Ми-12 — двухвинтовой вертолёт поперечной схемы был построен в 1967 г. До сего времени Ми-12 не имеет себе равных по взлетной массе, грузоподъёмности и габаритным размерам.
В этой машине нашли воплощение передовые для своего времени достижения авиационной техники и смежных с ней технических наук, опыт создания и эксплуатации тяжелых вертолётов Ми-6 и Ми-10.
Основные технические данные вертолёта
Нормальная взлетная масса — 97000 кг
Максимальная взлетная масса — 105000 кг
Коммерческая нагрузка — до 40 00 кг
Размах с вращающимися несущими винтами — 67 м
Длина фюзеляжа — 37 м
Дальность полета — 500 км
Максимальная скорость — 260 км/ч
Крейсерская скорость — 240 км/ч
Динамический потолок — 3 500 м
В процессе разработки конструкции вертолёта Ми-12 конструкторским бюро был решен целый ряд сложнейших инженерно- технических проблем. Одной из таких проблем было создание достаточно жесткой на изгиб и кручение системы крепления двух силовых установок, которая, кроме того, должна была отвечать и еще одному важному требованию — минимальная потеря от вертикального обдува конструкции при работе несущих винтов в осевом потоке.
В результате проработки нескольких вариантов схемы было принято оригинальное решение: вынести силовые установки на пространственных фермах, часть стержней которых образует крыло обратного сужения. Применение крыла обратного сужения в значительной мере решило проблему сведения к минимуму потерь от вертикального обдува: в зоне максимальных индуктивных скоростей воздушного потока от несущих винтов хорда крыла минимальна и, следовательно, минимальны потери от вертикального обдува. В то же время у комля лопастей крыло имеет максимальную хорду, что препятствует обратному перетеканию потока в зоне отрицательных индуктивных скоростей.
На вертолёте установлены четыре двигателя Д-25-ВФ мощностью по 6500 л. с. (главный конструктор П.А. Соловьев), попарно работающих на два главных редуктора, на выводных валах которых установлены пятилопастные несущие винты диаметром 35 м. Двигатели, главные редукторы, втулки и автоматы перекоса являются довольно близкой модификацией аналогичных агрегатов, примененных ранее на вертолётах Ми-6 и Ми-10. Основное отличие в конструкции агрегатов было продиктовано особенностями схемы вертолёта: необходимостью жесткой синхронизации частоты вращения несущих винтов и изменением принципа поперечного управления вертолёта.
Синхронность вращения несущих винтов, имеющих трехметровое перекрытие дисков, обеспечивается специальным трансмиссионным валом, соединяющим оба главных редуктора. Излом вала при переходе из одного крыла в другое обеспечивается промежуточным редуктором, установленным в надфюзеляжном гаргроте (в месте стыковки крыльев). Синхронный вал служит, кроме того, для передачи мощности с одного редуктора на другой. Потребность такой передачи на вертолёте поперечной схемы возникает ежесекундно вследствие управления машины по крену дифференциальным изменением общего шага на левом и правом несущих винтах при неизменной мощности левой и правой группы двигателей. И, наконец, еще одна функция — передача мощности с одной силовой установки на другую при неодинаковых мощностях левой и правой группы двигателей (например, при отказе одного или даже двух двигателей одной группы).
Фюзеляж вертолёта состоит из расположенной в носовой части кабины экипажа и грузовой кабины, имеющей размеры 28,15×4,4×4,4 м. Кабина экипажа — двухпалубная, в нижнем этаже располагаются два летчика, бортинженер и бортэлектрик, в верхнем — штурман и бортрадист. Хвостовая часть фюзеляжа заканчивается силовым трапом и боковыми створками, при открывании которых образуется проем для въезда самоходной техники, погрузки с помощью мощных электролебедок несамоходной колесной техники или с помощью специальных тельферных устройств различных грузов массой до 5 т каждый. На потолочной части грузовой кабины в задней ее части закреплены киль и стабилизатор с двумя вертикальными шайбами.
Шасси вертолёта — трехколесное. Передняя нога с самоориентирующимися сдвоенными колесами установлена в передней части фюзеляжа, сдвоенные колеса основных опор — на вертикальных стойках левой и правой ферм. Амортизационные стойки шасси имеют пневмомасляные амортизаторы, на основных шасси — двухкамерные.
Система управления сконструирована в соответствии с основными принципами управления вертолётом:
– изменение величины пропульсивной силы осуществляется синхронным продольным отклонением автоматов перекоса;
– разворот вокруг вертикальной оси осуществляется дифференциальным изменением продольного наклона автоматов перекоса;
– изменение силы тяги вертолёта происходит в результате синхронного изменения общего шага на обоих несущих винтах.
– управление по крену осуществляется дифференциальным изменением общего шага левого и правого несущих винтов.
Кроме того, система управления проектировалась с учетом других особенностей конструкции вертолёта:
– большой протяженности проводки;
– возможных деформаций конструкции;
– большой массы и достаточно больших сил трения элементов проводки.
Система управления вертолёта выполнена двухкаскадной.
Первый каскад состоит из обычных вертолётных органов управления — ручки циклического шага, рычага общего шага и педалей, жесткой проводки и пяти промежуточных гидроусилителей небольшой (сравнительно) мощности. Четыре гидроусилителя поканально встроены в цепи продольного, поперечного, путевого и общего шага управления, пятый гидроусилитель связан с рукояткой коррекции газа и синхронно перемещает рычаги управления двигателями.
Промежуточные гидроусилители установлены в фюзеляже вертолёта на специальном агрегате, назначение которого — преобразовывать поканальные перемещения командных органов управления в суммированные команды на управление исполнительных органов управления: мощных гидроусилителей продольного управления и управления общим шагом, попарно расположенных на главных редукторах левой и правой силовых установок. Одновременно с суммированием сигналов управления на агрегате-сумматоре происходит переход с жесткой системы управления на тросовую, при этом в несколько раз увеличивается ход элементов проводки.
В мотогондолах в непосредственной близости от силовых гидроусилителей происходит обратный переход с тросовой проводки на жесткую с уменьшением передаточных чисел.
Для увеличения эффективности путевого управления на средних и больших скоростях полета на киле установлен руль поворота, управляемый специальным гидроусилителем путевого управления синхронно с отклонением педалей.
По такому же принципу синхронно с изменением общего шага работает руль высоты, установленный на стабилизаторе вертолёта.
Питание промежуточных гидроусилителей, а также специальных гидроусилителей рулей поворота и высоты происходит от гидросистемы, находящейся в отсеке промежуточного редуктора, а основных гидроусилителей — от гидросистем, расположенных в левой и правой мотогондолах.
Все три системы совершенно автономны, каждая из трех систем, в свою очередь, состоит из основной и дублирующей систем.
Принципы дублирования и перехода с основных систем на дублирующие в основном подобны действующим на вертолётах Ми-6 (системы силовых гидроусилителей) и Ми-8 (система промежуточных гидроусилителей).
Топливо расположено в крыльевых и наружных подвесных топливных баках. Управление расходом топлива — автоматическое.
Вертолёт оборудован современными навигационно-пилотажными системами, позволяющими выполнять полеты днем и ночью в сложных метеоусловиях.
Установленный на вертолёте четырехканальный автопилот и система автоматического поддержания заданной частоты вращения несущего винта существенно упрощает пилотирование вертолёта.
На заре создания вертолёта Ми-12 анализ возможных схем проектируемого аппарата показал, что поперечная схема наряду со многими преимуществами таит в себе довольно много «подводных камней». В частности, общепризнанная аэродинамическая симметрия схемы, справедливая для случая прямолинейного полета, существенно искажается при выполнении эволюций и даже просто при работе органами управления для парирования внешних возмущений. При этом возникают так называемые «перекрестные связи» в управлении, уменьшающие запасы управления и усложняющие пилотирование. И хотя глубина перекрестных связей в значительной мере зависит от правильности выбора некоторых параметров конструкции, в то время было довольно широко распространено мнение, что в любом случае пилотирование вертолёта без применения систем автоматической стабилизации окажется невозможным.
Особую актуальность для поперечной схемы имеет проблема обеспечения достаточных запасов для одного из опасных видов самовозбуждающихся колебаний — автоколебаний несущего винта на упругом основании.
Все эти вопросы требовали тщательной проработки, расчетов, экспериментов, и, в конце концов, обоснованного ответа. Риск был велик. Но генеральный конструктор, его ближайшие помощники верили в выбранную схему, а коллектив ОКБ увлеченно работал над решением вставших перед ним проблем, сложных и интересных.
Задача была решена, что еще раз подтвердило зрелость и высокое профессиональное мастерство ученых, конструкторов, технологов, рабочих и инженеров предприятия.
Вертолёт Ми-12 не просто летал, на нем успешно были проведены запланированные испытания, выполнено более 100 полетов, в которых полностью были подтверждены расчетные летные данные, живучесть конструкции и работоспособность систем. Без применения каких-либо средств автоматической стабилизации вертолёт был хорошо управляем и обладал хорошими характеристиками устойчивости.
На этом аппарате было установлено 7 мировых рекордов, в том числе в августе 1969 г. экипажем летчика-испытателя В.П. Колошенко был установлен рекорд абсолютной грузоподъёмности для винтокрылых машин: груз массой 40,2 т. был поднят на высоту 2250 м.
В 1971 г. вертолёт Ми-12 успешно экспонировался на 29-м Международном салоне авиации и космонавтики в Париже, где был единодушно признан «звездой салона».
За успехи в создании этой машины КБ им. М.Л. Миля был присужден второй Международный приз им. И. Сикорского.
Генеральному конструктору доктору технических наук М.Л. Милю были присуждены Ленинская и Государственная премии, он был удостоен высокого звания Героя Социалистического Труда и награжден тремя орденами Ленина и другими орденами и медалями.
Высокими правительственными наградами отмечена также деятельность многих работников коллектива.
Следует отметить деятельность ряда руководящих деятелей ОКБ: А.С. Бравермана, С.А. Колупаева, А.К. Котикова, В.А. Кузнецова, И.С. Дмитриева, В.П. Лаписова, М.А. Лейканда, А.Э. Малаховского, Д.Т. Мацицкого, А.В. Некрасова, М.Н. Пивоварова, Н.Г. Русановича, М.Н. Тищенко и ряда других, а также летчиков-испытателей: Р.И. Капреляна, Н.В. Лешина, Б.В. Земского, Г.В. Алферова, В.П. Колошенко, Г.Р. Карапетяна.