Ми-6А - новая базовая модификация вертолета, созданная в 1971 году в результате многочисленных доработок, проведенных за первые десять лет эксплуатации машины. Она отличалась от Ми-6, главным образом, увеличенным ресурсом основных частей и новым приборным оборудованием. Кроме того, в гидросистему был введен единый гидроблок. Ми-6А мог перевозить до 90
десантников и до 9 тонн грузов на внешней подвеске. Максимальная взлетная масса увеличилась до 44 тонн. Серийный Ми-6А послужил базой для последующих модификаций.
Техническое описание
Вертолет выполнялся по классической одновинтовой схеме с крылом, двумя газотурбинными двигателями и трехопорным шасси.
Фюзеляж - цельнометаллический по-лумонокок с грузовым люком в хвостовой части В носовой части размещалась кабина экипажа, за ней была расположена грузовая
кабина размерами 11,725 х 2,72 (по шпангоуту № 26) х 2,595 м (по шпангоуту № 18), и объемом около 80 м‘ с грузовым люком размерами 2,65 х 2,7 м с открывающимися
в стороны створками и легкосъемным грузовым трапом с клином Грузовая кабина рассчитана на перевозку до 12 000 кг груза или от 65 до 90 пассажиров или 41
раненого на носилках с двумя санитарами на откидных сиденьях. На ее правом борту располагались дверь и девять окон, на левом - две двери и семь окон. Все двери
имели окна.
Пол передней и задней части кабины рассчитан на давление 2000 кгс/м*', а средней - на 625 кгс/м2 В полу грузовой кабины имеется грузовой люк с двумя створками с
гидравлическими приводами В отсеках под полом находились восемь топливных баков Для погрузки и швартовки грузов предусматривались: электролебедка ЛПГ-3,
швартовочные тросы, сетки для крепления мелких грузов, настил для механизмов на гусеничном ходу, колодки и т.п
К центральной части фюзеляжа с помощью болтов по шпангоуту № 42 крепилась хвостовая балка полумонококовой конструкции, а к ней - концевая под углом 47град. к оси
хвостовой балки. Внутри балок проходит трансмиссия хвостового винта На хвостовой балке имеется управляемый стабилизатор с полотняной обшивкой хвостовых частей.
На концевой балке располагались хвостовой винт и фиксированный руль направления с несимметричным профилем для частичной компенсации реактивного момента от
несущего винта, а внутри нее - редукторы трансмиссии.
Крыло технологически делится на центропланную балку и две консоли с лонжеронами кессонного типа, носовой и хвостовой частями и законцовкой. Крыло рассчитано на
максимальную нагрузку, равную 25% полетного веса, оно набиралось из профилей ЦАГИ П35 с относительной толщиной у корня 15% и на конце 12% Левая консоль - с
углом установки 14град. 15', а правая - 15град. 45'.
Корневые участки консолей крыла для снижения теплового воздействия выхлопных газов двигателей имеют соответствующие экраны, между которыми и консолями
предусмотрены каналы для их охлаждения набегающим потоком воздуха.
Шасси - трехопорное, неубирающееся, с жидкостно-газовыми амортизаторами. Передняя опора выполнялась с двумя самоориентирующимися нетормозными колесами
размерами 720 х 310 мм (давление в пневматиках - 6 кг/см-). Главные опоры пирамидального типа несли по одному тормозному колесу размерами 1325 х 480 мм с
давлением в пневматиках 7 кг/смг. На хвостовой балке имелась защитная опора (пята). Шасси позволяло производить взлет и посадку вертикально и по-самолетному, а
также посадку на режиме авторотации с пробегом.
Несущий винт - пятилопастный, с шарнирным креплением лопастей и гидравлическими демпферами. Он был наклонен вперед на угол 5град. Лопасти -цельнометаллической
конструкции, прямоугольной формы в плане, с профилями NACA 230М и ЦАГИ с относительной толщиной 17,5% у конца и 11% на конце и углом закрутки - 6град. . Хорда
лопасти - 1 м. Лопасти имели стальной лонжерон из цельной холоднокатаной трубы из стали 40ХНМА длиной 15,61 м с различной толщиной стенки и формой поперечного
сечения К лонжерону присоединялись 20 секций, состоявших из носовой части с противовесом и противообледенительным пакетом и хвостовой с сотовым заполнителем, а
также концевой обтекатель Лопасти оснащались электрической противообледенительной системой; окружная скорость концов лопастей равнялась 220 м/с.
Рулевой винт - четырехлопастный, толкающий диаметром 6,3 м с лопастями трапециевидной формы в плане, набранными из профилей NACA 230 с переменной относительной
толщиной вдоль размаха. Лопасти деревянные, с лонжероном из дельта-древесины и стальным наконечником, имели оковку носка и противообледенительную систему
Силовая установка состояла из двух турбовальных двигателей Д-25В со свободной турбиной завода № 19 (впоследствии - Пермское НПО «Авиадвигатель»), установленных
рядом друг с другом над фюзеляжем в обтекателе Они оснащались муфтами свободного хода и работали независимо друг от друга. Двигатель Д-25В имел
девятиступенчатый компрессор и двухступенчатую турбину Длина его - 2.74 м. ширина 1,09 м, высота 1,16 м. сухой вес со всеми агрегатами - 1344 кг.
Выход отработанных газов осуществлялся через стальные трубы, сквозь которые проходили валы свободных турбин двигателей к главному редуктору. Выхлопные трубы
охлаждал наружный воздух, поступавший через радиальные каналы защитного кожуха. В свою очередь, нагретый воздух шел в воздухо-воздушный радиатор, нагревавший
воздух для отопления грузовой кабины.
В развале между выхлопными трубами размещался вентилятор с приводом от главного редуктора для охлаждения маслорадиаторов и частично выхлопных труб, агрегатов
главного редуктора и двигателей.
Воздухозаборники двигателей оснащались электротермическими противообледенительными системами
Для обслуживания силовой установки, включая главный редуктор и вентилятор, с обоих ее сторон предусматривались трапы, открывавшиеся с помощью гидроприводов
На вертолете устанавливался турбогенератор АИ-8 с центробежным компрессором (сухой вес - 145 кг). На Ми-6 первых серий он монтировался на тележке, которую перед
запуском выкатывали из фюзеляжа На Ми-6А АИ-8 разместили в контейнере с выхлопом и воздухозаборником на левой створке грузового люка Пульт запуска АИ-8
располагался на полу пилотской кабины около правой ноги борттехника, а стоп-краны - на потолке кабины между командиром и правым летчиком.
Трансмиссия состояла из главного, промежуточного и хвостового редукторов. тормоза несущего винта и привода вентилятора. Главный редуктор Р-7
-четырехступенчатый, он обеспечивал также привод вентилятора для охлаждения маслорадиаторов, редуктора и двигателей.
Топливная система выполнялась по двухпроводной схеме и включала 11 мягких баков общей емкостью 3250 л (2700 кг при плотности топлива 0,83 кг/л). Для увеличения
дальности полета предусматривалась подвеска двух баков по бокам фюзеляжа, вмещавших по 2450 л (2030 кг) и установка дополнительных баков емкостью 9000 л (7470
кг) в грузовой кабине.
Маслосистема состояла из подсистем компрессора двигателя с двумя баками и двумя радиаторами, главного редуктора, свободных турбин, трансмиссии двигателей и еще
двумя радиаторами.
Система управления - дублированная, с жесткой и тросовой проводкой и гидроусилителями. На вертолете устанавливался автопилот АП-31, обеспечивавший стабилизацию
по курсу, крену, тангажу и высоте полета.
Две гидравлические системы с давлением 12,8 - 15,3 МПа обеспечивали привод гидроусилителей и агрегатов управления, а вспомогательная система -привод
стеклоочистителей, грузовых створок, трапов и так далее
Воздушная система с давлением 4,95 МПа служила для торможения колес, управления заслонками перепуска воздуха и системы отопления
Радиосвязное оборудование было представлено командной двадцатиканальной УКВ станцией Р-802В (РСИУ-5) вместо ранее применявшейся РИУ-4 и связной станцией Р-832,
работавшей в дециметровом и УКВ диапазонах, а также самолетным переговорным устройством СПУ-7 серии В и магнитофоном МС-61.
На борту имелись радиовысотомер РВ-3 малых высот (0 - 300 м), автоматические радиокомпасы АРК-9 и АРК-У2 с радиоприемником Р-852, радиовысотомер малых высот
РВ-3, маркерный приемник МРП-56П и самолетная станция ПДСП-2С для выхода в район десантирования
Ультрафиолетовую подсветку заменили красным светом приборов, что значительно снизило утомляемость зрения членов экипажа в ночных полетах.
Помимо этого, на вертолете имелись астрокомпас ДАК-ДБ-5ВК, аппаратура регистрации режимов полета МСРП-12 и радиационный дозиметр ДП-ЗБ.
Вооружение устанавливалось лишь на военных вертолетах. На них в носовой части монтировался пулемет А 12,7 калибра 12,7 мм на ограниченно подвижной установке
НУВ-1В (НУВ-1М) с боекомплектом 150 патронов и колли-маторным прицелом К-10Т.
Бронезащита включала 12 съемных плит из гомогенной стали КВК-2. От огня снизу летчиков прикрывали четыре бронеплиты. расположенные на полу кабины в районе
педалей и ручек управления вертолетом. Две плиты крепились непосредственно за спинками сидений летчиков и еще две - с наружных сторон их дверей. Перед
помощником командира вертолета имелась бронеплита. защищавшая его от огня спереди. Командира же прикрывало оборудование, расположенное перед его рабочим местом.
Штурмана защищали две бронеплиты, навешенные по бортам снаружи и закрывавшие собой нижние боковые стекла его кабины, третья крепилась с наружной стороны двери.
транспортные
Ми-6А
ЛТХ
Авиация
и Время 1999-01. Владимир Михеев. Русский размер
Уголок неба. 2020
