第2名：米—26“光环” *mt v[ [attachment=47785]
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9 简介： p.olXP 米-26是前苏联米里设计局（现改名为米里莫斯科直升机厂股份公司）研制的双发多用途重型运输直升机，北大西洋公约组织给的绰号为“光环”(Halo)。这种直升机是继米-6和米-10以后发展的重型运输直升机，也是当今世界上最重的直升机。
] lTfi0}g_ YiMe cu 由于苏联在1970年代初期研发“米-12”直升机的效果不理想，于是重新开始研制重型直升机，任务代号为“90计划”，这就是后来的“米-26”直升机。这款新机型的设计方案要求飞机自身重量必须小于其起飞重量的一半，并由米里设计局创始人米哈伊尔·列昂季耶维奇·米里的学生马纳特·迪歇切科主持设计。
Hn.UJ4 V `Nr7N#g+u 这种直升机是继米-6和米-10以后发展的重型运输直升机，也是当今世界上最重的直升机。为开发西伯利亚及北方沼泽和冻土地带，前苏联决定发展一种全天候重型运输直升机。在70年代初开始方案论证，目标是其装载能力要达到以前生产直升机的1.5至2倍以上，正式研制工作大约持续了3年，原型机于1977年12月14日首次试飞。1981年6月，米-26的预生产型在34届法国巴黎航空展览会上首次公开展出，1982年开始研制军用型，1983年米-26交付使用，1986年6月开始出口印度。总计制造了约300架。目前仍在生产。
r}bKV ne S?<Qa; “米-26”以军用和民用兼顾的重型直升机为设计思路，其目的是取代早期的“米-6”和“米-12”重型直升机。新设计的“米-26”机舱载荷是“米-6”的两倍，它将是世界最大和最快的重型直升机，并在生产方面实现量化。苏联建造“米-26”的目的是为运送重达13吨（29,000磅）的两栖装甲运兵车以及协同军用运输机（如“安-22”和“伊尔-76”）将弹道导弹运往偏远地区。
H N)QS5 Ep MEA1=& 1977年9月14日，“米-26”直升机进行了首飞。1980年10月4日，编号为“01-01”的首架飞机交付使用。在飞机制造期间，有一架即将交货的飞机在测试单引擎着陆时坠毁，但未造成人员伤亡。
~;` #{$/C& 6.=b^6MV 1983年，“米-26”的研发工作结束。1985年，飞机开始进入苏联的军事服役和商业运营。
=Q/i < u <GEn9;\ “米-26”是第一架旋翼叶片达8片的重型直升机，有两台发动机并实施载荷共享，在其中一台失效的状态下，另一台发动机仍可以维持飞机的正常飞行。它的质量只比“米-6”略重一点，却能吊运20吨（44000磅）的货物，比“米-6”大8吨，是继“米-12”之后，世界第二大与第二重的直升机，但却是现今仍在服役数量最多的第一大和第一重直升机。
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8t k`1E8!j 旋翼系统 i>}z$'X 为传统的铰接式旋翼，桨毂是钛合金制成的，有挥舞铰和摆振铰，带有阻尼器，没有弹性轴承或轴向铰。这种旋翼由8片等弦长桨叶组成，是世界采用桨叶片数最多的单旋翼。每片桨叶由一根管状钢质桨叶大梁和26个玻璃钢翼型段件组成。段件内部用翼肋和加强构件加固，中间填以蜂窝填料，前缘有不可拆卸的钛合金防蚀条。桨叶具有中等程度的扭转角，桨叶厚度沿展向向桨尖方向变薄，后缘装有调整片，可在地面上按飞行状态的需要进行调整。尾桨由5片玻璃钢制桨叶组成，位于尾梁右侧，钛合金尾桨毂。为适应高寒地区使用，旋翼和尾桨桨叶均装有电加热防冰装置。旋翼转数为132转/分。传动系统包括V-26风扇冷却的主传动系统。主减速器传动功率为14710千瓦。单发工作时传动功率8500千瓦。尾传动轴位于座舱顶。
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4 m 机身 Czn7,KE8X 传统的全金属铆接的半硬壳式吊舱尾梁结构。蛤壳式后舱门，备有折叠式装卸跳板。尾梁下表面平直。为了防火发动机舱用钛合金制成。垂直尾面向左偏置。尾桨安装在垂直尾面右侧。水平尾面位于垂直尾面与尾梁的交接处。飞行中平尾固定不变，但可在地面上调整，以适应最佳巡航状态。着陆装置 不可收放前三点轮式起落架，每个起落架有两个轮胎，主起落架轮胎尺寸为1120毫米×450毫米。前轮可操纵，轮胎尺寸为900毫米×300毫米。尾梁末端有可收放的尾橇。尾橇收起时，可自由接近后货舱门。为了通过后货舱门和在不同场地上着陆，主起落架可以进行液压调节。离地时，起落架上的传感器可以通过飞行工程师座位后方的仪表板显示出直升机的起飞重量。动力装置为两台7460千瓦D-136涡轮轴发动机并排装在旋翼轴前驾驶舱上方。为适应严寒地区和未经修整的场地上作业，发动机进气道采用了双套防冰装置——电加热和热空气防冰系统。进气道前装有粒子分离器，可防止外来物侵袭发动机。发动机两个进气道的上方有第三个进气道，供滑油散热器冷却用。发动机装有功率输出同步和保持旋翼转速的恒定系统。如果一台发动机输出功率衰减，另一台发动机可自动输出最大功率。米-26共装有10个油箱，每台发动机的燃油系统独立，8个油箱在座舱地板下面，两个汇集油箱在发动机上方，正常情况下用油泵供油，发生故障时，可以靠重力自行输油。最大标准燃油量为12000升。另外可带4个辅助油箱。座舱 驾驶舱内可容纳4人空勤组，驾驶员位于左座，副驾驶员和驾驶员并排坐在一起，在两位驾驶员中间有一折叠座，后面左侧是飞行工程师座，右侧是领航员座。驾驶舱后设有4个座位的旅客舱。货舱可装运两辆步兵装甲车和20000千克国际标准的集装箱。沿货舱两壁设有大约20个折叠座椅。军用型可容纳80名全副武装士兵。用于战场救护可容纳60名躺在担架上的伤员及4至5名医护人员。风挡有加温设备。驾驶舱有四个大型气泡状舷窗。前方的一对舷窗可以向外和向后打开。货舱前面右侧，主起落架后的货舱两侧各有一个可以向下打开的舱门，兼作登机梯。货舱可通过下面向下打开的舱门（另可当作装卸跳板）和两个向上打开的蛤壳舱门（关闭时可形成货舱的后壁）装卸货物。各个舱门均可借助液压系统打开和关闭，紧急情况下也可借助于手摇泵。货舱顶上导轨装有两个电动绞车，每副绞车可沿货舱吊运2500千克货物。有能装载500千克货物的绞车，地板上有滚轮传送机和货物系紧点。
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4[ wP$ 发动机 c9
c Nlp 飞机的发动机为涡轮轴构造，安装在驾驶舱上方，由乌克兰扎波罗日“进步”机器制造设计局研发制造。发动机采用电加热和热空气兼备的双防冰装置，以适应严寒地区飞行。为防止单一发动机发生故障，飞机装备了保持旋翼转速的恒定系统，当一台发动机出现故障时，另一台则会输出更大的功率，以保持飞机仍可正常飞行。出于防火需要，飞机的发动机舱采用钛合金制造。机内共装有10个油箱，最大载油量为1.2万升，还可外挂4个副油箱。在机身内部的10个油箱中有两个在发动机上部，另8个在机舱底板下，均采用油泵为每台发动机独立供油。当供油发生故障时，飞机还可以靠重力自行给发动机供油。
Pl>t\`1:|A ij^!TY[0 系统 QkAwG[4 机上装有两套压力为207×105帕的液压系统。电气系统包括：28伏的直流电，备有辅助动力装置。主尾桨叶前缘有电加热防冰装置。有驾驶舱增压装置。装有标准昼夜全天候飞行所需的一切设备，包括7A813气象雷达、地图显示器、水平位置指示器和自动悬停系统，并可选装GPS。综合飞行导航系统及自动飞行控制系统。闭路电视摄像仪可用来监视货物装卸和飞行中的货物状态。军用型还装有红外抑制器，红外干扰发射机，红外诱饵投放器等。
64@s|m* GC2<K 驾驶 :gC2zv “米-26”直升机体积庞大，驾驶复杂。较早时期生产的机型，完成飞行任务需要5人协同配合：2名驾驶员，1名飞机工程师、1名领航员和1名理货员，因此，它的驾驶舱也是世界最大的直升机驾驶舱。由于“米-26”驾驶舱的标示为俄文，对不懂俄文的机组人员来说颇为复杂，要有专门的适应性训练。2006年初，俄罗斯罗斯托夫直升机制造公司为委内瑞拉制造的“米-26T2”型对驾驶系统和机载设备作了较大改进，完善了飞机的自动化功能，两名飞行员即可以完成飞行任务。由于“米-26”是世界最大的直升机，驾驶者驾机上天会颇感刺激。
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t p&iOP6O 型别： 4dAhJjhgD 米-26A J>Ha$1}u/ 带有PNK-90综合飞控和导航系统，可自动飞近并降落在指定点。米-26T 基本的民用运输型，其中又包括消防型，内部燃油箱可用来装15000升灭火剂，或吊挂17260升水；地质勘探型，可携带10000千克的测量设备，在55米～100米高度以180～200千米/小时速度飞行时可飞行3小时以上；双人驾驶舱的米-26模型于1997年在莫斯科航展上展出。米-26TS 类似于米-26T，1996年以来用于取西方国家的适航证和开拓国外市场，在西方国家编号为米-26TC。
f|)t[,c r G6/h'!| 米-26MS 03T.Owd 米-26T的医疗救护型，用于重伤员抢救可安排4名伤员和2名医生；用于手术抢救可安排1名伤员和3名医生；用于手术前抢救可安排2名伤员和2名医生；用于一般救护可安排5副担架，3个伤员座位和2个医护人员座位。
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,?% 米-26P L&%iY7sC` 民用运输型。可运载63名旅客，4人一排，驾驶舱后有厕所、厨房、衣帽间。
HV p aV M .S;/v--F 米-26TM
95/C 4q 吊车型，在机身下主轮后装有指挥员吊舱。
N0f}q1S<-A m~A/.t%= 米-26TZ t=#)3C`Q} 加油机，可装14040升燃油和1040升润滑油。
-D(!B56_ =\.|' 米-26M w8 Yff[o 正在研制的改进型，主桨叶全部为玻璃钢，并且采用新的气动力结构。采用新的D-127涡轮轴发动机，单台功率为10700千瓦。改进了飞行导航系统，并带有电子飞行仪表系统。实用升限、悬停高度有所增加，吊挂载荷达到22000千克。据报道，已制造了2架原型机，编号为米-27。
:h@:F7N _ ,8 seoX^ 参数： ai RNd~\ 外部尺寸 cCIEG e6 旋翼直径32.00m
mLO6`]p{H 尾桨直径7.61m
)e j8vm 机长（旋翼和尾桨转动）40.03m
^=j$~*(LmX 机身长（尾桨除外）35.91m
I5,Fh> 机高（到旋翼桨毂顶部）8.15m
b ;vO` 机高（尾桨旋转）11.60m
YzqhFFaj. 水平尾翼翼展6.02m
xC( PH?_ 主轮距 7.17m
^8)d8?} 前主轮距8.95m
&X P 0 kCV OeXv 货舱 DQd&:J@? 长度（装卸跳板放下）15.00m （不包括跳板） 12.00m
5l#)tX .by 宽度 3.20m
\9DTf:!4Z 高度 2.95～3.17m
VTU-'q 容积 121.0立方米
1A `u0Y$g \kx9V|A' 面积 %k_JLddlW 旋翼桨盘804.25平方米
@B6[RZ R 尾桨桨盘45.48平方米
[sBD|P; M (0r6_8e6xv 重量及载荷 9viC3bj. o 空重28600kg
2#!D" F 最大有效载荷（内部或外部）20000kg
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]qg^ 正常起飞重量49600kg
rcOmpgew 最大起飞重量56000kg
:Pv { E 最大桨盘载荷0.68kN/平方米
js j" W&J 最大功率载荷3.81kg/kw
dj#<,e\ o <y7Ut 性能数据（A：米-26；B：米-26M) fi1UUJ0
U; 最大平飞速度 A 295km/h
c<=1,TB"-_ 正常巡航速度 A 255km/h
U\N`[k.F 实用升限 A 4600m B 5900m
i \~4W$4I 悬停高度（有地效） A(国际标准大气，载荷5100kg） 1000m B（国际标准大气+15℃，载荷12300kg) 1000m
!VW#hc \A5 悬停高度（无地效、标准大气） A 1520m B 2800m
:n=+$Dq 航程 A（2500m高度，国际标准大气+15℃，载荷7700kg)500km B（2500m高度，国际标准大气+15℃，载荷13700kg） 500km
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BE!w_ A（海平面，国际标准大气，最大内燃油，最大起飞重量下，5%的余油） 590km
ZyG528O22 A（海平面，国际标准大气，带4个副油箱） 1920km
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