Khác biệt giữa bản sửa đổi của “Mil V-12”
Nội dung được xóa Nội dung được thêm vào
Không có tóm lược sửa đổi |
Không có tóm lược sửa đổi |
||
Dòng 36:
Hệ thống động cơ và cánh được lắp đặt ở trên so với phần trung tâm của thân, với các trục nối liền và tương tác với nhau, có tác dụng đồng bộ hóa các cánh quạt quay chính, với mức độ chồng lấn vào khoảng {{convert|3|m|ft|abbr=on}}. Thất thoát lực kéo và nâng được giảm thiểu bởi hai "cánh" nối cánh quạt với thân có dạng thon dần từ ngoài vào trong, và độ cong tối thiểu tại nơi dòng khí chảy lệch xuống dưới mạnh nhất. Trục nối liền hai động cơ cánh quạt cũng có tác dụng phân tán đều lực nâng của động cơ trong trường hợp một trong hai động cơ bất thình lình không hoạt động. Để tăng tối đa hiệu quả việc điều khiển các cử động quay trái-phải và nghiêng trái-phải, các động cơ quay được sắp đặt để xoay theo hướng ngược nhau với cánh quạt ở bên trái quay ngược chiều kim đồng hồ, còn cánh quạt bên phải quay theo chiều kim đồng hồ, đảm bảo rằng mỗi cánh quạt khi di chuyển "về phía trước mặt" thì nó luôn chạy qua thân máy bay.<ref name="Gordon 2005"/> Mỗi hệ thống cánh quạt quay sử hai [[động cơ tuốc bin trục]] [[Soloviev D-25VF]] gắn ở dưới hộp truyền động. Một hệ thống bao gồm 5 cánh quạt, có đường kính {{convert|35|m|ft|abbr=on}}, và trục đồng bộ chạt từ đầu cánh thân bên này sang đầu cánh thân bên kia. Mỗi cặp động cơ có các cửa sập để kỹ thuật viên mở ra, tiếp xúc với các bộ phận bên trong để thực hiện công tác bảo dưỡng, sửa chữa.<ref name="Gordon 2005"/>
Khối lượng và kích thước cực lớn của máy bay cũng như việc bố trí các cánh quạt quay khiến việc thiết kế cơ chế điều khiển bay của V-12 nảy sinh một số vấn đề. Phi công chính và phi công phụ ngồi ở tầng dưới của buồng lái, nơi có cửa sổ rộng để tăng tối đa tầm nhìn. Người phi công sử dụng cơ cấu điều khiển thay đổi lực nâng, hướng nghiêng và hướng quay theo quy chuẩn giống như các máy bay trực thăng khác. Việc nghiêng trước-sau được điều tiết bởi thay đổi góc tấn chung của các cánh quạt bên trái hoặc bên phải, đảm bảo lực nâng do chúng tạo ra đủ để ngăn chặn hiện tượng nghiêng không kiểm soát. Động tác nghiêng trái-
Nhìn chung, kích thước lớn, ma sát cực lớn tại đòn bẩy và cần điều khiển, nhu cầu kiểm soát độ biến dạng của cấu trúc khiến hệ thống điều khiển trực thăng khá phức tạp. Một hệ thống kiểm soát được tích hợp theo từng chu kì để giảm thiểu lực điều khiển cảm nhận bởi phi công. Chu kỳ thứ nhất là điều khiển trực tiếp bằng cơ học, lực tác động của phi công giúp kích hoạt mở màn chu kì thứ hai. Chu kỳ thứ hai là giai đoạn chuyển tiếp với hệ thống khuếch đại thủy lực công suất nhỏ được kích hoạt, chuyển tín hiệu điều khiển sang chu kỳ thứ ba. Ở chu kỳ cuối này, đĩa dẫn động điều khiển công suất cao, phản ứng nhanh tại hộp số chính sẽ trực tiếp điều khiển hoạt động của đĩa lắc.
==Hoạt động==
Mẫu thử nghiệm hoàn chỉnh đầu tiên được hoàn tất vào năm 1968. Trước đó, chuyến bay đầu tiên của một mẫu thử nghiệm không hoàn chỉnh vào ngày 27 tháng 6 năm 1967 kết thúc thất bại vì những trục trặc của khâu điều khiển, gây ra rung lắc máy bay; một bánh xe chính chạm đất quá mạnh gây nổ lốp và làm cong ổ trục bánh. Nguyên nhân của sự rung lắc này là do khuếch đại cộng hưởng của sàn buồng lái, truyền ngược vào bộ phận điều khiển khi phi công dự tính cho máy bay quay lên-xuống bằng cách điều khiển cần góc tấn chu kỳ (''cyclic'). Báo chí phương Tây đã rầm rộ đăng tin máy bay bị phá hủy trong tai nạn, nhưng tin tức này là sai sự thật.<ref name="Gordon 2005"/>
Phiên bản thử nghiệm năm 1968 được đặt tên mã đăng ký là SSSR-21142 và thực hiện chuyến bay đầu tiên vào ngày 10 tháng 7 năm 1968 tại sân bay của nhà máy Mil ở Panki, bay tới đích là sân bay dành cho việc thử nghiệm máy bay của Mil tại [[Lyubertsy]]. Tháng 2 năm 1969, mẫu thử nghiệm đầu tiên này đã thực hiện kỷ lục nâng một lượng hàng cân nặng {{convert|31,030|kg|lb|abbr=on}} lên cao {{convert|2951|m|ft|abbr=on}}.<ref>{{cite web | url= http://www.fai.org/fai-record-file/?recordId=9938| title= Record File n°9938| work= [[Fédération Aéronautique Internationale]] | accessdate= 6 May 2013}}</ref> Ngày 6 tháng 8 năm 1969, máy bay lại nâng {{convert|44,205|kg|lb|abbr=on}} lên độ cao {{convert|2255|m|ft|abbr=on}}, một lần nữa lập [[kỷ lục thế giới]].<ref>{{cite web | url= http://www.fai.org/fai-record-file/?recordId=9917| title= Record File n°9917| work= [[Fédération Aéronautique Internationale]] | accessdate= 6 May 2013}}</ref>
Mẫu thử nghiệm thứ hai được Mil lắp ráp ở Panki, nhưng đã phải "đắp chiếu" suốt một năm để chờ lắp động cơ, và cuối cùng đã bay thử vào tháng 3 năm 1973 tại đây, từ Panki tới Lyubertsy. Giống như mẫu thứ nhất, mẫu thứ hai cũng mang tên đăng ký là SSSR-21142.<ref name="Gordon 2005"/>
==Tính năng kỹ chiến thuật (V-12)==
| |||