 1976.
♦УТВЕРЖДАЮ*
Генерал-полковник авиации
И. ГАИДАЕНКО
17 декабря 1975 г.
В Инструкцию внести следующие дополнения.
Стр. 11. В строке 9 сверху 'после цифры „2500 кг"
добавить текст: „для шарнирно-маятниковой внешней
подвески и 3000 кг для тросовой внешней «год-вески".
Стр. 12. Пункт 1 примечаний дополнить текстом:
„На вертолетах, оборудованных комбинированной тахометрической
аппаратурой КТА-5, максимально допустимые обороты крейсерского и
номинального режимов на земле и в полете при барометрическом
давлении 755 мм рт. ст. и ниже определяются по измерителю ИТК-5,
а при барометрическом давлении выше 755 мм рт. ст. определяются по
графику (рис. 2) и сохраняются летчиком до высоты, на которой
барометрическое давление становится 755 мм рт. ст. и ниже".
Стр. 19. В конце статьи 8 поставить точку с запятой и
добавить текст:
„— «а вертолетах, оборудованных аппаратурой
речевой информации Ри-65, убедиться, что выключатель
«Ри-65» находится в положении «Выкл.»; при этом горит
табло «Включи Ри-65»".
В строке 4 снизу после слова „включить" добавить
текст: „или убедиться, что включены борттехником" и
далее по тексту.
Стр. 20. Статью 11 после строки 16 сверху дополнить
следующим указанием:
„— па вертолетах, оборудованных аппаратурой Ри-65,
выключатель «Ри-65» поставить <в положение «Вкл.»; при
этом табло «Включи Ри-65» погаснет;
— на вертолетах, оборудованных КТА-5, нажать на
кнопку «Контроль КТА» и убедиться, что шкала режимов
поворачивается против часовой стрелки. После
отпускания кнопки шкала режимов должна возвратиться в
исходное положение;".
Стр. 32. К статье 48 сделать следующие примечания:
„Примечания: 1. На висении с предельно задней центровкой
при полностью заправленных подвесных баках происходит выработка
топлива из расходного бака. В этом случае контроль запаса топлива
производить по указателю топливомера в расходном и подвесных
баках, а также следить за сигнализацией перекачки топлива из
подвесных баков.
2. При небольших перемещениях и неустойчивом висенин
вертолета возможно мигание табло «Осталось 300 л>".
Стр. 35. Статью 66 перед примечанием дополнить
текстом:
1*
3

„Для вертолетов, оборудованных К.ТА-5, номинальный
и крейсерский режимы работы двигателей в полете при
барометрическом давлении 755 мм рт. ст. и ниже
определяются по измерителю ИТК-5. При барометрическом
давлении выше 755 мм рт. ст. режим работы двигателей
определяется на земле по графику (рис. 2) и сохраняется
летчиком до набора высоты, на которой барометрическое
давление становится 755 мм рт. ст. и ниже".
Стр. 49. В статье 124 после цифры „2500 кг" точку с
запятой убрать и добавить текст: „для шарнирно-маятни-
ковой внешней подвески и 3000 кг для тросовой внешней
подвески". Далее по тексту.
В строке 3 снизу (статья 128) после слова „подвески"
вставить текст: „(при шарнирно-маятниковой внешней
подвеске)".
Стр. 50 и 52. Статьи 129 и 140 дополнить текстом:
„На вертолете с тросовой внешней подвеской командиру
экипажа дать команду бортовому оператору (бортовому
технику) выпустить трос бортовой лебедки через люк в
полу грузовой кабины для заземления и подтягивания
грузовых строп и постановки их на замок ДГ-64".
Статьи 130 и 141 дополнить текстом: „На вертолете с
тросовой внешней подвеской наземному оператору после
касания земли крюком, закрепленным «а тросе бортовой
лебедки, присоединить его за скобу удлинительного троса
и отойти в безопасное место".
Статью 131 перед примечанием дополнить текстом: „На
вертолете с тросовой внешней подвеской бортовой
оператор (бортовой техник), наблюдая за грузом через люк в
полу грузовой кабины, корректирует действия летчика
путем передачи коротких команд по СПУ".
Стр. 52. Статью 138 перед примечанием дополнить
текстом: „На вертолете с тросовой внешней подвеской
после увеличения высоты на 1—2 м отойти от груза в
выбранную сторону и произвести посадку".
Стр. 53. Статью 142 дополнить текстом: „На вертолете
с тросовой внешней подвеской бортовому оператору
(бортовому технику) подтянуть бортовой лебедкой грузовые
стропы и с помощью соединительной скобы закрепить их
на замке ДГ-64, отсоединить крюк лебедки со скобы
удлинительного троса и доложить командиру экипажа о
готовности к подъему груза". '
В статье 143 предупреждения дополнить пунктом:
„4. На вертолете с тросовой внешней подвеской без
установленного ограждения люка в полу грузовой кабины
4
бортовому оператору (бортовому технику) работать
запрещается".
Стр. 56. В конце статьи 150 поставить запятую и
внести дополнение:
„а выключатель «Блокировка Р-852» в положение
«Вкл.».
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В целях блокировки
радиоприемника Р-852 при работе радиостанции Р-860
на передачу на левой боковой панели
электропульта установлен выключатель «Блокировка Р-852»,
который должен постоянно находиться в положении
«Вкл.». При работе радиостанции Р-860 на
частотах, разнесенных не менее чем на ±5 МГц
относительно рабочего канала Р-852, выключатель
«Блокировка Р-852» установить в положение «Выкл.».
При этом обеспечивается непрерывное пеленгование
аварийной радиостанции без отключения компасной
части радиокомпаса АРК-У2 во время работы Р-860
на передачу".
Стр. 56. После статьи 153 добавить ст. 153а:
„153а. На вертолетах, оборудованных радиокомпасом
АРК-УД, для выполнения поиска необходимо:
— перед выполнением поиска включить автомат
защиты сети «АРК-УД» на верхнем электропульте, а
переключатель радиосредств на абонентском аппарате установить
в положение «РК2»;
— включить радиокомпас АРК-УД, поставив
переключатель режимов на пульте управления АРК-УД в
положение «ШП»;
— переключатель диапазонов и переключатель
каналов установить на частоту работающей аварийной
радиостанции;
— с помощью ручек регуляторов громкости на пульте
управления АРК-УД и на абонентском аппарате СПУ
отрегулировать уровень мощности сигнала телефонного
выхода;
— при появлении сигнала в телефонах должны
засветиться соответствующие сигнализаторы на пульте
управления АРК-УД—«УП» и «ШП» при приеме сигналов
радиостанции непрерывного действия и «И» —при приеме
сигналов радиостанции импульсного действия;
— переключатель режимов работы установить в
положение, соответствующее сигнализатору («УП» или
«ШП»), при этом следует иметь в виду, что дальность
5

действия АРК-УД по .приводу в режиме «УП» больше, чем
в режиме «ШП»;
■— переключатель «Чувст.» установить в положение
«Б», при этом стрелка указателя курса должна
установиться в положение пеленга;
— с помощью кнопок «Л» и «П» отвести стрелку
указателя влево или вправо от положения пеленга и
убедиться, что при отпущенной кнопке стрелка возвращается в
прежнее положение;
— развернуть вертолет так, чтобы стрелка указателя
курса установилась в положение «О», и пилотировать в
дальнейшем по нулевому положению стрелки. По мере
увеличения громкости сигнала в телефонах перейти в
режим «ШП», так как надежность АРК-УД в этом режиме
выше.
При пролете аварийной радиостанции показания
указателя изменяются на 180°.
Примечания: 1. При работе на передачу радиостанции Р-860
возможно влияние на работу АРК-УД. В этом случае необходимо
выключатель «Блокировка — АРК-УД» поставить в положение «Вкл.».
2. При выходе вертолета в район поиска необходимо учитывать,
что дальность действия АРК-УД как по обнаружению, так и по
приводу с увеличением высоты полета увеличивается".
Стр. 75. В статье 193 в строке 3 сверху слово
„сигнальному" заменить словом „сигнальным", а текст в скобках,
поставив точку с запятой, дополнить: „для вертолетов с
доработанной противообледенительной системой (ПОС)
«Противообледенит. система включена», «Обогрев входа
в лев. двиг. включен», «Обогрев левого двигат. работает»,
«Обогрев входа в прав. двиг. включен», «Обогрев правого
двигат. работает»".
Стр. 99. В статье 257 в строке 13 сверху после слова
„работает" добавить текст: „для вертолетов с
доработанной ПОС должны загореться табло «Противообледенит.
система включена», «Обогрев входа в прав. двиг.
включен», «Обогрев правого двигат. работает»".
После строки 15 сверху добавить текст: „для
вертолетов с доработанной ПОС — об исправности
противообледенительной системы воздухозаборника и входного
направляющего аппарата правого двигателя;".
Строку 21 сверху после слова „погаснуть" дополнить
текстом: „для вертолетов с доработанной ПОС табло
«Обогрев входа в прав. двиг. включен», «Обогрев правого
двигат. работает», «Противообледенит. система включена»
должны погаснуть;".
6
Перед предупреждением добавить текст: „Для
вертолетов с доработанной ПОС выключатель «Обогрев дв.
лев.» поставить в положение «Вкл.», а переключатель
«Обогрев дв. пр.» поставить в положение «Ручной», после
чего должны загореться табло «Обогрев входа в лев. двиг.
включен», «Обогрев левого двигат. работает», «Обогрев
входа в прав. двиг. включен», «Обогрев правого двигат.
работает». После проверки выключатель «Обогрев дв.
лев.» поставить в .положение «Выкл.», а переключатель
* «Обогрев дв. пр.» поставить в положение «Автомат», а
также убедиться, что выключатели «Обогрев стекол» и
«Обогрев РИО-3» стоят в положении «Автомат»".
1 Стр. 100. Статью 258 дополнить текстом следующего
4 содержания: „На вертолете с тросовой внешней
подвеской:
— осмотреть узлы крепления тросовой внешней
подвески;
— проверить надежность закрепления ограждения
люка в полу грузовой кабины;
— открыть крышку люка в полу грузовой кабины и
закрепить ее в открытом положении;
— проверить механический сброс от ручки,
установленной на замке ДГ-64, предварительно выдернув шпильку
фиксации ручки;
— собрать полиспаст согласно схеме, приложенной в
дополнении к техническому описанию вертолета Ми-8Т".
Стр. 104. В 'статье 271 в строке 14 снизу после слов
«Обогрев двигат. работает» добавить текст: „(для верто-
* летов с доработанной ПОС табло «Противообледен.
система включена», «Обогрев входа в прав. двиг. включен»,
«Обогрев правого двигат. работает»)".
Стр. 105. В конце статьи 271 добавить текст: „Для
t вертолетов с доработанной ПОС должны погаснуть табло
«Обогрев правого двигат. работает», «Обогрев входа в
прав. двиг. включен», «Противообледен. система
включена»".
В статье 272 во втором абзаце после слова „погаснуть"
необходимо добавить текст: „Для вертолетов с
доработанной ПОС выключатель «Обогрев дв. лев.» поставить в
положение «Вкл.», а переключатель «Обогрев, дв. пр.»
поставить в положение «Ручной», при этом загораются
табло «Обогрев входа в лев. двиг. включен», «Обогрев
левого двигат. работает», «Обогрев входа в прав. двиг.
включен», «Обогрев правого двигат. работает». После
проверки выключатель «Обогрев дв. лев.» поставить в поло-
7

жение «Выкл.», а переключатель «Обогрев дв. пр.»
поставить в положение «Автомат», при этом все четыре
табло должны погаснуть".
Стр. 106. В конце статьи 274 перед примечаниями
добавить текст: „Для вертолетов с доработанной ПОС
переключатели «Включ. противообл.», «Обогрев дв. пр.»,
«Обогрев стекол» находятся в положении «Автомат», а
выключатель «Обогрев дв. лев.» в положении «Выкл.»".
Стр. 114. В конце статьи 288 перед предупреждением
внести дополнение: „Для получения взлетного режима
необходимо рычаг раздельного управления работающего
двигателя переместить вверх до упора".
Стр. 166. В строке 20 сверху после слова „подвески"
добавить текст: „(шарнирно-маятниковую
грузоподъемностью 2500 кг или тросовую грузоподъемностью 3000 кг)".
В этой же строке вместо текста „По конструкции эта
система" написать текст: „Шарнирно-маятниковая
внешняя подвеска" и далее по тексту.
После строки 7 снизу вставить текст следующего
содержания: „Тросовая внешняя подвеска смонтирована
внутри фюзеляжа. В конструкцию подвески входят четыре
силовых троса диаметром 13,5 мм, шарнирный узел
(кардан) и электрозамок ДГ-64. Одним концом тросы крепятся
к верхним полкам силовых шпангоутов № 7 и 10, а
другим — к нижнему шарнирному узлу, на котором
смонтирован электрозамок внешней подвески. Грузовые стропы
подвески —'серийные. Для выхода тросов удлинителей
внешней подвески за обвод фюзеляжа и для наблюдения
за грузом в полете и во время подцепки (отцепки) в полу
грузовой кабины сделан люк, закрывающийся в походном
положении крышкой. Вокруг люка устанавливается
металлическое ограждение. Между шпангоутами № 10 и 11
на потолке грузовой кабины установлен кронштейн для
крепления подвески в походном положении замком ДГ-64.
Для обеспечения работ ic тросовой внешней подвеской
на потолке грузовой кабины у шпангоута № 8 установлен
электроразъем для подсоединения пульта ПУЛ-1А лебедки
и выключатель аварийной уборки троса лебедки. На
левом борту фюзеляжа установлен абонентский аппарат для
связи с командиром экипажа при работе бортового
оператора (бортового техника) с внешней подвеской".
Стр. 194. Текст строки 18 сверху дополнить: „(или
радиостанция «Карат-М24»)".
В текст строки 20 . снизу добавить: „(или МВ-ДМВ
радиокомпас АРК-УД)". .......
8
После строки 27 сверху добавить: „— аппаратура
речевой информации Ри-65; — магнитофон МС-61".
Стр. 195. После строки 3 сверху добавить текст:
„Радиостанция «Карат-М24» работает на жесткую тросовую
двухлучевую антенну, установленную на хвостовой балке
сверху. Диапазон частот радиостанции от 2 до 10,1 МГц.
Питание радиостанции осуществляется от бортсети +27 В.
Радиостанция состоит из приемопередатчика,
согласующего устройства, блока управления и пульта
управления".
После строки 5 снизу добавить текст: „Автоматический
радиокомпас АРК-УД предназначен для привода
вертолета «а радиомаяки непрерывного и импульсного
излучения с целью осуществления поиска вертолетов
(самолетов) и их экипажей или других -объектов, подлежащих
поиску и снабженных MB и ДМВ радиостанциями.
Радиокомпас АРК-УД состоит из антенного блока, антенного
усилителя, блоков приемника и пеленгатора, пульта
управления, генератора встроенного контроля,
распределительной коробки. Питание радиокомпаса осуществляется
от бортсети +27 В и от сети переменного тока 115 В
400 Гц. Радиопеленг выдается на указатель БСУП-2".
После строки 15 сверху внести следующее примечание:
„Примечание. За сиденьем летчика-штурмана рядом с
кнопкой «СПУ> бортового техника установлен трехпозициониый
переключатель «Прослуш. АРК-9—АРК-У2», с помощью которого можно
прослушать сигналы от АРК-9 или АРК-У2 на рабочем месте бортового
техника.
Командиру экипажа (летчику-штурману) для вызова сидящего на
рабочем месте бортового техника в момент прослушивания им
"сигналов от АРК-9 или АРК-У2, необходимо нажать кнопку «ЦВ> на своем
абонентском -аппарате. Сидящий на рабочем месте бортового техника для
вызова командира экипажа (летчика-штурмана) должен поставить
переключатель «Прослуш. АРК-9—АРК-У2» в нейтральное положение и
нажать кнопку «СПУ» или переключатель «Прослуш. АРК-9—АРК-У2»
оставить в положении прослушиваемого радиокомпаса и нажать
кнопку «ЦВ» на своей переговорной точке". fc
Стр. 196. В конце текста добавить текст следующего
содержания: „Магнитофон МС-61 предназначен для записи
речи с выходов радиоприемников,.переговорного
устройства СПУ-7 и автономной записи с дарингофонов. Запись
производится на проволочный звуконоситель с
автоматическим стиранием предыдущей речи.
Магнитофон состоит из аппаратуры гзаписи и пульта
управления. Питание магнитофона^ осуществляется от
бортсети +27 В. f

Примечание. С помощью микровыключателей, установленных
на амортизационных стойках шасси предусмотрено автоматическое
включение магнитофона МС-61.
Аппаратура речевой информации Ри-65 предназначена
для речевого оповещения экипажа' об аварийных
ситуациях на вертолете в полете. При пожаре одновременно
оповещается и командный наземный пункт через бортовую
радиостанцию Р-860. Речевые сообщения выдаются
автоматически на телефоны экипажа и на вход передатчика
радиостанции Р-860 при поступлении на аппарат речевых
сообщений сигналов от датчиков бортовых систем.
При поступлении сигналов от нескольких датчиков
одновременно речевые сообщения выдаются
последовательно в зависимости от степени важности. Аппаратура
речевой информации состоит из 'блока речевой информации
(Ри-65-10) и пульта управления. Питание аппаратуры
осуществляется от бортсети +27 В".
В Дополнения и изменения к инструкции экипажу
вертолета Ми-8 издания 1974 г. внести следующие изменения.
Стр. 9. В первом абзаце статьи 191 текст в скобках
дополнить: „для вертолетов с доработанной ПОС
переключатель «Обогрев дополнить дв. пр.» поставить в
положение «Ручной», а выключатель «Обогрев дв. лев.», в
положение «В'кл.»", поставив перед этой фразой запятую.
В конце третьего абзаца статьи 191 добавить текст:
„Для вертолетов с доработанной ПОС переключатель
«Обогрев дв. пр.» поставить в положение «Ручной», а
выключатель «Обогрев дв. лев.» в положение «Вкл.»".
Предупреждение дополнить текстом:
„На вертолетах с доработанной ПОС противооб-
леденительную систему двигателей в этом случае
включать вручную поочередно. ПОС второго
двигателя включать, предварительно убедившись в
устойчивой работе двигателя, на котором ПОС была
включена в первую очередь. Если при включении ПОС
первого двигателя он заглох, ПОС второго двигателя
не включать и выйти из зоны обледенения".
Стр. 10. В конце первого абзаца статьи 192 добавить
текст: „Для вертолетов с доработанной ПОС
переключатель «Обогрев дв. пр.» поставить в положение «Ручной», а
выключатель «Обогрев, дв. лев.» в положение «Вкл.»".
Стр. 12. Текст строк 3 и 4 сверху исключить, заменив
его следующим:
10
„— при выполнении полета на боевое задание перед
регулированием:
при положительной температуре наружного воздуха
включить выключатель «Обогрев Н. газа» одновременно
с включением выключателя «Нейтр. газ»;
при отрицательной температуре наружного воздуха
включить выключатель «Обогрев Н. газа» за 5—15 минут
до включения выключателя «Нейтр. газ»".
Стр. 13. Текст с 11 по 16 строку сверху исключить,
заменив его следующим: „После посадки вертолета
выключить выключатель «Обогрев Н. газа»".
Генерал-майор авиации
С. Дедух
9 декабря 1975 г.

МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ СССР
ВОЕННО-ВОЗДУШНЫЕ СИЛЫ
ДОПОЛНЕНИЯ И ИЗМЕНЕНИЯ
К ИНСТРУКЦИИ ЭКИПАЖУ
ВЕРТОЛЕТА Ми-8Т
(Воениздат, 1971)
Введены в действие заместителем
Главнокомандующего Военно-Воздушными
Силами по боевой подготовке
Ордена Трудового Красного Знамени
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА — 19 74

УДК 358.4(083.96)
Настоящие Дополнения и изменения к Инструкции экипажу
вертолета Ми-8Т (Воениздат, 1971.) высылаются к каждому
экземпляру Инструкции. В них помещены дополнения и изменения к
Инструкции, вызванные конструктивными доработками вертолета за
период 1972—1973 гг. и ранее доведенные до эксплуатирующих
организаций в виде отдельных дополнений за № 1/72—9/73.
С получением настоящих Дополнений п изменений необходимо:
— изучить их со всем летным и инженерно-техническим
составом;
— хранить и пользоваться ими вместе с Инструкцией;
— на титульном листе каждого экземпляра Инструкции сделать
ссылку на данные Дополнения и изменения;
— место в статьях, где требуется внести дополнение или
изменения, пометить звездочкой и сделать сноску на этой же странице
со ссылкой на данные Дополнения и изменения, например:
* Смотри Дополнения и изменения к Инструкции экипажу
вертолета Ми-8Т, Воениздат, 1974.
В Инстукцию ввести новый подраздел
«Транспортировка на внешней подвеске изделия ДМ», который
относится к разделу «Полет с грузом на внешней
подвеске» гл. II.
ТРАНСПОРТИРОВКА НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ
v ИЗДЕЛИЯ ДМ
Общие положения
1. При транспортировке изделия ДМ
руководствоваться статьями 121 — 143 Инструкции экипажу
вертолета Ми-8Т,
2. К транспортировке изделия ДМ допускаются
летчики, имеющие опыт полетов с грузом на внешней
подвеске.
3. Транспортировку изделия ДМ на внешней подвес*
ке вертолета возможно осуществлять как без
аэродромной тележки, так и установленным на аэродромную
тележку (вместе с тележкой).
4. Для транспортировки изделия ДМ применяется
серийная подвесная система вертолета, включающая
удлинитель (1 м или 5 м) и две стропы «паука». Общая
длина подвески (от электрозамка ДГ-64 до изделия
ДМ) по вертикали не должна превышать 11 м.
Рекомендуемая общая длина 6 м.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Транспортировка
изделия ДМ при длине подвески более 11 м (в связи
с сильной раскачкой изделия) запрещается.
5. Максимальная скорость горизонтального полета
вертолета при транспортировке изделия ДМ должна
быть 200 км/ч.
1*
3

6. Рекомендуемая скорость длительного
горизонтального полета вертолета, при которой положение изделия
ДМ наиболее устойчивое, 160—180 км/ч.
7. Развороты вертолета в полете при
транспортировке изделия ДМ выполнять с углами крена не более 15°.
8. Подцепку тросов к вертолету производить:
— при длине подвесной системы 11 м — на земле,
при стоянке вертолета вблизи изделия, или на режиме
висения;
— при длине подвесной системы 6 м — на режиме
висения.
9. При необходимости после подцепки тросов на
режиме висения произвести подъем наземного оператора
на борт вертолета, применяя при этом бортовую стрелу
или веревочную лестницу.
Выполнение полета
10. Подъем и натяжение тросов производить строго
вертикально, не допуская боковых смещений изделия
при отрыве его от грунта.
11. Отрыв изделия ДМ от грунта производить при
висении вертолета против ветра плавно с вертикальной
скоростью не более 0,5 м/сек.
12. Висение вертолета с изделием ДМ выполнять
против ветра. Высоту висения контролировать по
радиовысотомеру РВ-3, докладам бортового техника и
информации руководителя полетов.
13. Разгон вертолета производить плавно. В начале
разгона изделие ДМ устанавливается, как правило,
бортом к направлению полета, а с увеличением
скорости до 50—60 км/ч — по направлению полета вертолета.
14. Набор высоты производить на скорости по
прибору 120 км/ч при работе двигателей на номинальном
режиме.
15. Переходные режимы полета при
транспортировке изделия ДМ выполнять плавно, координированными
перемещениями органов управления.
Примечание. В случае раскачки изделия ДМ на
переходных режимах необходимо вывести вертолет в прямолинейный
полет, уменьшить скорость, «успокоить» изделие, а затем плавно
увеличить скорость до заданной.
4
16. Снижение вертолета производить на скорости по
прибору 100—120 км/ч с вертикальной скоростью
2—3 м/сек.
Торможение вертолета с изделием выполнять с
постепенным уменьшением вертикальной скорости
снижения против ветра таким образом, чтобы в момент
зависания расстояние от изделия до грунта было не менее
3 м. Высоту полета при торможении и зависании
контролировать по показаниям радиовысотомера и по
информации руководителя полетов.
17. Опускание изделия ДМ на грунт производить
строго вертикально, плавно, с вертикальной скоростью
не более 0,5 м/сек. После приземления изделия
уменьшить высоту висения на 2—3 м, сместиться в сторону
От изделия и сбросить тросы.
Дальность и радиус полета вертолета
при транспортировке изделия ДМ на внешней
подвеске
18. Дальность и радиус полета вертолета при
транспортировке на внешней подвеске изделия ДМ без
тележки (1100 кГ) и с тележкой (1900 кГ) в зависимости
от запаса топлива на взлете определяются по графику
(см. рисунок).
Полет с изделием ДМ на внешней подвеске
производится на высоте 200 м и скорости 180 км/ч по прибору;
полет вертолета к месту нахождения изделия ДМ — на
высоте 500 м и скорости 220 км/ч по прибору.
19. При расчете графика учтены следующие
величины:
а) в полете без изделия ДМ на внешней подвеске:
— при взлете и наборе высоты 500 м:
расход топлива — 35 кГ;
путь — 5 км;
— при снижении с высоты 500 м и посадке:
расход топлива — 25 кГ;
путь — 5 км;
— при работе двигателей на земле перед подцепкой
изделия (2 мин) расход топлива — 15 кГ;
б) в лолете с изделием ДМ на внешней подвеске:
— при взлете, подцепке изделия и наборе высоты
200 м расход топлива — 40 кГ;
5

— при снижении с высоты 200 м, отцепке и посадке
расход топлива — 30 кГ;
—• невырабатываемый остаток топлива — 20 кГ;
— гарантийный запас топлива—10% фактической
заправки топлива.
LuR,KM
500
250П w-г^.кГ
Рисунок. Дальность и радиус полета вертолета Ми-ВГ с изделием
ДМ на внешней подвеске в зависимости от запаса топлива на взлете
20. Заправка топлива перед полетом определяется
суммированием запаса топлива при взлете и количества
топлива, расходуемого при работе двигателей на земле
перед взлетом (средний расход топлива 6 кГ/мин).
6
Внести в Инструкцию следующие изменения
и дополнения
Стр. 13. Вместо графика, помещенного на рис. 2
Инструкции, необходимо пользоваться графиком рис. 2
настоящих Дополнений и изменений.
Стр. 15. В конце страницы текст дополнить следую-
"'■кзамг °1°
юо
Ограничение взлет
иого режима по
степени
повышения давления в
компрессоре
Ограничение
взлетного
режима по
расходу топлива
Ограничение взлетного режима по \
температуре газа перед турбиной \
компрессора '— '
-60 -50 -40 -3D -20 -10 О Ю 20 30 40 50 tH.°C
Рис. 2. График зависимости числа оборотов
турбокомпрессора от температуры воздуха на входе в
двигатель (И = 0, V = 0)
7

1
щим указанием: «в случае обнаружения в процессе
предполетного (стартового) осмотра появления красного
пояска на колпачке сигнализации повреждения
лонжерона лопасти несущего винта выполнять полет на
вертолете категорически запрещается».
Стр. 27. В ст. 32 предупреждение изложить в такой
редакции:
«ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При опробовании
двигателей на земле в условиях обледенения необходи-.
мо после выхода на малый газ вручную включить
противообледенительную систему двигателей.
После прогрева двигателей 'до температуры масла на
выходе из двигателей не ниже +30° С и
температуры масла на входе в редуктор не ниже —15° С
дальнейшую работу производить на оборотах
ротора турбокомпрессора не ниже 80%».
Стр. 55. Статьи 146 и 147-изложить в следующей
редакции:
«146. Дать команду бортовому оператору
(бортовому технику) выпустить трос бортовой стрелы до касания
земли тросиком заземления (для исключения
воздействия статического электричества на наземный персонал),
при этом основной трос должен оставаться в натянутом
положении, что обеспечивается грузом 3 кГ,
предусмотренным конструкцией.
Примечание. Чтобы крюком троса бортовой стрелы не
травмировать человека (не повредить груз), поднимаемого на борт
вертолета, трос необходимо выпускать в стороне от человека (груза).
147. Наземному персоналу после касания земли
тросиком заземления бортовой стрелы подсоединить к
крюку подвесную систему поднимаемого человека (груза),
не допуская ослабления троса. В случае ослабления +
троса во избежание его обрыва по причине спутывания t
(закусывания) бортовому оператору (бортовому
технику) немедленно остановить лебедку и доложить коман- t
диру экипажа. I
Для дальнейшего проведения работ по подъему чело- *
века (груза) произвести проверку работоспособности
лебедки, для чего необходимо увеличить высоту висения
на 5—7 м и выполнить перемещение в сторону от
поднимаемого человека (груза).
8
Бортовому оператору (бортовому технику) по
команде командира экипажа «Проверить лебедку»
необходимо:
— выпустить трос лебедки на 3—4 м, не допуская
ослабления его;
— проверить состояние троса;
— убрать трос и доложить командиру экипажа о
результатах проверки.
По результатам проверки командиру экипажа
принять решение о возможности выполнения работ по
подъему человека (груза)».
Стр. 61. Статью 173 изъять.
Дополнить текст первого абзаца ст. 175 (после 7-й
строки снизу) следующим указанием: «В том случае,
если световой экран, возникающий от БАНО при входе
в облака, отвлекает от пилотирования по приборам,
необходимо переключатель АНО «Тускло — Ярко»
перевести в положение «Тускло».
Стр. 74. Статьи 191 и 192 изложить в следующей
редакции:
«191. При температуре +5° С и ниже все полеты
выполнять только с включенной вручную противообледе-
нительной системой двигателей и их воздухозаборников
(переключатель «Обогрев двиг.» поставить в положение
«Ручн.»).
Противообледенительную систему двигателей и их
воздухозаборников при указанной температуре на земле
включать после запуска двигателей.
В том случае, если на земле температура воздуха
была выше +5° С и противообледенительная система
двигателей вручную не включалась, а в полете
температура воздуха оказалась +5° С и ниже, переключатель
«Обогрев двиг.» поставить также в положение «Ручн.».
Выключать противообледенительную систему
двигателей после заруливания вертолета на стоянку.
Обогрев РИО-3 должен быть законтрен и
опломбирован в положении «Авт.».
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. При позднем
включении противообледенительной системы двигателей и
воздухозаборников не исключена возможность
останова двигателей из-за сброса !в двигатели льда,
накопившегося на входных устройствах.
9
1Ч

192. При наличии условий обледенения на земле
(изморозь, туман, мокрый снег) при температуре
наружного воздуха + 5° С и ниже противообледенительную
систему несущего и хвостового винтов, стекол кабины
экипажа включать вручную перед выруливанием, для чего
выключатель «Включ. противообл.» поставить в
положение «Ручн.».
Выключать систему после зарулирования вертолета
на стоянку.
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае работы
двигателей на земле в условиях обледенения на режимах
ниже 80% оборотов турбокомпрессора
продолжительностью свыше 5 мин необходимо выключить
двигатели, осмотреть воздухозаборники, стойки,
коки и входные направляющие аппараты и удалить
лед (при его образовании), руководствуясь
указаниями, изложенными в Инструкции по технической
эксплуатации вертолета Ми-8.
При наличии обледенения в воздухе (противообледе-
нительная система винтов и стекол на земле вручную не
была включена) попадание вертолета в обледенение
определяется по загоранию табло «Включи противообле-
денит. систему», при этом автоматически по сигналу
РИО-3 включается противообледенительная система.
При первых признаках запаздывания сигнала
обледенения (появление льда на передних стеклах кабины
экипажа, боковых блистерах, визуальном датчике
обледенения; при этом табло «Включи противообледенит.
систему» не загорается и система автоматически не
включается) противообледенительную систему и обогрев
датчика РИО-3 включить вручную (выключатель «Включ.
противообл.» поставить в положение «Ручн.» и
включить, сорвав контровку, выключатель «Обогрев РИО-3
ручной»).
Планирование в условиях возможного обледенения
необходимо выполнять на режиме работы двигателей не
ниже 85% по оборотам турбокомпрессора».
Стр. 75. Статья 194. В третьем абзаце, 20-я строка
снизу, вместо значений «. . . (120—130 а)» указать:
«. . . (для лопастей несущего винта потребляемый ток
должен быть в пределах 120—130 а, для лопастей
хвостового винта при наличии амперметра АФ1-150 — в пре-
10
делах—120—140 а, а при АФ1-200 —в пределах
140—175 а)».
Стр. 96. Статью 255 дополнить следующими
указаниями:
«— проверить наличие сигнального «глазка»
системы нейтрального газа (НГ), сигнализирующего об
исправности системы нейтрального газа» (после 19-й
строки снизу);
«—■ осмотреть агрегаты системы нейтрального газа
и электрическую проводку обогревательного чехла
баллона ОСУ-5 (на вертолетах, оборудованных системой
НГ)» (после 13-й строки снизу).
Стр. 98. Статью 255 дополнить следующим
указанием:
«— на вертолетах, оборудованных САРПП-12Д, при
температуре наружного воздуха ниже +10° С прогреть
систему, для чего, убедившись, что АЗС гидросистемы
«Основн.» и «Дублир.» установлены в положение
«Выкл.», установить переключатель на щитке САРПП
в положение «Авт.», а АЗС «САРПП» —в положение
«Включено».
Примечание. При минусовой температуре наружного
воздуха время прогрева должно быть не менее 15 мин».
Стр. 101. Статья 261. В конце страницы внести
дополнение:
«— на вертолетах, оборудованных САРПП- 12Д,
переключатель на щитке САРПП установить в положение
«Ручн.» и по миганию сигнальной лампочки убедиться
в работоспособности лентопротяжного механизма. После
чего переключатель на щитке САРПП установить в
положение «Авт.» (сигнальная лампочка должна
погаснуть) .
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Вылет вертолета с
неисправной САРПП-12Д не разрешается».
Стр. 105. Статья 271. Во второй строке сверху вместо
значения «100—125 а» указать: «...120—140 а по
амперметру АФ1-150 и 140—175 а по амперметру АФ1-200».
В примечании 1 к этой статье в предпоследней
строке после слов «. . . разделить на 6» вставить слова
«. . . (АФ1-150) или на 8 (АФ 1-200)» —далее по тексту.
11

Стр. 106. В статье 275 текст двух последних строк
исключить, заменив его следующим:
«— включить выключатель «Обогрев н. газа» при
выполнении полета на боевое задание;
— проверить (по положению выключателей и
световому табло) включение насосов ЭЦН-75 и доложить
командиру экипажа «К выруливанию готов, топливные
насосы включены». Через каждые 10—15 мин полета
контролировать работу перекачивающих насосов по
световому табло и расходу топлива».
Стр. 106—107. Статью 277 изложить в следующей
редакции:
«277. Во время руления, взлета, полета и посадки
бортовой техник обязан:
— следить за показаниями приборов,
контролирующих работу силовой установки;
— следить за правильностью распределения
нагрузки между генераторами и в случае необходимости
производить подрегулировку их;
— контролировать работу системы автоматической
регистрации параметров полета (САРПП-12Д) по
миганию сигнальной лампочки на щитке САРПП.
В случае прекращения мигания лампочки в полете
(при установленном переключателе САРПП в
-положение «Авт.») установить переключатель САРПП в
положение «Ручн.» и по возобновлению мигания лампочки
убедиться в исправности работы системы.
Примечание. Если мигание сигнальной лампочки мешает в
полете, то ее можно выключить установкой переключателя САРПП
1 в положение «Сигн. контр, выкл.». Однако при этом периодически
необходимо устанавливать переключатель САРПП в положение
«Авт.» и по миганию лампочки убеждаться в работоспособности
САРПП;
— следить за работой гидравлической системы;
— включать обогрев и вентиляцию кабин по команде
командира экипажа.
Примечание. При включенном обогревателе КО-50 обогрев
аккумуляторов должен быть выключен;
— в полете в условиях обледенения и сильного
снегопада периодически наблюдать за состоянием
воздухозаборников двигателей через смотровые окна в крышке
12
люка выхода к силовой установке и при появлении
признаков обледенения немедленно докладывать командиру
экипажа (на вертолетах, оборудованных смотровыми
окнами в крышке люка);
— с разрешения командира экипажа периодически
выходить в грузовую кабину и проверять, нет ли течи
из топливной, масляной и гидравлических систем, а
также надежность крепления грузов;
— немедленно докладывать командиру экипажа о
всех обнаруженных ненормальностях;
— при выполнении полета на боевое задание по
команде командира экипажа открыть запорный вентиль
баллона ОСУ-5.
После посадки вертолета выключить выключатель
«Обогрев н. газа» и закрыть запорный вентиль
баллона ОСУ-5».
Стр. 114. В статье 288 предупреждение изложить в
следующей редакции:
«ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Запуск в полете
отказавшего двигателя запрещается, кроме случаев
самовыключения двигателя (двигателей) при полете
вертолета в условиях обледенения, сильного
снегопада и дождя.
В этих случаях (если самовыключение
двигателя в полете сопровождалось легким хлопком в
районе силовой установки без повышения
температуры газов перед турбиной выше допустимой и
без постороннего металлического звука)
разрешается произвести запуск двигателя в полете. Для
этого необходимо определить по показаниям
приборов, какой из двигателей выключился, закрыть
соответствующий кран останова, а рычаг
раздельного выключенного двигателя перевести на нижний
упор и произвести запуск двигателя, как указано
в ст. 108».
Стр. 121. В конце статьи 310 внести следующее
примечание:
«Примечание. Загорание светового табло «Осталось 300л»
может произойти при наличии топлива в подвесных топливных
баках вследствие заедания поплавкового клапана в расходном баке.
В этом случае будет гореть табло «Левый бак», «Правый бак».
Если световое табло «Осталось 300 л* горит устойчиво, то необходи-
13

Mo замерить количество топлива в расходном баке, а затем в
течение I мин проследить за его выработкой. При уменьшении уровня
топлива в расходном баке на вертолетах, имеющих аварийную
магистраль перекачки топлива, открыть кран 768 600 М, поставив
переключатель с трафаретом «Перепуск топлива» на приборной
доске правого летчика в положение «Откр.», и дальнейшую
выработку производить только вручную, не допуская переполнения
расходного бака и выбивания топлива из дренажа. При этом количество
топлива в расходном баке по топливомеру не должно превышать
400—420 л».
Стр. 123. Статью 318а изложить в следующей
редакции:
«318а. В случае возникновения низкочастотных
колебаний вертолета в полете выключить автопилот.
Если через 3—5 сек после выключения автопилота
не произойдет заметного снижения уровня вибраций,
кратковременно изменить режим полета уменьшением
общего шага несущего винта на 2—3°.
После исчезновения колебаний установить
необходимый режим, включить автопилот и продолжить полет в
пределах требований настоящей Инструкции без
дополнительных ограничений. Если после включения
автопилота снова возникли колебания, выключить автопилот,
при необходимости изменить режим полета и
дальнейшее выполнение задания прекратить».
Стр. 174. Для вертолетов, оборудованных системой
нейтрального газа, после 21-й строки сверху включить
текст:
«Для защиты топливных баков от взрыва путем
заполнения надтопливного пространства углекислым
газом на вертолете установлена система нейтрального
газа (НГ). Система НГ включает:
— баллон ОСУ-5 с обогреваемым чехлом и двумя
терморегуляторами;
— редуктор с обогреваемыми панелями и
терморегулятором;
— жиклер диаметром 0,8 мм с
электрообогревателем;
— систему соединительных трубопроводов и
штуцеров ввода нейтрального газа в топливные баки.
Баллон ОСУ-5 заряжается углекислотой под
давлением 80 кГ\смг, вес' заряда равен 5,7 кГ, вес
заряженного баллона составляет 15,7 кГ.
14
Газ из баллона через редуктор, понижающий его
давление до 3io> кГ/см2, и жиклер, вторично
понижающий давление до 0,15 кГ/см2, поступает по
трубопроводам в надтопливное пространство баков».
Стр. 184. В восьмой строке сверху после слов
«напряжением 36 в» добавить слова «частотой 400 гц и сети
постоянного тока 27 в».
15

ОРДЕНА ЛЕНИНА ЛЕНИНГРАДСКИЙ ВОЕННЫЙ ОКРУГ
I
МЕТОДИЧЕСКИЕ РЕКОМЕНДАЦИИ ;"
ПО ОЦЕНКЕ ВЛИЯНИЯ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ
УСЛОВИЙ НА ПОЛЕТ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
1975

Глубокое знание авиационной метеорологии, правильная
организация и проведение разведки погоды, детальный учет влияния
местных физико-географических условий на атмосферные процессы,
всесторонний анализ метеорологической обстановки при организации и
проведении полетов являются залогом обеспечения безопасности
летной работы в метеорологическом отношении.
Одним из важнейших элементов успешного выполнения плана
полетов и перелетов является грамотная оценка влияния
метеорологических условий на полеты самолетов и вертолетов.
Настоящие методические рекомендации предназначаются дли
летного и руководящего состава частей, групп руководства и
обеспечения и содержат предложения по оценке влияния различных
метеорологических элементов и явлений погоды на полет вертолетов
и самолетов
При составлении рекомендаций использованы материалы
методических пособий по технике пилотирования самолетов и
вертолетов, инструкций экипажу, а также опыт организации и
метеорологического обеспечения полетов в авиации округа.
В составлении рекомендаций принимали участие:
полковник Панов А. Е.. подполковники-инженеры Панин Е. А.
и Горман С. М., подполковник Кузнецов В. И. под руководством
генерал-лейтенанта авиации Шибанова Н. В.
Ответственный за выпуск — подполковник-инженер Панин Е. А.
I. ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ
УСЛОВИЙ НА ПОЛЕТЫ САМОЛЕТОВ
1. Полеты в сложных метеорологических условиях
При организации и проведении полетов в сложных
метеорологических условиях (СМУ) необходимо иметь в виду, что
полет в СМУ может выполняться полностью или частично по
приборам (в условиях отсутствия видимости земли или
естественного горизонта), либо визуально (при низкой
облачности и ограниченной видимости).
При выполнении полетов по приборам летный состав
обязан знать:
— способы и порядок (смены) пробивания облаков вверх
и вниз при заходе на посадку на своем и запасных
аэродромах;
— расположение и данные работы средств связи и «РТО»
на своем и запасных аэродромах;
— порядок радиообмена при пробивании облаков с
заходом на посадку и команды, подаваемые руководителем
полетов и руководителем посадки;
— минимальную высоту, до которой разрешается
снижение в облаках вне видимости земли и огней посадочной
системы, при заходе на посадку на своем и запасных
аэродромах;
— все препятствия высотой более 100 м в районе
аэродрома, а в полосе воздушных подходов на посадку — и все
препятствия высотой менее 100 м;
— порядок эшелонирования самолетов по высотам в зоне
ожидания и порядок выхода самолета из зоны, когда
требуется внеочередная посадка;
— психофизиологические особенности полетов по
приборам, причины возникновения иллюзий в полете и способы их
преодоления.
3

Для обеспечения бечопасности при пилотировании по
приборам необходимо постоянно контролировать правильность
показаний основных пилотажных приборов по дублирующим
с целью своевременного определения их возможных отказов.
В случае отказа одного или нескольких основных
приборов следует перейти к пилотированию по дублирующим
приборам, доложить о случившемся руководителю полетов и по
его указанию следовать на свой или запасной аэродром.
Полет в облаках производится, как правило, одиночными
самолетами. В сомкнутом строю он разрешается только в
случае, когда видимость в облаках обеспечивает хорошее
наблюдение за впереди летящим самолетом, не предусмотренный
заданием вход строем в облака (без знаний фактических
условий полета в них) — запрещается.
Перед входом в облака летчик должен проверить работу
основного и резервного авиагоризонта, сличив их показания
между собой, а также с действительным положением
самолета относительно естественного горизонта и перейти на
пилотирование по приборам.
В случае потери в облаках ведущего самолета ведомый
обязан выйти из строя отворотом на 45° во внешнюю сторону,
пройти этим курсом две минуты и взять прежний курс. В
дальнейшем он должен действовать по указанию командира
группы (руководителя полетов).
Пробивание облаков вниз по маршруту согласно заданию
при точном знании местонахождения самолета разрешается
производить до высоты, которая не должна быть меньше
безопасной высоты на данном этапе маршрута.
Пробивание облаков для захода на посадку с
применением посадочной системы при высоте нижней границы облаков
ч менее 400 м разрешается производить только одиночным
самолетам. Пробивание облаков вниз и заход на посадку после
выхода на аэродром выполняются способом, установленным
руководителем полетов: с рубежа, с эшелона выхода на
аэродром или из зоны ожидания посадки.
Наибольшую опасность при заходе на посадку
представляют такие формы облачности, как слоистая и разорванно-
слоистая, нижняя граница которых бывает часто ниже 100 м.
а иногда достигает земли. Пробивание такой облачности без
знания высоты ее нижней границы может привести к
столкновению самолета с землей. Если во время пробивания облаков
вниз и захода на посадку самолет на высоте, установленной
минимумом погоды данного аэродрома (командира экипа-
4
жа), не вышел из облачности и не последовала команда
руководителя полетов на продолжение снижения, командир
экипажа обязан прекратить снижение, набрать высоту,
доложить руководителю полетов и действовать по его указанию.
При непреднамеренном попадании в метеорологические
условия, к полетам в которых экипаж не подготовлен,
командир экипажа обязан:
— прекратить выполнение задания;
— доложить о случившемся руководителю полетов (на
КП) и действовать по указанию с земли;
— если указания с земли не получены, то, исходя из
обстановки (остаток горючего, метеоусловия, удаленность
своего и запасных аэродромов), принять решение о посадке на
своем или другом аэродроме, о принятом решении доложить
на КДП (КП).
Если командир экипажа считает продолжение полета
опасным из-за погоды, он обязан прекратить выполнение
задания, доложить об этом на КП (КДП) и совершить
посадку на ближайший аэродром.
2. Полеты в условиях грозовой деятельности
Грозовая деятельность является одним из наиболее
опасных метеорологических явлений, поэтому при приближении к
зоне грозовой деятельности командир экипажа обязан
определить характер грозового очага и в зависимости от этой
оценки и фактических условий полетов принять
соответствующее решение: обход грозовой облачности или (в случае
невозможности обхода) прекращение выполнения задания.
О принятом решении следует немедленно доложить
руководителю полетов (на КП).
При вынужденном попадании (пересечении) грозового
очага экипаж должен:
— выключить автопилот;
— выключить радиооборудование;
— включить освещение кабины и протнвообледенитель-
ные устройства;
— включить обогрев стекол;
— установить скорость полета, рекомендованную
инструкцией экипажу при полете в болтанке.
Полеты над кучево-дождевыми облаками разрешаются с
превышением не менее 1000 м над их верхней границей, при
этом высота полета не должна превышать высоту
практического потолка для данного полетного веса самолета.
5

Грозовую зону под облаками следует пересекать в местах,
где отсутствуют осадки или где они наиболее слабые: полет
под грозовыми облаками запрещен.
В случае неожиданного попадания в грозовое облако
командир экипажа обязан принять меры к немедленному
выходу из него, не допуская резких движений рулями и больших
кренов. Кроме того, необходимо уменьшить скорость
полета до безопасной и сохранять горизонтальное положение
самолета, ориентируясь главным образом по авиагоризонту.
Для изменения эшелона (высоты полета) следует
выполнить отворот вправо или влево не. менее чем на 30° и не более
чем на 90°. затем, не меняя высоты, пройти этим курсом не
менее 20 км, после чего вывести самолет на прежний курс и
занять выбранный эшелон. По окончании маневра
необходимо сообщить на КП (руководителю полетов). После занятия
нового эшелона самолет с разрешения КП (руководителя
полетов) выводится на трассу.
При невозможности маневра по высоте выход из
фронтальной зоны грозовой деятельности необходимо осуществить
путем пересечения атмосферного фронта под углом 90е, что
сокращает время пребывания самолета в опасной зоне.
При изменении маршрута полета (если позволяет
характер полета, рельеф местности и запас горючего на самолете)
отдельные грозовые облака следует обходить на удалении не
менее 10# км, а проходить между двумя внутримассовыми
грозовыми облаками можно только тогда, когда расстояние
между ними составляет не менее 20 км. Пересечение
атмосферного фронта, когда грозовые очаги замаскированы слонс-
тообразными облаками, разрешается производить только в
том случае, если расстояние между грозовыми очагами
составляет не менее 50 км.
После обхода грозовых очагов экипажу необходимо
произвести перерасчет дальности полета с учетом фактического
остатка топлива.
При тщательном учете метеорологической обстановки
полет в грозовой зоне может быть использован в тактических
целях для выполнения:
— маскировки самолета от визуального и
радиолокационного обнаружения;
— внезапного выхода на цель;
— затруднения поиска и атаки истребителями противника.
6
3. Полеты в условиях болтанки
При полете в зоне болтанки для предотвращения выхода
самолета на перегрузки, соответствующие началу
аэродинамической тряски, командир экипажа обязан установить
скорость полета, указанную в инструкции экипажу данного
самолета. Развороты и отвороты в зоне болтанки необходимо
выполнять в соответствии с этой инструкцией. При болтанке,
угрожающей безопасности полета, следует доложить
руководителю полета и выйти из опасной зоны, изменив при
необходимости (возможности) высоту.
При сильной болтанке в облаках нельзя осуществлять
резкое снижение, поскольку при выводе в горизонтальный
полет самолет может подвергнуться чрезмерной перегрузке.
Кроме того, попадая в мощный нисходящий поток, самолет
может значительно потерять высоту, и тогда перевести его в
горизонтальный полет будет весьма трудно.
При невозможности пилотировать самолет из-за сильных
бросков на высотах, близких к потолку самолета,
рекомендуется уменьшить высоту полета на 2000—2500 м до выхода
из болтанки.
Если попадание в болтанку произошло на малой скорости,
нужно немедленно уменьшить угол атаки, после чего перейти
на снижение, а затем в горизонтальный полет и увеличить
скорость полета до значений, рекомендуемых экипажу
инструкцией.
4. Обледенение самолетов
Полеты в зоне обледенения на самолетах, не имеющих
противообледенительных устройств, запрещается.
Запрещается также вылет самолетов, поверхность
которых покрыта снегом, инеем или льдом. При обледенении
воздушных винтов во время работы двигателя на земле взлет
разрешается, если лед с них полностью удаляется противо-
■обледенительным устройством.
При наличии опасности обледенения тепловые антиобле-
денительные системы включаются заблаговременно, чтобы
обеспечить необходимый подогрев поверхности до входа в
область обледенения. Аналогично включаются жидкостные ан-
тиобледенительные системы воздушных винтов, чем
предупреждается попадание кусков льда в компрессор ТВД.
Воздушно-электрообледенительные системы крыла и
хвостового оперения включаются периодически при появлении об-
7

леденения с тем, чтобы вызвать подтаивание льда и его срыв
воздушным потоком. Периодичность включения таких систем
обеспечивается автоматически или вручную. Таким образом,
летчик должен своевременно вводить в действие противооб-
леденительные установки и уметь грамотно пользоваться ими.
Начало обледенения в дневное время может быть
установлено по слабому отложению льда на фонаре кабины. Ночью с
началом обледенения связано уменьшение яркости
навигационных огней. Некоторые самолеты снабжаются
сигнализаторами обледенения.
Для современных реактивных сверхзвуковых самолетов
полет в зоне обледенения рекомендуется выполнять на
истинной скорости полета более 650—700 км/час.
Если при включенной противообледенительной системе
обледенение не прекращается, следует запросить разрешение на
изменение высоты или скорости полета. Переход на другую
высоту необходимо выполнять на режимах полета,
обеспечивающих минимальное время пребывания в зоне обледенения.
При полетах в теплое время года выход из зоны
обледенения следует производить путем снижения в слой с
положительной температурой. В холодное время года выход
из зоны обледенения можно осуществлять набором высоты в
область более низких температур. При небольшой толщине
облаков полет целесообразно производить под облаками или
над ними, а при наличии многослойной облачности — в
безоблачных прослойках.
При выборе высоты для выхода из зоны обледенения
экипаж должен учитывать:
— данные вертикального и горизонтального
зондирования атмосферы;
— прогноз погоды и фактические данные о ней;
» — высоту расположения нулевой изотермы, а также
изотерм —5°, —10°, —20°С.
Если после изменения высоты полета обледенение не
прекращается и продолжать полет опасно, командир экипажа
обязан доложить руководителю полетов, прекратить
выполнение задания и произвести посадку на своем или запасном
(ближайшем) аэродроме.
5. Электризация самолета
При полете в зоне сильной электризации самолета
необходимо учитывать, что интенсивная электризация, вследствие
которой на самолете накапливается большой электростатиче-
8
ский заряд, может происходить не только в зоне грозовой
деятельности, но и при полете в зонах осадков, а также в
слоисто-дождевых и слоисто-кучевых облаках, не дающих
засветок на экране бортовых РЛС. Максимальная
электрическая активность этих облаков наблюдается изотермами 0° и
— 10"С. При пробивании таких облаков с большими углами
наклона траектории самолет, получивший ранее
электрический заряд одного знака, может быстро попасть в область
интенсивного облачного заряда другого знака, что приведет к
электрическому разряду. Этот разряд экипаж может
воспринять как столкновение с шаровой молнией. Для обеспечения
безопасности полета при пробивании облаков целесообразно
выбирать режим набора высоты и снижения с возможно
меньшими углами наклона траектории.
При отсутствии специальных приборов для определения
напряженности электрического поля самолета и в атмосфере
около самолета, летному составу необходимо знать
следующие косвенные признаки, свидетельствующие о высоком
уровне электризации атмосферы или самолета:
— при радиоприеме на УКВ слабый шумовой фон
постепенно возрастает и сопровождается треском, в паузах
радиосвязь восстанавливается;
— при радиоприеме в диапазоне KB отдельные шорохи и
потрескивания постепенно усиливаются и переходят в
сплошной сильный шумовой фон с беспорядочным потрескиванием,
при котором радиосвязь становится невозможной;
— легкие подергивания стрелок радиокомпасов,
переходящие в различные для каждого компаса беспорядочные
угловые перемещения — «уходы», постепенно возрастают до
120"' и более и сопровождаются задержками стрелок в
положении «ухода», одновременно происходит интенсивное
возрастание шума в телефонном режиме компаса, исключающее
возможность приема позывных сигналов приводных
радиостанций;
— на выступающих заостренных частях самолета и на
концах лопастей воздушного винта возникают коронирующие
разряды (свечение), а на стенках фонаря кабины и на
диэлектрических антеннах-обтекателях происходят
беспорядочные электрические разряды.
Об этих косвенных признаках необходимо доложить
руководителю полетов и по его указанию либо сменить эшелон а
выйти из зоны электризации, либо прекратить выполнение
задания и произвести посадку.
9

Л. ОЦЕНКА ВЛИЯНИЯ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ
УСЛОВИЙ НА ПОЛЕТЫ ВЕРТОЛЕТОВ
Вертолеты являются одними из тех летательных
аппаратов, которые, в отличие от самолетов, способны выполнять
полеты в крайне усложненной метеорологической обстановке,
при таком минимуме погоды, при котором даже самые
современные самолеты, оборудованные новейшими
радиотехническими средствами, летать не могут. И тем не менее,
метеорологические условия оказывают существенное влияние на
полеты вертолетов, в ряде случаев усложняют, а иногда и
полностью исключают возможность выполнения полетных
заданий.
Наставление по производству полетов, методические
пособия по технике пилотирования вертолетов различных типов,
а также ряд других документов, регламентирующих
безопасность полетов и перелетов, настоятельно требуют от
командования, летного состава, а также от всех должностных лиц.
связанных с обеспечением полетов вертолетов, тщательного
анализа и учета метеорологической обстановки.
В результате изучения метеорологической обстановки
летчик вертолета должен получить данные о фактической
погоде по маршруту полета и в районе аэродрома (площадки),
характере облачности и условиях полета в облаках,
видимости и условиях ведения визуальной ориентировки, опасных
явлениях погоды и др.
Необходимо также знать возможные изменения погоды за
время полета, а также фактические и прогностические
данные о ветре по маршруту на различных высотах и в районе
посадки.
Изучение метеорологических данных должно
производиться по последней синоптической и кольцевой картам, картам
барической топографии и другим метеорологическим
документам с обязательной консультацией специалистами
метеорологической службы. Серьезное внимание при этом должно
быть уделено изучению климатических особенностей района
полета и местных признаков изменения погоды по периодам
года.
Рассмотрим влияние метеорологических условий, а также
отдельных метеоэлементов и явлений погоды на полеты
вертолетов различных типов.
10
1. Влияние ветра
Направление и скорость ветра являются одним из тех
метеорологических элементов, которые оказывают наиболее
существенное влияние на полеты вертолетов.
Как следует из методических пособий по технике
пилотирования вертолетов, учет направления и скорости ветра
необходим не только в период выполнения полетных заданий, но
и при подготовке вертолета к полету.
Так. запуск двигателей вертолета МИ-2. их прогрев и
опробование разрешается производить при ветре спереди не
более 15 м/сек., при ветре сбоку — не более 5 м/сек., а при
ветре сзади запуск производить не разрешается.
Запуск, прогрев и опробование двигателей вертолета МИ-6
разрешается производить при ветре спереди до 25 м/сек.,
сбоку — до 15 м/сек. и сзади до 12 м/сек.
Для вертолета МИ-8 эти градации ветра будут — 20, 10,
8 м/сек. Руление вертолетов разрешается при скорости ветра
не более 12 м/сек. При скорости ветра от 12 м/сек. вместо
руления необходимо производить подлет против ветра или
буксировку, вертолета.
Отрыв вертолета, вертикальный набор высоты,
вертикальное снижение перед приземлением и само приземление
выполняются против ветра. Скорость встречного ветра при этом
не должна превышать 15 м/сек. При необходимости, когда
имеется достаточный запас мощности, разрешается
выполнять отрыв вертолета, висение. вертикальный набор высоты,
снижение и приземление при боковом ветре до 7 м/сек. и
попутном — 5 м/сек.
Для вертолета МИ-6, в случае необходимости
допускается подлет при встречно-боковом ветре, если скорость его не
превышает 10 м/сек., а с попутным — при скорости не более
3—5 м/сек.
Для вертолета МИ-8 руление рекомендуется выполнять
при.ветре не более 15 м/сек., а отрыв, набор высоты и
снижение — при встречном — 20. боковом — 10, а попутном —
5 м/сек.
Следует помнить, что в момент отрыва и приземления
наиболее опасен боковой ветер справа, если его скорость
превышает 7 м/сек., а попутный, скорость которого более 5 м/сек.
Вопрос влияния и учета направления и скорости ветрч на
полет вертолета в период выполнения полетных заданий
дополнительных разъяснений не требует.
И

В период выполнения инженерно-штурманского расчета,
при подготовке к полету, а также в период полета, летчик
учитывает ветер обычным образом.
Определение направления ветра у земли с вертолета
производится путем сброса дымовой шашки, по дыму от шашки
можно определить не только направление, но также и
примерную скорость ветра.
2. Влияние облачности. Обледенение
Благодаря совершенству аэронавигационного
оборудования и летно-тактических характеристик, все современные
вертолеты приспособлены к выполнению полетов в облаках.
В методических пособиях по технике пилотирования
определенных типов вертолетов даются конкретные рекомендации
по действиям летного состава при подготовке и выполнении
полетов в облаках.
Так, летчику вертолета МИ-2 при подготовке к полету в
облаках необходимо убедиться в исправности противообледе-
нительных систем (лопастей винтов, стекол кабины, входных
устройств двигателей, а также систем обогрева кабины
ПДВ), давление на барометрическом высотомере при
установленных стрелках на нуль должно соответствовать
фактическому давлению на уровне аэродрома.
При отрицательной температуре наружного воздуха
необходимо включать обогрев кабины и часов. За 25—30 м до
нижнего края облаков летчику следует перейти на
пилотирование вертолета по приборам.
После входа в облака по табло и визуально проверить, нет
ли обледенения. Если табло «включи обледенительную
систему» не горит, а на наружных металлических частях кг.бины
появляется лед, то необходимо включить переключатель
«автомат—ручное» на «ручное».
При отказе в работе противообледенительной системы
летчик обязан выйти из зоны обледенения.
При полетах ночью в СМУ затруднено визуальное
определение моментов приближения к облачности, входа в облака
и выхода из них, вход в облака ночью можно определить по
появлению светового экрана от бортовых аэронавигационных
огней, а также по размыванию наземных световых
ориентиров.
При приближении к облачности, нижний край которой
неровный, а также при полете в облаках при непосредственной
близости от нижнего края, вокруг вертолета периодически
12
могут появляться вспышки красного цвета от вертолетного
проблескового маяка.
Если при снижении до высоты установленного для
экипажа минимума погоды вертолет не вышел из облаков, то
летчик обязан прекратить дальнейшее снижение, доложить
руководителю полетов и действовать по его указанию.
При выполнении нескольких заходов подряд без посадки
перед каждым заходом в облака необходимо оценивать
соответствие фактических условий погоды (высота нижней
границы облаков, видимость) достигнутому уровню подготовки
экипажа.
При выполнении полетов по системе в условиях
обледенения после, пяти заходов по коробочке или четырех —
отворотом на расчетный угол рекомендуется полет прекратить и
осмотреть вертолет.
В случае обнаружения корки льда на входном устройстве
двигателей и других частей вертолета необходимо выключить
двигатели и принять меры к устранению льда.
При температуре наружного воздуха ниже —6°С полет в
условиях обледенения запрещается.
При непреднамеренном попадании в зону обледенения с
температурой наружного воздуха ниже минус 6°С необходимо
выйти из зоны обледенения, доложить руководителю полетов
и действовать по его указанию.
Летчикам, отрабатывающим технику пилотирования в
облаках впервые, тренировочные полеты в зону в облаках
можно выполнять при высоте нижней границы облачности на
200 м выше минимума вертолета, при видимости,
соответствующей простым условиям.
Полеты в облаках разрешается выполнять до высоты
неболее 2500 м.
Применительно к вертолету типа МИ-6 имеются
конкретные рекомендации по действию летного состава при полетах
в условиях обледенения.
Так, рекомендуется включать противообледенительную
систему за 2—3 минуты до входа в зону возможного
обледенения на цикл, соответствующий температуре наружного
воздуха, а именно: при температуре до —5°С на цикл «20 сек.»,
от —5°С до —10°С на цикл «40 сек» и при температуре —10°С
и ниже на цикл «60 сек».
При запоздалом обнаружении обледенения, т. е. при
появлении льда на остеклении кабины или на выступающих
деталях вертолета, необходимо независимо от температуры
13-.

наружного воздуха включить систему на цикл «60 сек.» не
менее чем на 5 минут, после чего перевести на цикл,
соответствующий температуре наружного воздуха.
На всех режимах должно гореть табло «Включено проти-
вообледенение», что свидетельствует об исправной работе
жидкостной системы хвостового винта.
Цикл «20 сек» и «40 сек» соответствует нормальному
режиму расхода смеси в системе хвостового винта (850±100
см3/мин.), а цикл «60 сек.»—форсированному (1250 см3/мнн.).
Наличие и интенсивность обледенения рекомендуется
также определять по образованию льда на выступающих
деталях фюзеляжа (на антенне станции ПДСП-2С, остеклении
фонаря).
При длительном полете в условиях обледенения
необходимо, не дожидаясь полной выработки смеси из расходного
бака, ручным насосом перекачивать в него смесь из
дополнительных емкостей, находящихся в грузовой кабине.
Полная заправка расходного бака (28 л) хватает на 25—
28 мин. полета при работе в нормальном режиме и на 15—
18 мин. при работе на форсированном режиме.
Противообледенительная система вертолета МИ-8 состоит
из обогрева кабины, передних стекол, аккумуляторов, часов,
несущего и хвостового винта и ПВД.
Обогрев ПВД включается при температуре наружного
воздуха ниже +5СС.
л 3. Видимость.
Опасные явления погоды
Большое влияние на полет вертолетов оказывают такие
опасные явления погоды, как интенсивные осадки, густые
дымки, туманы, интенсивная турбулентность, грозовая
деятельность и др.
Днем при видимости, ограниченной интенсивными
осадками, густыми дымками и туманами, значительно ухудшается
обзор местности и уменьшается время наблюдения за
ориентирами. В случае резкого ухудшения видимости из-за
ливневых осадков, снежных зарядов и других явлений летчику
необходимо сразу перейти на пилотирование по приборам,
прекратить задание, доложить руководителю полетов и
действовать по его указанию.
Полеты вертолетов в условиях ливневых осадков (дождь,
•снег) могут привести к самовыключению двигателей и
повреждениям винтов.
14
При длительном полете над однообразной безориентирной
местностью, особенно в солнечный день, а также при
видимости, ограниченной интенсивными осадками, нарушается
глубинное зрение летчика и для его восстановления ему
необходимо увеличить высоту полета на 50—100 м и пройти на этой
высоте 3—4 мин.
Вертолетовождение ночью при наличии опасных явлений
погоды значительно усложняется. Так ночью, при
ограниченной видимости крупный световой ориентир появляется в
виде светового экрана и только за 25—30 сек. полета до него-
начинают различаться световые контуры ориентира. Мелкие
световые ориентиры появляются внезапно и светового экрана
при этом почти не наблюдается.
Дальность видимости световых ориентиров, повышается по
сравнению с дневными условиями. Так, с высоты 300—500 м,
при хорошей видимости промышленные города видны с
расстояния 30—40 км, а небольшие освещенные пункты — с
20—25 км.
4. Влияние метеоусловий на полеты вертолетов в горной
местности
Полеты в горной местности, как правило, выполняются в
условиях повышенной турбулентности, при наличии
интенсивных нисходящих и восходящих потоков.
Сильные восходящие и нисходящие потоки воздуха
усложняют управление вертолетом, затрудняют выдерживание-
заданного режима полета и вызывают болтанку вертолета и
повышенные напряжения в его конструкции.
Интенсивность вертикальных потоков зависит от времени
года и суток. Наибольшей интенсивности она достигает в
летнее время у склонов, когда последние сильно прогреваются, а
так называемые потоки обтекания (результат обтекания
горных хребтов воздушными массами) могут наблюдаться также-
и в пасмурную погоду.
С наветренной стороны эти потоки всегда будут
восходящими, а с подветренной — нисходящими.
Основными признаками наличия сильных нисходящих и
восходящих потоков, опасных для полетов, являются мощные
кучевые облака, образующиеся над горами в дневные часы и
усиление ветра до 10—12 м/сек. и более. По мере
приближения к склону горного хребта турбулентность воздушных масс
и интенсивность болтанки вертолета значительно возрастают.
15-

При пересечении горного хребта против ветра болтанка
начинает ощущаться с большего расстояния от хребта, чем при
полете по ветру, скорость восходящих и нисходящих потоков
при этом может достигать 15 м/сек.
Поэтому полеты, связанные с пересечением горных
хребтов, необходимо выполнять с превышением не менее 600 м
над горами высотой 2000 м и с превышением 1000 м над
горами более 2000 м. Расстояние, на котором начинает
сказываться влияние потоков, зависит от высоты хребта.
Так, при высоте хребта 1000 м восходящие движения
воздушных масс с наветренной стороны и нисходящие с
подветренной начинаются на расстоянии до 15 км от него, а при
высоте хребта 2500 м—3000 м на расстоянии 65—80 км.
Особую опасность представляют полеты в горах с грузом
на внешней подвеске, так как наблюдается сильная
раскачка груза. В горах наблюдается резкое изменение погоды —
быстрое образование туманов, закрытие вершин и перевалов
облаками, усиление ветра и т. д.
Проиесс образования облаков происходит очень
интенсивно, облака в ряде случаев могут резко понижаться и
доходить до земли.
По условиям прочности конструкции и управляемости
вертолета полет в горах в зоне развития мощной кучевой
облачности при ветре более 7—8 м/сек. — небезопасен на всех
высотах! Поэтому при выполнении полетов в горной местности
экипажам необходимо тщательно изучить метеообстановку
района полетов и систематически осуществлять наблюдение
за ее изменением в полете.
Если горные вершины, сопки и перевалы закрыты
облаками, полеты в горах запрещаются.
Наиболее благоприятным временем для полетов являются
утренние и вечерние часы.
Полет в ущелье на уровне отрогов или на 1000—1500 м
ниже их всегда сопровождается повышенной болтанкой.
Показания вариометра и указателя скорости при этом очень
неустойчивы, поэтому основное внимание летчика должно быть
сосредоточено на показаниях авиагоризонта и сохранении
заданного режима работы двигателей.
'Внеаэродромные полеты и перелеты в горах должны
производиться только при четко организованной службе
штормового оповещения и предупреждения об опасных явлениях
погоды по району полетов и по маршруту.
При образовании над горами в дневные часы мощной ку-
16
чевой облачности с одновременным усилением ветра свыше
7—8 м/сек., полеты необходимо прекратить.
Следует также иметь в виду что в горной местности, с
изменением рельефа меняются и параметры ветра, особенно его
направление. Как правило, в приземном слое ветер дует
вдоль долин и балок. Большое влияние на параметры ветра
оказывает и характер местности — леса, водоемы, реки и др.
5. Влияние метеоусловий на полеты вертолетов
с заснеженных площадок
При организации метеорологического обеспечения полетов
вертолетов с заснеженных площадок, а также аэродромных
полетов при наличии на полосе и рулежных дорожках
снегового покрова особое значение приобретает прогноз и
грамотная оценка высоты и плотности снега, а также прогноз его
появления или схода.
При взлете с площадок, покрытых свежим снежным
покровом (а также пыльных площадок) вокруг вертолета
образуются снежные вихри, ухудшающие видимость и условия
выполнения взлета.
Попытка произвести взлет, когда из-за поднятого снега не
рассматривается земля, может привести к потере
пространственного положения, поэтому, еще до взлета, летчику
необходимо на минимальном шаге несущего винта, при введенной
коррекции вправо, поработать на земле до улучшения
видимости (разогнать снег).
Отделение вертолета в снежном (пыльном) облаке —
запрещается.
При посадке по-вертолетному на заснеженную площадку
зависание должно выполняться над заснеженным облаком,
которое может подниматься на высоту 8—10 м и выше. Перед
посадкой летчик обязан включить стеклоочистители, обогрев
переднего стекла кабины и ПВД.
Посадку по-самолетному на заснеженные площадки
разрешается выполнять при высоте снежного покрова не более
10 см (для вертолета МИ-8 не более 15 см).
Когда на поверхности снежного покрова имеется прочный
наст, то плотного снежного облака вокруг вертолета при
взлете и посадке не образуется.
Взлеты и посадки с заснеженных площадок необходимо
выполнять строго против ветра.
2 Заказ 1338
17

Взлетные возможности вертолета с различной загрузкой в
таких условиях должны быть проверены заранее, на
контрольном висении, которое необходимо выполнять в таких
условиях, когда образование снежного облака вокруг
вертолета исключается.
Отделение вертолета от земли и последующий
вертикальный подъем до высоты 2—3 м производить как можно
плавнее. На высоте 2—3 м убедиться в том, что вертикальная
видимость не ухудшилась и земля хорошо просматривается.
6. Грозовая деятельность.
Статическое электричество
Полеты вертолетов в зоне грозовой деятельности могут
привести к возникновению разрушающей перегрузки, потере
управляемости, электрическому разряду через вертолет и
возникновению на корпусе вертолета статического
электричества, интенсивному обледенению, повреждению вертолета
градом.
Порядок выполнения полетов вертолетов в зоне грозовой
деятельности регламентирован статьями 516—522 НПП и
мало чем отличается от полетов самолетов.
Входить в мощные кучевые и кучево-дождевые облака, а
также проходить над грозовыми облаками экипажам
вертолетов всех типов запрещается.
1 . Для предотвращения попадания в мощные кучевые и
кучево-дождевые облака экипаж обязан: используя
метеорологическую информацию с земли, данные наземных
радиолокационных станций и визуальное наблюдение, определить
расстояние до очагов грозовой деятельности и напразление
их перемещения.
При приближении к зоне грозовой деятельности командир
экипажа обязан определить характер этой деятельности и в
зависимости от него и условий полета принять решение на
обход мощной кучевой и грозовой облачности, а в случае
невозможности обхода — на прекращение выполнения задания.
О принятом решении немедленно доложить руководителю
полетов.
Вполне очевидно, что летно-тактические характеристики
вертолета не позволяют экипажу обходить мощную кучевую
и грозовую облачность изменением эшелона (высоты полета).
В связи с этим, единственно правильным маневром з этом
случае будет изменение маршрута полета, если позволяет
18
рельеф местности и запас горючего. При этом отдельные
грозовые облака следует обходить на удалении не менее 10 км,
а проходить между двумя внутримассовыми грозовыми
облаками — если расстояние между ними не меиее 20 км. О
своих действиях экипаж докладывает руководителю полетов.
Руководитель полетов, используя все имеющиеся
средства для сбора метеоинфврмации, обязан информировать
экипажи вертолетов о характере облаков, расположении
грозовых очагов, направлении их смещения и давать указания об
изменении маршрута для выхода из зоны грозовой
деятельности, продолжении или прекращении задания и посадке на
своем, запасном аэродроме или площадку, выбранную
экипажем.
В случае неожиданного попадания в грозовое облако
командир экипажа обязан принять меры к немедленному
выходу из него.
При полетах в условиях грозовой деятельности, в
результате электризации корпуса вертолета статическим
электричеством, часто наблюдаются помехи радиоприема, которые
иногда бывают столь интенсивными, что радиокомпас
начинает работать неустойчиво. В этом случае в телефонах
появляется характерный треск, а стрелка указателя или
хаотически колеблется, или устанавливается на ложном'
радиопеленге.
Особенно опасно влияние статического электричества при
выполнении вертолетами заданий с грузом на внешней
подвеске.
Для исключения воздействия статического
электричества наземным операторам запрещается приступать к работе
по подцепке груза до тех пор, пока трос лебедки или трос
внешней подвески не коснулся грунта.
2"

СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
Введение
I. Оценка влияния метеорологических условий на полеты самолетов,
1. Полеты в сложных метеорологических условиях . 3
2. Полеты в условиях грозовой деятельности ... 5
3. Полеты в условиях болтанки . 7
4. Обледенение самолетов . . .7
5. Электризация самолетов . . . ... . . ..... 8
II. Оценка влияния метеорологических условий на полеты
вертолетов.'
1. Влияние ветра . ... . И'
' 2. Влияние облачности. Обледенение 12
, 3. Видимость. Опасные явления погоды . 14
4. Влияние метеоусловий на полеты вертолетов в горной
местности . .... 15
5. Влияние метеоусловий на полеты вертолетов с
заснеженных площадок .... ....■ 17
6. Грозовая деятельность. Статическое электричество . . 18
Г-400-!47 Подп. к печ. li-IX-75 г. Объем 154 печ. л. Зак. 1338. Бесплатно
Типогр. газ. «На страже Родины>