Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8мтв содержит сведения, указания и рекомендации, необходимые для полного использования возможностей вертолета и безопасного выполнения по- лета в пределах установленных ограничений, условий полета и эксплуатации.

Скачать 3.1 Mb.

Название	Руководство по летной эксплуатации вертолета Ми-8мтв содержит сведения, указания и рекомендации, необходимые для полного использования возможностей вертолета и безопасного выполнения по- лета в пределах установленных ограничений, условий полета и эксплуатации.
страница	2/19
Тип	Руководство

rykovodstvo.ru > Руководство эксплуатация > Руководство

1 2 3 4 5 6 7 8 9 ... 19

РАЗДЕЛ 3. ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ.

3.1. Расчет полета.

3.1.1. Общие указания.

3.1.2. Исходные данные для расчета.

3.1.3. Выбор эшелона и наивыгоднейшего режима полета.

3.1.4. Определение потребного количества топлива.

3.1.5. Определение максимально допустимой взлетной массы вертолета.

3.1.6. Определение максимально допустимой посадочной массы.

3.1.7. Определение коммерческой загрузки.

3.1.8. Окончательный расчет взлетной массы вертолета.

3.1.9. Расчет времени, пути и расхода топлива по этапам полета.

3.1.10. Расчет рубежа возврата.

3.1.11. Расчет центровки вертолета.

3.2. Техническая подготовка к полету.

3.2.1. Общие указания.

3.2.2. Внешний осмотр вертолета.

3.2.3. Осмотр внутри вертолета.

3.2.4. Подготовка к запуску двигателей.

3.2.5. Подготовка к выруливанию.
3.1. РАСЧЕТ ПОЛЕТА.

3.1.1. ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ.

Перед каждым полетом экипаж обязан произвести расчет полета, который состоит из следующих элементов:

- получение исходных материалов для расчета;

- определение наивыгоднейшего эшелона и скорости полета;

- определение потребного количества топлива;

- определение максимально допустимой массы вертолета для взлета и посадки;

- расчет центровки вертолета;

- определение коммерческой загрузки;

- расчет времени, пути и расхода топлива по этапам полета;

- расчет рубежа возврата.

3.1.2. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА

Для выполнения расчета полета экипажу необходимо иметь следующие исходные данные:

- расстояние по маршруту от аэродрома вылета до аэродрома назначения;

- расстояние от аэродрома назначения до наиболее удаленного запасного аэродрома (в пределах его досягаемости);

- данные о распределении ветра и температуры воздуха по высотам;

- фактические или прогнозируемые метеоусловия на аэродромах вылета, назначения и запасного (направление и скорость ветра, давление и температуру воздуха);

- массу снаряженного вертолета и его центровку по формуляру;

- параметры площадок взлета и посадки;

- данные по массам и габаритам перевозимых грузов, а также координаты расположения их центра масс.

3.1.3. ВЫБОР ЭШЕЛОНА И НАИВЫГОДНЕЙШЕГО РЕЖИМА ПОЛЕТА.

3.1.3.1. ВЫБОР ЭШЕЛОНА ПОЛЕТА.

В тех случаях, когда имеется практическая возможность выбора эшелона полета, экипаж должен определить наивыгоднейшую (по расходу топлива) высоту с учетом фактической обстановки : метеорологических условий, скорости и направления ветра по высотам, расстояния по маршруту полета. При полетах в штилевых условиях расход топлива уменьшается с увеличением

высоты, достигая минимального значения на высоте 3 000 м при полетных массах вертолета, близких к нормальной (11 100 кг),и 2 000 м - при полетных массах, близких к максимальной (13 000 кг). С точки зрения влияния ветра наивыгоднейшей высотой полета будет высота, на которой изменение путевой

скорости под влиянием ветра наиболее благоприятно (наибольшее увеличение или наименьшее уменьшение путевой скорости).

3.1.3.2. ВЫБОР НАИВЫГОДНЕЙШЕЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА.

Для горизонтального полета скорость выбирается из требований и условий задания: будет ли это полет для достижения наибольшей дальности или наибольшей продолжительности. Длительные полеты рекомендуется выполнять на крейсерских скоростях или близких к ним в пределах + 10 км/ч. При этом,

режим работы двигателей в полете должен соответствовать (примерно) крейсерскому режиму (п.8.2.2.).

Максимальное время пребывания в воздухе (максимальная продолжительность полета) достигается при полете на скоростях 120-140 км/ч.

Максимальная дальность полета вертолета достигается при скоростях, соответствующих минимальным километровым расходам топлива и определяемых для конкретных условий полета по графикам рис. 3.1.14. - 3.1.20.

Скорости максимальной дальности и максимальной продолжительности (крейсерские и экономические) приведены в табл. 7.5.1.

Скорость транспортировки груза на внешней подвеске определяется условиями его поведения. С увеличением скорости в диапазоне рекомендованных скоростей для транспортировки грузов на внешней подвеске, дальность полета увеличивается.

Таким образом, скорость полета выбирается в зависимости от полетного задания полета и условий его выполнения.

3.1.4. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОТРЕБНОГО КОЛИЧЕСТВА ТОПЛИВА.

3.1.4.1. Если полет выполняется на крейсерской скорости в условиях МСА, то потребное количество топлива определяется по графикам дальности полета, приведенным на рис. 3.1.7. - 3.1.13.

Найденное по графикам количество топлива включает в себя топливо, расходуемое в полете от взлета до посадки, и аэронавигационный запас топлива для полета в течение 30 мин. на данной высоте и крейсерской скорости.

Потребное количество топлива с учетом ветра определяется с помощью этих же графиков по воздушному пути, проходимому вертолетом при полете на заданную дальность под действием ветра. Порядок расчета воздушного пути вертолета приводится в п.3.1.9.7а. Учет отличия температуры наружного воздуха от стандартной, а также отбора воздуха и мощности двигателей на системы вертолета (ПОС, ПЗУ) осуществляется увеличением потребного количества топлива, выбранного из графика, в соответствии с рекомендациями п.п.3.1.9.7.6. и в.).

Порядок пользования графиками дальности полета:

- выбрать график, соответствующий высоте полета;

- из точки, соответствующей дальности полета (воздушному пути), провести горизонтальную линию до пересечения с линией взлетной массы вертолета;

- по точке пересечения горизонтальной линии с графиком дальности находим на горизонтальной оси потребный запас топлива, Мт., кг.

Например, заданная высота полета Н = 500 м, аэронавигационный запас топлива на 30 мин полета на крейсерской скорости, атмосферные условия стандартные. Это соответствует графику практической дальности полета рис. 3.1.8. Заданы взлетная масса вертолета - 13 т и практическая дальность полета в безветрии

L пр = 500 км. Из точки, соответсвующей L пр = 500 км проводим горизонтальную линию до пересечения с графиком дальности для М взл. = 13 т и из точки пересечения на горизонтальной оси находим потребный взлетный запас топлива М т.взл. = 1 760 кг.

И наоборот, зная запас топлива в данных условиях (например, М т. = 1 600 кг) и взлетную массу вертолета (например, М взл. = 12 т), пользуясь графиком рис.3.1.8., определяем практическую дальность L = 460 км на высоте Н = 500 м с аэронавигационным запасом топлива на 30 мин полета на крейсерской

скорости в стандартных атмосферных условиях.

3.1.4.2. Количество заправляемого в баки топлива должно быть больше

потребного, найденного по графику, на 50 кг (расход топлива на земле - 30 кг, невырабатываемый остаток - 20 кг).

3.1.4.3. Если полет выполняется на скоростях ниже или выше крейсерских, с транспортировкой груза на внешней подвеске, с увеличенным эронавигационным запасом и так далее, то потребное количество топлива определяется последовательным расчетом по этапам полета (см.п.3.1.9.).

3.1.4.4. Полный запас топлива на вертолете определяется вместимостью

топливных баков. Заправка топливных баков осуществляется открытым способом через заливные горловины.

В табл.3.1.1. приведены сведения о вместимости топливной системы вертолета.
Таблица 3.1.1.
3.1.5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМОЙ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА.

3.1.5.1. Максимально допустимая взлетная масса вертолета зависит от

высоты расположения аэродрома (площадки) над уровнем моря,

температуры наружного воздуха, высоты висения над площадкой

и определяется по номограммам рис. 3.1.1 - 3.1.6.

3.1.5.2. Номограммы рис.3.1.1. и 3.1.3. построены при работе двигателей

ТВЗ-117ВМ на взлетном режиме. Максимально допустимая взлетная (посадочная) масса, определенная по номограммам рис.3.1.1. и 3.1.3, должна быть уменьшена:

- на 200 кг при включении ПЗУ на высотах от 0 до 3 км включительно;

- на 1000 кг при включении ПОС двигателей и винтов.

3.1.5.3. При взлете по-вертолетному с использованием влияния "воздушной подушки" максимально допустимая взлетная масса вертолета определяется по номограмме на рис. 3.1.3., а без использования влияния "воздушной подушки" - по номограмме на рис. 3.1.1.

Максимально допустимая взлетная масса, обеспечивающая возможность выполнения горизонтального полета на наивыгоднейшей скорости на высоте, превышающей высоту площадки взлета на 300 м, при отказе одного двигателя и работе другого на чрезвычайном режиме, определяется по номограмме на

рис. 3.1.5.

При необходимости набора высоты с вертикальной скоростью Vу=0,8 м/с в случае отказа одного двигателя и работе другого на чрезвычайном режиме максимально допустимая взлетная масса для полета на наивыгоднейшей скорости на высоте, превышающей высоту площадки взлета на 300 м, должна определяться по номограмме рис. 3.1.6.

3.1.5.4. При взлете с разбегом, (по-самолетному) определение допустимой взлетной массы вертолета следует производить по номограмме, приведенной на рис. 3.1.3, увеличивая полученное значение массы на 500 кг.

3.1.5.5. Приращение максимально допустимой массы вертолета при взлете и посадке под влиянием ветра на площадке определяется по графикам на рис. 3.1.2 и 3.1.4.

При определении максимально допустимой массы с учетом влияния ветра следует иметь в виду, что направление и скорость ветра могут меняться в процессе взлета и посадки. Поэтому при определении максимально допустимой массы при неустойчивом ветре следует брать его минимальное значение для возможного диапазона изменения скорости ветра.

Во всех случаях предельная масса не.должна превышать максимальной взлетной массы вертолета – 13 000 кг.

3.1.5.6. Порядок определения максимально допустимой взлетной массы вертолета по номограммам приведен в Примерах 1, 2, 3, 4.

Пример 1. Определить максимально допустимую взлетную массу вертолета, если температура наружного воздуха на площадке -10°С, площадка расположена на высоте 2 000 м над уровнем моря, размеры площадки и воздушные подходы к ней позволяют выполнить взлет и посадку без использования влияния воздушной подушки. На площадке ветер слева к направлению взлета, скорость ветра 7 м/с.

Решение. По номограмме на рис. 3.1.1 на шкале температур наружного воздуха найти точку, соответствующую температуре -10°С, и провести горизонтальную

прямую до линии высоты 2 000 м. В этом случае на оси взлетных масс максимально допустимая взлетная масса вертолета в штиль будет равна 12 780

кг. По графику рис. 3.1.2 определяем, что при ветре слева 7 м/с максимальная взлетная масса должна быть увеличена на 440 кг, следовательно она составит 12780 кг + 440 кг - 13220 кг, но не более 13000 кг согласно п.3.1.5.7., следовательно взлетная масса вертолета должна быть принята 13 000 кг.

Пример 2. определить максимально допустимую взлетную массу вертолета, если температура наружного воздуха +15°С, высота расположения площадки

1500 м, размеры и воздушные подходы к площадке позволяют выполнить взлет и посадку по-вертолетному с использованием влияния "воздушной подущки". На площадке ветер сзади к направлению взлета, скорость ветра 4 м/с.

Решение. По номограмме на рис. 3.1.3 на шкале температур наружного воздуха найти точку, соответствующую температуре +15°С, и провести горизонтальную линию до пересечения с кривой высоты 1500 м. Из точки пересечения опустить перпендикуляр на линию шкалы взлетных масс и найти максимально допустимую взлетную массу в штилевых условиях, она будет равна 14160 кг. По графику рис. 3.1.4. определяем, что при ветре сзади 4 м/с взлетная масса должна быть уменьшена на 1300 кг. Она составит 14160 кг - 1300 кг = 12 860 кг.

Пример 3. Определить максимально допустимую взлетную массу вертолета, если температура наружного воздуха на площадке -15°С, площадка расположена на высоте 4000 м над уровнем моря, размеры площадки и подходы к ней позволяют выполнить взлет и посадку с разбегом.

Решение. По графику рис.3.1.3. на шкале температур найти точку, соответствующую температуре -15°С, и провести горизонтальную прямую до пересечения с кривой высоты 4000 м. Из точки пересечения опустить перпендикуляр на линию шкалы взлетных масс и найти максимально допустимую взлетную массу при взлете по-вертолетному с использованием влияния "воздушной подушки", она составит 12 050 кг. Для получения взлетной массы при взлете с разбегом необходимо увеличить это значение на 500 кг, тогда взлетная масса в данных условиях при взлете с разбегом составит

12 050 кг + 500 кг = 12 550 кг.

Пример 4. Определить максимально допустимую взлетную массу вертолета, обеспечивающую возможность выполнения горизонтального полета на наивыгоднейшей скорости, на высоте, превышающей высоту площадки на

300 м, при отказе одного двигателя и работе другого на чрезвычайном режиме, если температура наружного воздуха -30°С, площадка расположена над уровнем моря на высоте 1500 м.

Решение. По графику рис. 3.1.5. на шкале температур найти точку, соответствующую температуре -30°С, и провести горизонтальную линию до пересечения с кривой высоты 1500 м. Из точки пересечения опустить перпендикуляр на линию шкалы взлетных масс и найти искомую массу: она составит 12 580 кг.

Рекомендации по определению соответствия тяги НВ вертолета

номограммам РЛЭ приводятся в разделе 9.

3.1.6. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМОЙ ПОСАДОЧНОЙ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА.

Максимально допустимая посадочная масса вертолета определяется в том же порядке и по тем же номограммам, что и максимально допустимая взлетная масса (см.п.3.1.5).

При отсутствии данных о температуре наружного воздуха на месте предполагаемой посадки для расчета максимально допустимой посадочной массы вертолета учитывать следующее:

а) если высота площадки, на которую предполагается посадка, равна высоте аэродрома вылета, то температура наружного воздуха берется равной температуре на аэродроме вылета ;

15) при разных высотах расположения взлетной и посадочной площадок изменение температуры наружного воздуха оценивается в соответствии с МСА (на каждые 1000 м увеличения высоты температура падает на 6,5°С).

При отсутствии данных о ветре и невозможности определить его направление при посадке расчет максимально допустимой массы производить для наиболее неблагоприятного сочетания скорости и направления ветра (ветер сзади со скоростью 4-6 м/с) .

3.1.7. ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОММЕРЧЕСКОЙ ЗАГРУЗКИ.

3.1.7.1. Величина массы коммерческой загрузки М к.з., если она не задана условиями полета, определяется по формуле:

М к.з. = М взл – М ен – М т. (3.1.1),

где М взл - заданная или максимально допустимая взлетная масса вертолета;

М ен - масса снаряженного вертолета;

М т. - потребное количество топлива.

Максимально допустимая взлетная масса определяется в соответстви с п.3.1.5.

Потребный запас топлива находится в соответствии с п.3.1.4.

3.1.7.2. Значения масс снаряженного вертолета и составляющих ее элементов приводятся в табл. 3.1.2.

Если снаряжение конкретного вертолета отличается от указанного в табл. 3.1.2. за счет дополнительного эксплуатационногоо снаряжения, то это изменение необходимо учитывать.
Таблица 3.1.2.
3.1.8. ОКОНЧАТЕЛЬНЫЙ РАСЧЕТ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ ВЕРТОЛЕТА.

Окончательный расчет взлетной массы вертолета производится после определения потребного запаса топлива и массы коммерческой загрузки по формуле:

М взл. = М сн. + М т. + М к.з. (3.1.2.)

Рассчитанная по формуле 3.1.2. взлетная масса не должна превышать максимально допустимой массы, определенной по графикам рис.3.1.1 - 3.1.6. для фактических условий взлета.

3.1.9. РАСЧЕТ ВРЕМЕНИ, ПУТИ И РАСХОДА ТОПЛИВА ПО ЭТАПАМ ПОЛЕТА.

3.1.9.1. Расчет состоит в последовательном определении на каждом участке маршрута пройденного пути, времени полета и количества израсходованного топлива.

Перед началом расчета маршрут разбивается на следующие характерные участки полета:

(а) взлет и набор высоты;

(б) снижение, заход на посадку и посадка;

(в) участки горизонтального полета на постоянной высоте с постоянной скоростью;

(г) другие участки (например, снижение и посадка в промежуточном пункте маршрута для разгрузки, загрузки вертолета с последующим взлетом и набором высоты).

Расчет начинается с участка, для которого в одной из граничных точек известна полетная масса вертолета. Как правило, это бывает участок взлета и набора высоты при известной взлетной массе (заданной, рассчитанной или максимально допустимой). Но иногда расчет приходится вести с конца полета, когда взлетная масса определяется в последнюю очередь после того, как в результате расчета будет найдено потребное количество топлива.

Характеристики каждого участка маршрута определяются с учетом благоприятных (например, попутный ветер) и неблагоприятных факторов, влияющих на расход топлива.

В число граничных точек включаются также контрольные ориентиры (КО), в которых контролируются остаток топлива и другие параметры полета.

3.1.9.2. ВЗЛЕТ И НАБОР ВЫСОТЫ.

Пройденный путь, время полета и расход топлива при взлете и наборе высоты на режиме максмимальной скороподъемности (режим работы двигателей при наборе высоты - номинальный, скорость по прибору - в соответствии с рекомендациями раздела 7) выбираются из табл.3.1.3.

Таблица 3.1.3.
Примечание: При транспортировке груза на внешней подвеске время висения и расход топлива для подцепки груза рекомендуется принимать равными соответственно 5 мин и 75 кг.

3.1.9.3. СНИЖЕНИЕ, ЗАХОД НА ПОСАДКУ И ПОСАДКА

Пройденный путь, время полета и расход топлива при снижении и посадке (без учета времени и расхода топлива при заходе на посадку) выбираются из

табл. 3.1.4.

Таблица 3.1.4.

Примечания: .1 При транспортировке груза на внешней подвеске время висения и расход топлива для отцепки груза принимаются равными соответственно

5 мин и 75 кг.

При заходе на посадку по малому прямоугольному маршруту (скорость по прибору 160 км/ч, высота 300 м) время полета и расход топлива принимаются равными соответственно 6 мин и 130 кг. В этом случаен характеристики снижения необходимо выбирать из таблицы до высоты 300 м.

3.1.9.4. ПРОЧИЕ РЕЖИМЫ ПОЛЕТА.

При работе вертолета в режиме висения вне влияния "воздушной подушки" расход топлива рассчитывается в зависимости от продолжительности висения с использованием табл. 3.1.5.

Таблица 3.1.5.

Километровый (ч) и среднечасовой (Q) расход топлива в горизонтальном полете при одном выключенном двигателе определяется по табл. 3.1.6.

Таблица 3.1.6.
Расход топлива при работе двигателей на земле состоит:

- из расхода топлива при запуске и прогреве двигателей, рулении на старт –

30 кг за 5 мин (по 6 кг/мин);

- из расхода топлива при работе двигателя АИ-9В на бортсеть до запуска двигателей (по 1,25 кг/мин).

3.1.9.5. КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ.

(а) Длина горизонтального участка маршрута L г.п. рассчитывается по формуле:

L г.п. = L - (L наб + L сн) (3.1.3.),

где L - общая длина маршрута между аэродромами вылета и назначения (определяется в результате прокладки маршрута);

L наб - пройденный путь при наборе высоты (табл.3.1.3.)

L сн - пройденный путь при снижении (табл.3.1.4.).

(б) Время полета на горизонтальном участке маршрута t г.п рассчитывается по формуле:

t г.п = Т - (t вис1 + t наб + t сн + t зах + t вис 2) (3.1.3. ),

где Т - заданное общее время полета;

t вис1 - время висения на взлете (см. табл. 3 . 1 .3 .);

t наб - время набора высоты (см. табл . 3 . 1 . 3 . ) ;

t сн - время снижения (см. табл.3.1.4.);

t зах - время захода на посадку (рассчитывается в зависимости от установленной схемы захода);

t вис2 - время висения на посадке (см . табл. 3 .1.5.),

Если время Т на задано, то время полета на горизонтальном участке рассчитывается по формуле

t ГП = L гп / V ист + U э (3.1.5),

где V ист -. истинная скорость полета;

U э - скорость эквивалентного ветра (табл.3. 1 .8.) .

(в) Расход топлива на горизонтальном участке маршрута М т.уч рассчитывается по формуле:

М т.уч = q x Lг.п. (3.1. 5,),

где q - километровый расход топлива.

Величина q выбирается из графиков на рис. 3.1.14 - 3 .1.20 для средней полетной массы вертолета на участке горизонтального полета.

Средняя полетная масса находится одним из способов:

- если известна масса в конце участка горизонтального полета М кон и задана протяженность участка горизонтального полета, то

М cр = М кон + К x q кон x L г.п (3.1.7.)

при L г.п. до 100 км - К = 0,5;

при L г.п. от 100 км до 600 км - К = 0,51;

при L г.п больше 600 км - К = 0, 52.

При этом q кон определяется для М кон.

- если известна масса вертолета в начале участка горизонтального полета М нач и задана L г.п, то

М ср = М нач - К х q нач x L г.п (3.1.8.),

где К = 0,49;q нач определяется для М нач. - если известна масса вертолета в начале и в конце участка горизонтального полета (Мнач, Мкон), тогда

М ср = 0,5 (М нач. + М кон) (3.1. 9.).

Расчет топлива в полете при одном выключенном двигателе выбирается из табл. 3.1.6.

Часовой расход топлива Q = q x V ист. для любой из скоростей и высот определяется из графиков на рис. 3.1.20-3.1.27.

Значения q и Q на скоростях наибольшей дальности (крейсерских) для различных полетных масс приведены в табл.7.5.2.

3.1.9.6. РАСЧЕТ ДАЛЬНОСТИ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА ВЕРТОЛЕТА С ГРУЗОМ НА ВНЕШНЕЙ ПОДВЕСКЕ.

Методика расчета дальности и продолжительности полета с грузом на внешней подвеске не отличается от обычной. Скорости горизонтального полета при транспортировке груза на внешней подвеске зависят от величины площади наибольшего поперечного сечения (миделя) перевозимого груза (дополнительного вредного сопротивления). Минимальные и экономические скорости горизонтального полета с грузом на внешней подвеске не отличаются от минимальных и экономических скоростей в обычном полете. Максимальные и крейсерские скорости полета с грузом на внешней подвеске при различных полетных массах и различных величинах площадей поперечных сечений грузов для высот полета до практического потолка (истинные и по прибору) представлены на рис. 3.1.28. - 3.1.32.

Приращение километрового расхода топлива при транспортировке на внешней подвеске груза с миделем 1 м2 по сравнению с километровым расходом топлива при полете вертолета без груза на внешней подвеске в зависимости от приборной скорости полета приведено в табл. 3.1.7. и на рис. 3.1 .33.

Таблица 3.1.7.

Приращение километрового расхода топлива /\ q при транспортировке на внешней подвеске груза миделем 1 м2 в зависимости от приборной скорости полета.
При этом средняя полетная масса для определения километрового расхода топлива принимается с учетом массы груза, транспортируемого на внешней подвеске. При транспортировке на внешней подвеске грузов с миделем, отличным от 1 м2, определение приращения километрового расхода топлива производится путем умножения процента его приращения /\ q при транспортировке на внешней подвеске груза с миделем 1 м2 (см. табл. 3.1.7.) на фактический мидель транспортируемого груза.
При расчете дальности и продолжительности полета вертолета с грузом на внешней подвеске дополнительно необходимо учитывать:

- расход топлива и время при взлете и подцепке груза - 75 кг, 5 мин;

- расход топлива и время при выборе площадки, отцепке груза

и посадке - 75 кг, 5 мин.

3.1.9.7. УЧЕТ ВЛИЯНИЯ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НА РАСЧЕТНЫЕ

ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОЛЕТА.

Расчет полета должен выполняться с учетом влияния ветра, отличия температуры наружного воздуха от стандартной, частоты вращения несущего винта, отбора мощности двигателей на системы вертолета.

(а) Направление и скорость ветра.

Учет влияния ветра рекомендуется осуществлять с помощью эквивалентного ветра, принятого и утвержденного Международной организацией гражданской авиации (ИКАО). Под эквивалентным ветром понимается всегда совпадающий с направлением маршрута фиктивный ветер, который дает такое же значение путевой скорости, что и фактический ветер.

Скорость эквивалентного ветра в зависимости от скорости и направления фактического ветра определяется по табл.3.1.8.

С достаточной для практики точностью табл.3.1.8. можно пользоваться для всего диапазона скоростей вертолета.

Расчет расхода топлива в полете с учетом ветра рекомендуется выполнять по воздушному пути, проходимому вертолетом при полете на заданную дальность под воздействием встречного или попутного эквивалентного ветра. Бремя полета на участке маршрута можно определить или по воздушному пути и

истинной скорости, или по фактической длине участка пути и путевой скорости. Воздушный путь вертолета определяется с помощью графика рис. 3.1.34.

Порядок пользования графиком рис. 3.1.34.:

из точки, соответствующей длине горизонтального участка (например, точка В - длина участка 710 км), провести линию, параллельную кривой попутного или встречного ветра до пересечения с линией, соответствующей скорости эквивалентного ветра (например, точка Г - встречный ветер 29 км/ч; точка Д - попутный ветер 29 км/ч);
из точки пересечения провести горизонтальную линию и найти воздушный путь; по условиям примера - 630 км (точка Г) и 820 км (точка Д).

В тех случаях, когда задана штилевая дальность и требуется найти фактический путь вертолета с учетом ветра, порядок пользования графиком рис.3.1.34. иной:

из точки, соответствующей штилевой дальности (например, точка А - дальность 568 км), провести горизонтальную линию до пересечения с линией, соответствующей скорости эквивалентного ветра (например, точка Б - ветер 23 км/ч);
из точки пересечения провести линию, параллельную кривой попутного или встречного ветра,, и найти фактический путь вертолета (например, 520 км при встречном ветре 23 км/ч).

Таблица 3.1.8.

Скорость эквивалентного ветра при скорости фактического ветра.

(б) Температура наружного воздуха.

На крейсерских скоростях полета при постоянной частоте вращения НВ дальность полета при увеличении температуры наружного воздуха от стандартной изменяется мало.

При уменьшении температуры от стандартной на каждые 10°C, километровые расходы топлива увеличиваются, а дальность полета уменьшается на 3%.

На экономических скоростях изменение температуры наружного воздуха практически не влияет на дальность и продолжительность полета.

(в) Отбор мощности от двигателей на работу систем вертолета.

В зависимости от условий выполнения полета на вертолете включаются системы, требующие для своей работы дополнительный отбор мощности силовой установки. Расходы топлива должны быть увеличены по сравнению с приведенными на графиках рис.З.1.14 - 3.1.21 на:

- 3% при включении ПОС воздухозаборников и ВНА двигателей;

- 2% при включении ПОС несущего и рулевого винтов.

При включении эжектора ПЗУ на висении вертолета часовой расход топлива по сравнению с указанным в табл.3.1.4. увеличивается на 3%.

3.1.9.8. РАСЧЕТ КОЛИЧЕСТВА ПОТРЕБНОГО И ЗАПРАВЛЯЕМОГО ТОПЛИВА.

Потребное количество топлива рассчитывается как сумма расходов топлива по этапам полета и аэронавигационного запаса. К потребному запасу топлива прибавляется ожидаемый расход топлива на земле, невырабатываемый остаток и получается количество топлива, которое необходимо заправить в баки.

3.1.10. РАСЧЕТ РУБЕЖА ВОЗВРАТА.

Рубежом возврата называется точка на маршруте полета, от которой возможен безопасный возврат вертолета в аэропорт вылета или на запасной аэродром с учетом фактического остатка топлива.

Для возвращения на аэродром вылета точка возврата должна находиться

на расстоянии радиуса действия вертолета. В тех случаях, когда вертолет с маршрута полета направляется на запасной аэродром, точка возврата должна находиться на таком расстоянии от запасного аэродрома, чтобы воздушный путь вертолета не превышал бы оставшуюся дальность полета по фактическому остатку топлива.

Дальность до точки возврата в аэропорт вылета рассчитывается по фор-

муле:
3.1.11. РАСЧЕТ ЦЕНТРОВКИ ВЕРТОЛЕТА.

3.1.11.1. Для обеспечения центровки вертолета в допустимых пределах

и правильного размещения грузов (пассажиров) необходимо выполнять

рекомендаиии раздела РЛЭ 9.5. "Загрузка вертолета".

3.1.11.2. Для определения центровки вертолета следует пользоваться

центровочным графиком РЛЭ, рис. 3.1.37. Центровка вертолета может

быть определена также расчетом.

3.1.11.3. При определении центровки по центровочному графику необходимо знать массу пустого вертолета и продольное положение его центра масс относительно оси несущего винта (центровку), а также массы снаряжения, топлива и грузов и их расположение на вертолете.

Определение центровки вертолета (Хцм) выполняется по формуле:
где m верт - масса пустого вертолета, кг;

X верт - центровка пустого вертолета, м.

m гр1., m гр2 … m грn - массы конкретных грузов, размещаеых на

вертолете, кг;

X гр1, Х гр2, … X грn - расстояния (плечи) от оси НВ до центров масс конкретных грузов, размещаемых на вертолете, м; G взл(пос) - масса вертолета полученная в расчете (взлетная, посадочная и т.п.), кг.

Величина массы пустого вертолета -(m верт) и его центровка (Х верт) бе-

рутся из формуляра вертолета.

Величины m гр1, m гр2 ... m грn определяются из п. 3.1.11.5, либо до-

кументации, прилагаемой к грузам, или взвешиванием.

Величины X гр1, X гр2, X трn определяются либо из п. 3.1.11.5, либо

прямым измерением, либо по разметке, имеющейся на вертолете. Измере-

ния плеч должны выполняться с точностью не хуже ± 0,05 м.

3.1.11.4. Пример расчета центровки вертолета в пассажирском варианте по центровочному графику.

Исходные данные:

центровка пустого вертолета хверт , м (из формуляра) = 0,01

масса, кг:

пустого вертолета без пассажирских кресел тверт., кг (из формуляра) = 7500

пилотов (2 чел.) = 160

бортмеханика (1 чел.) = 80

бортпроводника (1 чел. на переднем откидном сиденьи) = 80

масла = 72

топлива в расходном баке = 346

топлива в подвесных баках увеличенной емкости при полной заправке, без 30 кг, расходуемых до взлета, с 20 кг невырабатываемого топлива = 1651

кресел на 20 пассажиров: ряды NN 2, 3, 4, 5, 6 по 14,5 кг одна пара кресел =72

пассажиров с ручной кладью по 5 кг:

ряд N 2-4 чел.; ряд N 4-4 чел. = 640

багажа по 15 кг на пассажира = 120

Итого G взл = 10 721 кг

топлива, расходуемого за полет =700

Итого G пос = 10 021 кг

На верхней сетке центровочного графика находим точку А, соответству-

ющую массе вертолета 7500 кг и центровке неизменяемой части конструкции 0,01 м. Опускаем из этой точки вертикаль на шкалу пилотов.

По этой шкале откладываем от вертикали в направлении стрелки два деления, соответствующие числу пилотов - 160 кг. Из полученной точки Б опускаем вертикаль на шкалу бортмеханика - 80 кг, откладываем в направлении стрелки одно деление, бортпроводника - 80 кг - одно деление. Из полученной точки Г опускаем вертикаль на следующую шкалу и т.д. Таким образом, через все шкалы опускаем вертикаль, смещал ее в направлении, указанном стрелками на необходимую величину и получаем соответственно точки Д, Е, 'Ж, 3, И, К.

Из точки К пересечения со шкалой, соответствующей последней нагрузке восстанавливаем вертикаль до пересечения со горизонталью, соответствующей взлетной массе вертолета Свзл =10721 кг (точка Л), откуда проводим линию до шкалы центровок. В результате получаем взлетную центровку (точка М), равную плюс 0,12 м.

Для получения посадочной центровки, в точке пересечения вертикали К-Л со шкалой топлива, смещаем вертикаль на величину, соответствующую уменьшению массы топлива на 700 кг (точка К1 ) , и восстанавливаем из точки К вертикаль до пересечения с горизонталью, соответствующей посадочной массе G пос-10 021 кг (точка Л1 ) . В результате получаем посадочную центровку (точка М1 ) плюс 0,135 м.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ:

1. СЛЕДУЕТ КОНТРОЛИРОВАТЬ ПЕРЕДНЮЮ И ЗАДНЮЮ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ЦЕНТРОВКИ, КОТОРЫЕ МОГУТ БЫТЬ ВО ВРЕМЯ ПОЛЕТА. ПРИ РАСЧЕТЕ ЭТИХ ЦЕНТРОВОК ДОЛЖНЫ УЧИТЫВАТЬСЯ: ВЫРАБОТКА ТОПЛИВА И МАСЛА, РАЗМЕЩЕНИЕ И ПЕРЕМЕЩЕНИЕ ГРУЗОВ (ЛЮДЕЙ) И ЧЛЕНОВ ЭКИПАЖА, ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ЦЕНТРОВКИ НЕ ДОЛЖНЫ ВЫХОДИТЬ ЗА ДОПУСТИМЫЕ ВЕЛИЧИНЫ.

2. ПРИ РАСЧЕТЕ ЦЕНТРОВОЧНОГО ГРАФИКА ПРИНЯТО РАВНОМЕРНОЕ РАЗМЕЩЕНИЕ ПО ДЛИНЕ КАБИНЫ СЕРИЙНЫХ ПАССАЖИРСКИХ КРЕСЕЛ ПРАКТИЧЕСКИ НЕ ВЛИЯЮЩЕЕ НА ЦЕНТРОВКУ ВЕРТОЛЕТА: 1-Й И 3-Й РЯДЫ ПО ДВА КРЕСЛА И СО 2-ГО ПО 7-Й - ПО ЧЕТЫРЕ КРЕСЛА В РЯД. ЕСЛИ МАССА И РАЗМЕЩЕНИЕ КРЕСЕЛ ОТЛИЧАЕТСЯ ОТ ПРИНЯТОЙ В РАСЧЕТЕ, ТО НЕОБХОДИМО УЧИТЫВАТЬ ФАКТИЧЕСКУЮ МАССУ КРЕСЕЛ И ПОЛОЖЕНИЕ ИХ ЦЕНТРОВ МАСС, КАК ОБЫЧНЫХ ГРУЗОВ.

3.1.11.5, Величины масс, координат и некоторых моментов полной нагрузки вертолета:

* B том числе 30 кг, расходуемые на земле до взлета и не включаемые во взлетную массу вертолета; 15 кг (20 кг для баков увеличенной вместимости) невырабатываемого топлива.

3,1.11.6. Пример определения центровки вертолета в транспортном варианте расчетом.

а) по формуляру вертолета определяются масса и центровка пустого вертолета;

б) из приведенной таблицы определяются составляющие массы постоянной и переменной нагрузки и расстояние их центров масс до оси несущего винта с соответствующим знаком (плюс - впереди оси несущего винта минус - позади оси несущего винта);

в) определяются массы грузов (пассажиров) и расстояние от их центров

масс до оси вращения несущего винта (по имеющейся документации или

непосредственным измерением) с соответствующим знаком;

г) суммируются соответствующие значения масс пустого вертолета, пос-

тоянной и переменной нагрузок, в результате чего получается взлетная

(полетная, посадочная) масса (С) вертолета;

д) величины, полученные по п.п, а, б, в, г, подставляются в формулу,

приведенную в п. 3.1.10.3. и рассчитывается центровка вертолета.

в) производится проверка предельных передней и задней эксплуатационных центровок вертолета с учетом выработки топлива и других изменений массы в полете.

В случае необходимости следует изменить расположение груза (грузов)

и выполнить контрольный подсчет центровки.

Рис. 3.1.7. ( 8, 9, 10, 11, 12, 13.) Практическая дальность полета.

Рис, 3.1.14. (15, 16, 17, 18, 19, 20.) Километровый расход топлива.

Рис. 3.1.21. (22, 23, 24, 25, 26, 27.) Часовой расход топлива.
3.2. ТЕХНИЧЕСКАЯ ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ.

3.2.1. ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ.

3.2.1.1. Техническая подготовка к полету заключается в выполнении

экипажей вертолета обязательных технологических операций предполетного осмотра вертолета вплоть до окончания подготовки к выруливанию.

Предполетный осмотр включает в себя следующие этапы:

- внешний осмотр вертолета;

- осмотр внутри вертолета и подготовка к запуску двигателя;

- подготовка к выруливанию.

Техническая подготовка к полету проводится в последовательности и объеме, предусмотренными Листами контрольного осмотра.

Подробное содержание операций, предписанных Листами контрольного осмотра, излагается в разделе 8. РЛЭ.

3.2.1.2. Перед предполетным осмотром вертолета Б/М обязан:

(а) получить доклад (информацию) от авиатехника о готовности вертолета к полету;

(б) ознакомиться с картой-нарядом и расписаться в ней после осмотра вертолета и его приемки;

(в) проверить наличие заправляемых ГСМ в соответствии с заданием на полет и слив отстоя топлива;

(г) убедиться, что под колеса шасси вертолета установлены колодки, вблизи вертолета отсутствуют посторонние предметы;

(д) проверить наличие средств пожаротушения на стоянке;

(е) проверить наличие на борту судовой документации воответствии с НПП ГА и Сертификатом эксплуатанта:

- РЛЭ;

- Сертификата эксплуатанта;

- Специальных положений по эксплуатации;

- Свидетельства о регистрации ВС;

- Удостоверения о годности ВС к полетам;

- Бортового журнала;

- Журнала санитарного состояния ВС;

- Разрешения на эксплуатацию радиостанций;

- Руководства по загрузке и центровке вертолета.

3.2.2. ВНЕШНИЙ ОСМОТР ВЕРТОЛЕТА.

3.2.2.1. Внешний осмотр вертолета проводят все члены экипажа в соответствии с маршрутом и листами контрольного осмотра. Маршрут осмотра вертолета приведен на рис. 3.2.1.

3.2.2.2. Лист контрольного осмотра КВС при внешнем осмотре вертолета с земли:

2.2.3. Лист контрольного осмотра 2/П при внешнем осмотре

вертолета с земли:
3.2.2.4. Лист контрольного осмотра бортмехаником при внешнем осмотре

вертолета.

3.2.3. ОСМОТР ВНУТРИ ВЕРТОЛЕТА

3.2.3.1. Лист контрольного осмотра КВС внутри вертолета.

3.2.3.2. Лист контрольного осмотра 2/П внутри вертолета.

3.2.3.3. Лист осмотра Б/М внутри вертолета,

3.2.3.4. Лист контрольного осмотра Б/П.

3.2.4. ПОДГОТОВКА К ЗАПУСКУ ДВИГАТЕЛЕЙ.

3.2.4.1. Лист контрольного осмотра КВС при подготовке к запуску двигателей.

3.2.4.2. Лист контрольного осмотра 2/П при подготовке к запуску двигателей.

3.2.4.3. Лист контрольного осмотра Б/М при подготовке к запуску двигателей.

3.2.4.5. Общие указания о взаимодействии членов экипажа в процессе

запуска прогрева и опробования двигателей:

а) запуск двигателей производится КВС или по его команде Б/М;

б) запуск, прогрев и опробование двигателей производится в соответствии с п.8.2. РЛЭ;

в) перед запуском двигателей экипаж должен выполнить контрольную проверку по разделу Карты контрольной проверки "Перед запуском двигателей";

г) запуск, прогрев и опробование двигателей разрешается производить только КВС, при этом экипаж в полном составе должен находиться на своих рабочих местах;

д) при ветре сбоку первым запускается двигатель с подветренной стороны (ветер справа - первым запускается левый двигатель);

е) прогрев и опробование двигателей производится при включенных ПЗУ. При температуре наружного воздуха +5°С и ниже при наличии тумана, снегопада, дождя или мороси (условия возможного обледенения) должен быть включен обогрев двигателей, воздухозаборников и ПЗУ в ручной режим после запуска каждого двигателя и выхода его на режим малого газа;

д) в процессе прогрева двигателей экипаж осуществляет контроль работоспособности систем и оборудования вертолета в соответствии с требованиями раздела 8. РЛЭ.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. ПРИ НАЛИЧИИ ЛЬДА, ПРИМЕРЗШЕГО СНЕГА НА

ЭЛЕМЕНТАХ ПЗУ, ДВИГАТЕЛЕЙ, ВОЗДУХОЗАБОРНИКАХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ВЕНТИЛЯТОРА, ЛОПАСТЯХ НВ И РВ, А ТАКЖЕ НА ПОВЕРХНОСТЯХ И ЭЛЕМЕНТАХ НОСОВОЙ ЧАСТИ ВЕРТОЛЕТА ЗАПУСК ДВИГАТЕЛЕЙ ЗАПРЕЩАЕТСЯ.

3.2.5. ПОДГОТОВКА К ВЫРУЛИВАНИЮ.

3.2.5.1. Лист контрольного осмотра КВС перед выруливанием.

3. 2.5.2.Лист контрольного осмотра 2/П перед выруливанием

3.2.5.3. Лист контрольного осмотра Б/М перед выруливанием.

Рис. 3.2.1. Схема маршрута предполетного осмотра.

1 2 3 4 5 6 7 8 9 ... 19

	Руководство по эксплуатации содержание Руководство по эксплуатации предназначено для изучения устройства, конструкции и принципа действия дозиметра индивидуального малогабаритного...		Руководство по эксплуатации и программированию ткрп. 0101. 00. 00. 000 Рэ30 Настоящее руководство по эксплуатации содержит сведения, необходимые для правильной эксплуатации пассивной системной электронной...
	Руководство по эксплуатации авлг 832. 00. 00 Рэ Настоящее руководство по эксплуатации (далее рэ) содержит сведения о чекопечатающей машине «Меркурий 130» (далее — чпм, машина),...		Руководство по эксплуатации авлг 832. 00. 00 Рэ Настоящее руководство по эксплуатации (далее рэ) содержит сведения о чекопечатающей машине «Меркурий 130» (далее — чпм, машина),...
	Руководство по эксплуатации авлг 831. 00. 00 Рэ Настоящее руководство по эксплуатации (далее рэ) содержит сведения о портативной чекопечатающей машине «Меркурий 115» (далее — чпм,...		Руководство по эксплуатации авлг 410. 00. 00 Рэ Настоящее руководство по эксплуатации (далее рэ) содержит сведения об автономной портативной контрольно-кассовой машине (ккм) «Меркурий...
	Руководство по летной эксплуатации Утвержден faa в нормальной категории согласно far 27 и far 21. Данное руководство содержит необходимую для пилота информацию, требуемую...		Руководство по эксплуатации эткс. 000. 0014 рэ Настоящее руководство по эксплуатации (РЭ) предназначено для изучения и правильной эксплуатации сигнализатора горения сг пламя и...
	Руководство по эксплуатации авлг 731. 00. 00 Рэ РЭ) содержит сведения о весах торговых электронных «Меркурий 301» авлг 731. 00. 00 и «Меркурий 302» авлг 732. 00. 00 (далее — весы),...		Руководство по эксплуатации кдгс 413415. 001-500 рэ Руководство по эксплуатации предназначено для изучения функционирования стационарного газоанализатора (ГА) серии сенсис модель сенсис...
	Руководство по эксплуатации кдгс 413415. 001-500 рэ Руководство по эксплуатации предназначено для изучения функционирования стационарного газоанализатора (ГА) серии сенсис модель сенсис...		Руководство по эксплуатации Содержание Настоящее руководство содержит сведения о термопечатающем механизме «меркурий тпм-131» (в дальнейшем – принтер), необходимые для...
	Руководство по эксплуатации Руководство содержит сведения, которые необходимы для полного использования возможностей турникета при эксплуатации, а также разделы...		Руководство по эксплуатации предназначено для изучения устройства... Руководство по эксплуатации предназначено для изучения устройства и принципа действия фронтального погрузчика Frontlift-800 (в дальнейшем...
	Руководство по эксплуатации юсдп. 425142. 010 Рэ «Радий-2» юсдп. 425142. 010 (далее по тексту "извещатель") и указания по монтажу и эксплуатации, необходимые для обеспечения наиболее...		Техническое описание и инструкция по эксплуатации Гигант 2007 Инструкция по эксплуатации предназначены для изучения устройства и принципа действия фронтальных погрузчиков пв 00. 000 (в дальнейшем...

Похожие: