DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 驾驶舱系统和控制 飞行控制
DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 7.2. 燃油系统
7.2.1.燃料储存位置在机载直升机上，燃料位于三个主要的燃料箱中，内衬有自密封聚氨酯（PU）泡沫：两个鞍形罐位于机身的两侧，一个服务燃料电池位于主齿轮后面的容器中，图7.5。
图7.5.燃油系统单元的位置1.燃料电池2.右侧鞍形油箱3.左副油箱（模拟器未执行）4.左侧鞍座油箱为了增加飞行距离和持续时间，可以在机身内安装一个或两个辅助燃料箱（模拟器中未实施）。
油箱容量（单位：ltr/kg）：泡沫填充燃料电池415/322带填充泡沫的右鞍形槽1040/832泡沫填充左鞍座水箱1130/904泡沫填充辅助罐895/694 (not modeled)7.2.2.燃油分配系统通过泵、阀、压力传感器、电磁阀和切断阀，确保燃油系统的可靠运行，如图7.6所示。
图7.6.燃油系统图1.发动机泵2.管线至发动机АИ-9В，带旋塞610200А3.电磁阀610200АКО-504.紧急关闭旋塞768600МА（电气）5.燃料电池6.燃料旁路管线的关闭旋塞768600МА7.呼吸线8.463泵9.压力检测器СД-29А10.辅助油箱（未在模拟器中实现）11.煤油燃烧加热器КО-5012.旁路旋塞63700013.关闭旋塞768600МА14.截断塞门633600А15.第91类泵16.排泄阀17.鞍座箱18.浮阀766300А-1A–燃油供给管B–呼吸管152直升机燃油分配系统包括：电动离心式燃油泵463Б（8）；两个离心式燃油泵ЭЦН91С（15）；电动燃油泵748Б（加热器КО-50，未显示）；浮阀766300A-1 （18）；五个关闭旋塞768600mA（6，13）；一个关闭旋塞633600A（14）；两个电磁阀610200А（2，3）对于发动机АИ-9和加热器КО-50的进料管线；旁路旋塞637000（12）；燃油过滤器11ТФ30СТ（未显示）；止回阀组（未显示）；管道和软管。
从鞍座油箱，燃料通过管道由两个泵ЭЦН-91（15）供给至燃料电池；泵463Б（8）从燃料电池中分配燃料，以供给发动机ТВ3-117ВМ。
DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 8.1. 计算最大起飞重量
8 OPERATINGLIMITSANDRESTRICTIONS8. 操作限制和限制8.1.计算最大起飞重量地外效应垂直起飞（着陆）的最大起飞重量（OGE最大悬停重量）如图8.1所示。
地效垂直起飞（着陆）的最大起飞重量（ige最大悬停重量）如图8.2所示。
最大悬停重量图表显示了与着陆场压力高度和自由空气温度（FAT）相关的最大起飞重量，假设有静风、93%主旋翼转速、分离的PZU进气颗粒分离器系统（PSS）、分离的防冰系统。
图8.1.OGE最大悬停重量图（悬停高度20米）。
PZU和防结冰不工作注意。
如果安装了EGS，则将表中所示的最大重量减少300千克。
打开PZU（PSS）后，将图表中所示的最大起飞重量减少200kg。
在发动机和转子防冰系统打开的情况下，将图表中所示的最大起飞重量减少1000千克。
当安装排气IR抑制装置（7.12）时，减少图300所示的最大起飞重量。
图8.2.最大悬停重量图（悬停高度3米）。
PZU和防冰功能失效。
任何逆风都会增加最大起飞重量：5 m/s时+200 kg；10 m/s时+1200 kg。
侧风高达5 m/s会影响尾旋翼并增加发动机功率要求，从而降低性能。
在侧风高达5 m/s的情况下，最大起飞重量减少200 kg。
在更大的侧风速度下，平动升力效应变得更为主要。
尾风条件下的性能降低（热废气回流到排气系统）在模拟中没有建模。
在计算最大悬停重量的风修正值时，应考虑起飞/着陆过程中风速和风向可能发生变化。
假设最低的最大悬停重量对应可能的风的变化。
如果无法确定风况，假设4-6 m/s顺风的悬停条件较差。
228例子：:图8.2包括以下示例问题的解决方案（橙色箭头）：确定位于2300 m和+30°C脂肪高度的机场地面效应垂直起飞的最大悬停重量。
解决方案：使用图8.2中的IGE最大悬停重量图表，在所需压力高度2300 m处从左侧输入图表。
水平绘制一条线以与+30°C的所需温度相交。
DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 气动系统
DIGITAL COMBAT SIMULATOR Mi-8MTV24. 对于手动模式下的防冰系统操作，控制面板上的所有开关都应处于上部位置（不包括РИО-3开关）：此外，可以手动为独立机组的防冰系统通电：主旋翼和尾旋翼；左发动机（PSS和发动机进口）；右发动机（PSS和发动机进口）；玻璃。
5.要断开防冰系统电源，请将控制面板上的所有防冰系统开关设置为关闭（向下），然后按下按钮ВЫК（关闭）。
.7.4.7.防冰系统对飞行特性的影响最大起飞重量打开PZU（PSS）后，将图8.1、图8.2、图8.3所示的最大起飞重量减少200千克。
在发动机和转子防冰系统打开的情况下，将图表中显示的最大起飞重量减少1000千克。
燃油消耗防冰系统接合时，燃油消耗率如表所示8.4增加如下：发动机防冰系统：3%主、尾旋翼防冰系统：2%当PZU（PSS）接通时，表8.4中提供的每小时燃油消耗率增加3%。
7.5.气动系统当直升机不在机场时，直升机气动系统用于断开主起落架机轮和从机上瓶子中给机轮管充电（图7.22）。
176压力为50 kgf/cm2的压缩空气储存在装有主起落架支柱的瓶子中。
当发动机运转时，瓶子由主齿轮驱动的压缩机充电，或通过充电连接从地面瓶子充电。
图7.22.气动系统图1.压力表МА-60К2.压力计НТМ-603.压缩机АК-50Т，4.瓶5.车轮断裂6.减压阀УП-25/27.还原加速器УПО3/2М8.止回阀636100М9。
滤波器9.滤波器10.充气阀3509C5011.压力控制装置А–压力40..54 kgf/cm2B–压力0..14 kgf/cm2C–压力30..34 kgf/cm2（1）压力表МА-60К用于破裂压力监测；（2）压力计НТМ-60用于瓶子压力监测（4）；图7.23.气动系统压力表1.压力表НТМ-60（NTM-60）2.压力表МА-60К（MA-60K）（3）空气压缩机АК-50Т（AK-50T）用于在飞行中用压缩空气对直升机气动系统重新充气。
DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册 无线电通信和导航系统 自动测向(ADF)装置
图6.11.左三角板上的开关和警告信号器 "ВКЛЮЧИ РИ-65"（打开RI-65）图6.12.音响报警系统控制面板RI-651.按钮 ОТКЛ（关闭）用于关闭监听信息并 将R -863从发送模式切换到接收模式2.用于重放当前语音信息的按钮 ПОВТОР（重复）3.按钮ПРОВЕРКА(测试)旨在测试设备的可 操作性。
4.开关УСИЛ（增益）未接通当系统使用“РИ-65”（音频警告）开关打开时，警告信号器被移除。
音频报警系统从蓄电池总线接收27伏直流电。
使用位于左侧三角形面板上的 “РИ-65”（音频警告）开关接合系统。
6.2.无线电导航系统安装在MI-8MTV2上的无线电通信系统包括АРК-9（ARK-9）自动测向（ADF ）装置АРК-УД（ARK-UD ）甚高频寻的装置ДДИС-15（DISS-15）多普勒导航装置РВ-5（RV-5）雷达高度计组6.2.1.АРК-9（ARK-9）自动测向（ADF）装置ARK-9 ADF设备设计用于使用无方向无线电信标（NDB）、广播电台或罗盘定位器进行飞行导航。
该装置的频率范围为150至1300 kHz。
相对方位由导航和副驾驶仪表板上的UGR-4UK定向陀螺仪上的1号指针（窄）显示。
LF-ADF用于以下情况：在无线电台或国家数据广播电台上或从无线电台或国家数据广播台上飞来或从无线电台或国家数据广播台飞出，并能看到相对方位。
通过监控音频呼叫标志来识别电台。
无线电信标或广播电台相对方位的确定和连续显示。
执行非精密仪表着陆进近或导航到内外ILS标记信标。
ADF可用作备用语音通信接收机。
提供三种操作模式：“АНТ”（天线、天线）、“КОМП”（罗盘、罗盘）、“РАМК”（回路）。
ARK-9组件：接收机单元；电源；沿机身底部的共用外壳中的天线组件；图6.13.环形天线和非定向天线远程调谐器开关单元；右顶置控制台上的控制面板；UGR-4UK定向陀螺仪下左侧仪表板上的“АРКСВ–АРКУКВ”（ADF-MW–ADF USW）开关，在ARK-9和ARK-UD之间选择以驱动轴承指针；右断路器面板上的“КОМПАСВ”（指南针MW）断路器。
DCS MI-8MTV2米8直升机 中文指南 13无线电
你有三台无线电可以用。
•VHF/UHFR -863指挥无线电机用于空对空和空对地主要通信（飞行和ATC 呼叫）。
•HF YaD R O-1A 无线电机用于远距离空对空和空对地通信。
•LVHF （低甚高频）R -828无线电机用于空对空和空对地交替通信。
• 注：也可用于AD F 无线电导航•SPU -7ICS （对讲机）面板允许您选择在哪个无线电机上通信。
大多数时候，你只能使用R -863无线电。
无线电机 频率范围 R-863 VHF/UHF 220 to 399.975 MHz YaDRO-1A HF 2 to 17.999 MHz R-828 LVHF 20 to 59.975 MHz 169M I-8MTV2第13部分-无线电教程H I PSPU-7对讲机AM/FM 开关 R-863无线电机预设频道选择器R-828 LVHF 无线电机Yadro HF 雅德罗高频无线电机170R-863V/UHF 无线电机 R-863无线电机预设/手动频率控制SPU-7对讲机M I -8M T V 2 第13部分-无线电教程 H I PSPU-7 ICS（对讲机）这是您用来选择要在哪个无线电上进行通信的。
注：要在DCS中重新装备Mi-8，必须将SPU-7上的右下角开关（5号）切换到“ICS”位置（上）。
171 MI-8MTV2第13部分-无线电教程HIP。
DCSMi-8MTV2米8直升机中文飞行手册外部照明设备
DIGITAL COMBAT SIMULATOR Mi-8MTV278照明设备直升机配备了照明设备，应该在白天和夜间飞行时使用。
照明设备包括外部和内部照明设备。
7.8.1.外部照明设备外部照明设备包括，图7.33 :两个FPP-7M搜索/着陆灯；FR-100 滑行灯MSL-3防撞灯；Bano-45导航灯和KHS-39尾灯；OPS-57队形灯；图7.33.外部照明设备6. FR-100滑行灯7.OPS-57队形灯8. 右BANO-45导航灯（绿色）9. 翼尖灯②3 4H5H6)(2)(8)(91. KHS-39 尾灯2. 左BANO-45导航灯（红色）3. MSL-3防撞灯4. 右飞行员的FPP-7M灯5. 左飞行员的FPP-7M灯19248DIGITAL COMBAT SIMULATOR Mi- 8MTV2外部照明系统的电路通过位于右上方断路器面板上的ACB 连接，如图7.34所示:图7.34.夕卜部照明系统的 ACB4. 右搜索/着陆灯，白炽灯灯泡电路5. 导航灯供电电路6. 队形灯供电电路7. MH 『A 刃K （闪存）电路8. PRF-4灯（在主起落架支柱上，未实 施）防撞灯的ACB 位于右侧控制台（见下文）。
FFP-7M 搜索/着陆灯有两个FPP-7搜索/着陆灯，安装在纵向中心线左右两侧的直升机机头部分（图 些灯设计用于低能见度条件下的搜索操作、夜间搜索和照明着陆点和滑行区。
灯可以从0 （向下）到120°的角度升高，并在方位方向上以任何角度转动，也可以收回4> A nEBAfl vnPAe/ilCBET P bl ynPAB/llCBETCTPOEB RPOBEP K JIAMII MrtfXWACBET MS-斗1. 左搜索/着陆灯，灯光控制电路2. 左侧搜索/着陆灯，白炽灯灯泡电路3. 右搜索/着陆灯、灯光控制电路和滑行灯白炽 灯泡电路7.33、4、5）。
这DIGITAL COMBAT SIMULATOR Mi-8MTV2右FPP-7M灯连接到蓄电池电路，左FPP-7M灯连接到整流器总线。
DCS Mi-8MTV2 米8直升机 中文飞行手册7.10. 吊重设备
语音记录器由飞行员使用位于左侧面板上的控制面板控制。
正常情况下，语音记录器由27 V直流总线供电，紧急情况下由电池总线供电。
7.10. 吊重设备7.10.1. 通用说明吊索式装载设备用于在直升机机身下方运输大型货物，用于在需要的位置释放货物，并用于进行建筑和安装工程，如图7.41所示。
图7.41.带吊索的直升机直升机配备有最大载荷为4000公斤的货物缆绳组，货物缆绳长度为4米。
通过远程打开电子货钩释放货物。
吊索装载设备组包括：4根电缆；DG-64M货钩；机身连接点；释放屏障；滑轮组和电缆（未建模）；5、10、15、20、30、40、50和65米（游戏中最长30米）的延长电缆；货物电缆组（4х4米），也称为“蜘蛛”（游戏中可能有任何长度）；各种附加细节（旋转钩，货物电缆组的主连杆）未建模。
外吊索的主要承重元件为四根16 mm的电缆。
在每根电缆的顶部有一个铰链，通过该铰链，该电缆连接到一个特殊的机身连接点，位于直升机天花板下（主旋翼传动装置正下方），机架7和10上。
在下部，所有四根电缆都与DG-64M的刻度相连，然后电缆穿过检修孔。
吊重设备如图7.42所示。
图7.42.吊重设备图1.四根承重电缆2.释放障碍3.DG-64M货钩4.进入孔5.延长电缆7.10.2. 货钩控制装置DG-64M货钩锁由电气控制：212电源电压27-29V；钩开口所需的最小电压为20V。
控制货钩锁是指选择脱钩方式：当货物接触地面时自动打开（或脱钩），或在飞行中手动打开（和货物释放）。
为接通电路电源，控制钩锁，飞行员必须启用右侧架空断路器面板上的"УПРАВЛЕНИЕОТКРЫТИЕМЗАМКА""ОСНОВНОЕ", "ДУБЛИР"（货物钩主辅助）：.自动打开当货物已经钩住时，自动货物脱钩在着陆前激活。
为此，必须启用位于左侧面板[RCTRL+RSSHIFT+K]上的ВНЕШНЯЯПОДВЕСКААВТОМСБРОС（外部负载自动释放）当货物接触地面时，锁定杆上的负载降至25公斤以下，挂钩打开，货物留在地面上。
DCS MI8 中文教程手册
中央面板：
设置所需的 VHF 频率
打开雷达高度表： RADIOVYS（雷达高度表功率）- UP
打开俯仰和侧倾稳定性增强俯仰/滚动绿色推光- 短按 LWIN+A
飞行的直升机
起飞 由于 MI-8配备了一个轮式底盘，它可以起飞 或垂直滚动发车后，运行的起飞。正在运行的起飞 可以用来获得一些初步的空速时，直升机太重而提 垂直起飞。表演起飞可以是具有挑战性的，因为他们需要在第一 环状，踏板，协调，持续，平稳控制 集体所有。
DCS MI8 中文教程手册
本手册根据 ED 开发商定制的原教程基础上我把英文翻译成中文。 里面有不对的地 方请大家多谅解。本翻译由 3GO*SN-1858
直升机控制 初级直升机飞行控制系统，包括循环控制杆，集体 控制杆，反扭矩踏板。的循环是等效的操纵杆 并用于提高或降低它的鼻子和滚动直升机左，右侧为 原来。集体位于由飞行员的一侧和向上移动和向下 控制的升程量，本质上用的主旋翼产生的 获得或失去高度（爬升/下降） 。踏板是用来打开（偏航） 鼻子的左边或右边沿地平线以最小的辊，可用于旋转 直升机悬停时。 从驾驶舱飞行时，可以切换控制指标显示 按 RCTRL+ Enter 可看到你的位置的视觉参考 飞行控制系统。学习如何飞翔时，这可以是非常有帮助的。
要开始起飞，释放驻车制动，按 W 。直升机的 鼻子可能会开始晃动，车轮被释放。使用非常轻微的踏板 循环的修正，以保持鼻子直和稳定。 集体开始提高非常缓慢。通常需要的环状 被拉到稍稍向后和向右（在每个方向上的10％至20％左右） ，以 保持一个稳定的心态。右踏板也需要压在大约10-20％的方式，以防止直升机偏航左边 是集体 增加。继续慢慢提高集体和使用仔细棒和 踏板控制，以保持鼻子的位置，并尽量减少任何滑动沿 在地面上。做得正确时，直升机会慢慢抬离地面， 悬停到一个稳定的，低海拔最低的位置和方向的变化。 轻微右岸角度有必要保持悬停位置 防止向左滑动。 升空到离地面几英尺的高空后，稍微压低机头 通过释放一定的背压棒开始加速前进。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
5.2.飞行控制
直升机配备了横向、纵向、集成的总距油门和定向飞行控制子系统。
控制输入通过机械连杆和液压伺服系统从驾驶舱传输到转子叶片。
电缆用于转子制动系统，部分用于尾转子变桨控制。
飞行员控制由自动飞行控制系统（AFCS）辅助，该系统具有集成的四通道自动驾驶仪、液压飞行控制伺服系统以及俯仰、横滚和偏航配平系统。
飞行员和副驾驶都有集体控制、循环控制和方向控制，这些控制通过机械连杆传输到第一级和第二级控制单元，这些控制单元组合、求和并耦合循环、集体和偏航输入。
所产生的输出信号被提升，并通过与液压伺服系统的机械连杆发送至主旋翼和尾旋翼。
力集中装置被纳入循环控制系统。
这些装置提供了一个力梯度或“感觉”的循环棒。
棍子偏向得越远，施加的力就越大。
配平脱离按钮位于飞行员和副驾驶循环手柄上。
按住装饰件分离按钮将立即将斗杆上的力降至零。
松开按钮重新测量装饰件。
5.2.1.循环控制系统
直升机的横向和纵向控制是通过推动杆、曲拐和伺服装置将循环杆移动到主旋翼旋转斜盘上。
任何方向的移动都会使主旋翼桨叶的平面朝同一方向倾斜，从而导致直升机朝该方向移动。
飞行员（左）和副驾驶（右）的循环操纵杆在设计和结构上几乎相同，并且相对于直升机的纵轴对称安装在驾驶舱地板上。
图5.16.飞行员循环操纵杆
循环控制棒由带硬橡胶手柄（3）的成形金属管组件（1）构成，包括四个按钮：ICS/无线电键控按钮（触发位置）（4）、自动驾驶仪关闭按钮（5）、点火按钮（6）、配平按钮（7）。
飞行员的（左）循环还包括一个车轮制动操纵杆（2）和一个保持在锁定位置（8）的插销。
纵向挡块：纵向控制连杆中包括液压缸和机械挡块，当直升机在地面或滑行时，可将旋转斜盘后倾限制在最大2°12'。
止动块由安装在主起落架支柱支架上的车轮重量微动开关控制。
当飞行员在循环上向后拉时，纵向止动块会使旋转斜盘后倾达到2°12'时移动斗杆所需的力急剧增加。
当直升机升离地面时，微动
开关触点打开，停止分离，释放后斜盘倾斜的限制。
5.2.2.方向控制系统
方向控制系统由驾驶员或副驾驶踏板总成操作。
从踏板到方向伺服，控制连杆由推
杆/拉杆和曲拐系统组成。
电缆用于将控制输入传递到尾旋翼齿轮箱。
变速箱的变桨机构由链条、链轮和蜗轮组成，用于伸展或收回变桨控制杆。
杆的运动通过变桨连杆传递到叶片夹持器，从而改变叶片角度。
向前推动左踏板可使变桨控制杆缩回。
桨叶倾斜角减小，直升机向左转弯。
向前推动右踏板，可伸展变桨控制杆，增加桨叶变桨角度，直升机向右转弯。
右踏板的移动受到可移动挡块（节距限制器）系统的限制，该系统使用空气密度和温度来调整最大尾旋翼节距角，并防止尾旋翼和驱动系统过载。
80
踏板安装在驾驶舱地板上座椅前面的支架上。
踏板调节器用于调节踏板距离，以获得
个人舒适感。
调整范围为±2.9英寸。
每个子踏板总成上都安装有微型开关，以允许
飞
行员在自动驾驶仪偏航通道接合时引入方向控制输入。
图5.17.防扭矩踏板
力对中装置集成在方向控制系统中。
这些装置为踏板提供一个力梯度或“感觉”。
踏板
偏转得越远，施加的力就越大。
配平脱离按钮位于飞行员和副驾驶循环手柄上。
按住
装饰件分离按钮将立即将踏板上的力降至零。
松开按钮重新测量装饰件。
尾旋翼桨距限制系统
SPUU-52-1尾旋翼桨距限制系统使用与机械止动器相连的线性执行器，以在16°20'至20°30'范围内调整最大尾旋翼桨距角度。
根据空气温度和密度进行调整：
密度增加（低海拔或/和低温）导致最大叶片倾斜角减小，
密度降低（高海拔或/和高温）导致最大叶片节角增加。
当系统断开时，止动块复位并允许完全右踏板行程。
尾旋翼节距限制系统通过SPU52-1控制面板进行控制和监控。
面板位于驾驶舱中央控制台的右中心区域。
系统的主电源开关位于飞行员的左三角板上。
当系统断开时，控制
面板上的红灯按钮将点亮。
要接合系统，请将SPU-52-1主电源开关设置到打开（向上）位置。
当右踏板完全踩入时，AFCS航向通道断开。
图5.18.SPUU-52-1驾驶舱控制
如果SPU-52-1系统在飞行中发生故障，控制面板上的红灯按钮将亮起。
在这种情况下，左三角板上的SPU52-1主电源开关应设置为关闭（向下）位置。
这将使SPUU-52-1 控制面板上的限位器指针设置为完全向左位置，指示右踏板行程限制的移除。
在限制
器脱离的情况下，应尽可能在风中盘旋和着陆，同时避免踏板大幅度或突然输入。
飞行中直接控制系统失效
在飞行中方向控制系统失效的情况下，直升机表现出向左偏航的强烈趋势，如果横摇
角保持在中立位置，则有向右侧滑和向左转弯的趋势。
如果直升机对踏板输入没有反应，保持60-200公里/小时的空速，并建立一个正确的侧倾角以保持向前飞行。
最佳空速约为150公里/小时，向前飞行时产生最小侧滑，侧滑
角为5-7°右。
在整个踏板行程范围内测试直升机对踏板输入的响应，以防在特定输入范围内可能进
行有限控制。
尝试寻找一个合适的着陆区，允许以70-80公里/小时的空速着陆。
通过逐渐调整集体控制来执行过渡机动。
提升总成时，循环需要调整到右侧，并增加
右辊角度。
当降低集体（例如尝试着陆）时，循环需要调整到左侧并减小右侧倾角
度。
使用滚动控制执行转弯和航向更改。
最好向左转弯。
一旦选择了合适的着陆区，开始下降，保持150公里/小时的空速，下降速度为3-4
米/秒。
在25-30米的高度，开始急剧减速。
在减速过程中，通过测量避免左偏航，必要时可逐步减小总距。
在10-15米的高度上，在继续减速的同时，迅速将总距降低1.5-2.5°，并使任何现有
的滚转水平。
随着集合的减少，直升机倾向于向右偏航，并减少滑动（漂移）角。
通
过参考地面和使用总距，目视控制下降和滑动率。
82
在3-4米的高度，增加总距，以建立着陆时1-2米/秒的下降率。
请记住，偏航和滑动/漂
移响应发生在集体增加后1-2秒。
着陆后，将总距降至最低。
5.2.3.总距控制系统
总距控制系统包括集成的节气门和主旋翼总距控制连杆。
总输入升高或降低旋转斜盘
滑块。
这会改变主转子叶片的节距，导致整个转子轮盘的升力增加或减少。
当总杆向
上移动时，主旋翼总距增加。
同时，发动机增加到更高的功率设置。
当集体操纵杆向
下移动时，主旋翼变桨和发动机功率降低。
总控制输入通过一系列曲拐和推杆到达主
发动机油门控制。
主旋翼旋转斜盘滑块的总输入通过曲拐和推杆传送到总飞行控制伺
服和总操纵杆/摇杆。
总杆安装在驾驶员和副驾驶座位左侧的驾驶舱地板上。
液压离合器将斗杆牢牢固定在
任何位置，允许飞行员进行平滑的变桨调整，并防止斗杆爬行。
通常，使用手轮手动
调整离合器，以允许在不释放离合器的情况下，以45至55 lb的力移动斗杆。
离合器释放按钮激活液压离合器释放系统，允许斗杆以不大于3.3 lb的力移动。
释放按钮时，
离合器重新接合。
离合器释放按钮还分离自动驾驶仪高度通道。
图5.19.飞行员（左）集体控制组
1.手轮（摩擦调整）
2.发动机状态控制杆（ECLS）
3.扭转节流阀
4.紧急货物释放按钮
5.N2微调增加-减少开关
6.探照灯控制按钮
7.战术外挂弹按钮
8.离合器释放按钮
副驾驶的集体操纵杆位于副驾驶座椅的左侧。
它在设计上类似于飞行员的集体，但不
包括摩擦离合器，货物释放按钮，或发动机状态杠杆（ECL）。
联合（双）发动机的操作是通过飞行员或副驾驶集体操纵杆上的扭转手柄油门控制来
控制的。
节气门从关闭位置向右（顺时针）转动，通过怠速止动装置完全打开。
发动机由飞行员的ECL单独控制。
对于每台发动机，ECL分别改变发动机压缩机（N1）控制杆（油门）设置从最小功率到最大功率。
它们用于在地面测试和特殊飞行条件下
控制发动机功率设置，例如一台发动机故障。
ECL的正常位置在中央棘爪中。
通过将发动机状态操纵杆移动到最大设定值，发动机可以达到起飞功率。
集体控制系统是一种备用的、手动的转子转速控制方法。
在正常情况下，转子转速由
发动机调节器系统自动保持。
自动和手动转子转速控制之间的转换是使用扭转油门完成的。
当节气门全开时，调速
系统自动保持转子转速。
向左（逆时针）转动油门可断开自动转速控制。
当节气门进
一步向左扭转时，可以通过降低转子转速来验证过渡。
84。