2. datos principales b5 3. manual de vuelo mi-17v5 2

Apartado 1 DATOS PRINCIPALES SOBRE EL HELICÓPTERO

Ми-17В-5 Suplemento al Manual de vuelo

VIGENTE PARA HELICÓPTEROS Nos.170М17-170М20 1-1/2 Índice

Índice 1. Datos principales sobre el helicóptero......................................................... 1-3

1.2. Datos breves sobre las misiones que se cumplen en el helicóptero .. 1-3 1.5. Variantes principales de la carga y relleno del helicóptero. Cálculo de la

posición del centro de gravedad del helicóptero ................................ 1-4 1.6. Determinación de la masa de vuelo máxima del helicóptero ............. 1-7 1.7. Cálculo del alcance, radio y duración del vuelo ............................... 1-15

1.7.1. Datos generales.................................................................... 1-15 1.7.2. Determinación de la reserva de combustible total ................ 1-15 1.7.3. Determinación de la cantidad del combustible para el vuelo

horizontal .............................................................................. 1-16 1.7.4. Determinación de la cantidad de combustible en regímenes de

vuelo estacionario ................................................................. 1-16 1.7.5. Determinación del alcance y de la duración del vuelo .......... 1-17 1.7.6. Cálculo del alcance y duración del vuelo del helicóptero con la

carga externa ........................................................................ 1-38 1.7.7. Particularidades de cálculo del radio y del alcance al volar en las

montañas .............................................................................. 1-39 1.7.8. Efecto viento ......................................................................... 1-40


VIGENTE PARA HELICÓPTEROS Nos. 170М17-170М20 1-3

1. Datos principales sobre el helicóptero Los subapartados 1.2, 1.5, 1.6 y 1.7 están expuestos en la redacción

siguiente:

1.2. Datos breves sobre las misiones que se cumplen en el helicóptero

Los helicópteros Ми-17В-5 Nos. 170M17-170M20 dotados de dos motores de turbina provista del eje ВК-2500-03 están destinados para transportar el personal y diferentes cargas dentro de la cabina de carga, cargas de grandes dimensiones suspendidas exteriormente, así como para cumplir otras misiones de carácter especial. Los helicópteros Ми-17В-5 Nos. 170M17-170M20 pueden estar realizados en la versión de transporte militar o de transporte sólo y proponer las siguientes variantes de aplicación:

(1) De transporte: (а) Sin tanques de combustible auxiliares (para transportar en la cabina

de carga las cargas cuya masa total sea de hasta 4000 kg). (b) Con un tanque de combustible auxiliar. (c) Con dos tanques de combustible auxiliares. (d) Para transportar la carga externa cuya masa total sea de hasta

4500 kg. (e) Para transportar cargas de grandes dimensiones dentro de la

cabina de carga teniendo abierta la rampa. (2) De desembarco, para transportar al personal de desembarco (25

personas, como máximo). (3) Ambulancia:

(а) Con heridos en camillas (12 personas, como máximo). (b) Combinada: con heridos en camillas y sentados (20 personas,

como máximo: 3 en camillas, 17 sentados). (c) Con un tanque de combustible auxiliar y con heridos (15 personas,

como máximo, todas sentadas). (4) De rescate y salvamento: para llevar a cabo operaciones de rescate y

salvamento en vuelo estacionario con ayuda del sistema СЛГ-300, el aguilón de a bordo ЛПГ-150М y del juego del equipo de salvamento para dos socorristas y 12 rescatados.

(5) Con el armamento: (a) Con cuatro unidades Б8В20-А. (b) Con bombas. (6) De ferry. Para esta clase de misión en el helicóptero se prevé el

montaje de dos tanques de combustible auxiliares.

Suplemento al Manual de vuelo Ми-17В-5

1-4 VIGENTE PARA HELICÓPTEROS Nos. 170М17-170М20

(7) extinsión de fuego con la cisterna de agua Bambi.

1.5. Variantes principales de la carga y relleno del helicóptero. Cálculo de la posición del centro de gravedad del helicóptero

(1) Para garantizar la posición del centro de gravedad del helicóptero en vuelo dentro de los límites admisibles, cargue el helicóptero en estricta concordancia con las recomendaciones del apartado 5.

(2) Para transportar en la cabina de carga del helicóptero cargas de grandes dimensiones cuyo centro de gravedad resulta imposible ubicar entre las flechas, así como cuando sufre cambios la composición del equipo desmontable de la variante dada de aplicación del helicóptero, calcule la masa y la posición del centro de gravedad del helicóptero. Haga el cálculo de acuerdo con las recomendaciones del Manual de carga y centraje del helicóptero Ми-17В-5 y del Suplemento al Manual de carga y centraje de los helicópteros Nos. 170M17-170M20.. La masa de despegue y la carga del helicóptero según las variantes de su carga aparecen en la tabla 1.1. La masa y el centro de gravedad del helicóptero Ми-17В-5 Nos. 170M17-170M20 vacío son tomados del Formulario. Haga todos los cálculos conforme al Manual de carga y centraje del helicóptero Ми-17В-5 Nos. 170M17-170M20.

(3) Cualquiera que sea la variante, el helicóptero será capaz de cumplir operaciones de rescate y salvamento, para lo cual se le montará un aguilón de a bordo con un winche.



Tabla 1.1. Versiones de

aplicación De transporte

Componentes de la carga

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1. Peso del helicóptero vacío 7484.0 7484.0 7484.0 7484.0 7484.0 7484.0 2. Carga completa 3616.0 5516.0 3616.0 5425.0 3616.0 4492.0 2.1. Equipo 503.2 474.4 540.6 436.5 429.0 616.2 - tripulación (3 per.) 270.0 270.0 270.0 270.0 270.0 270.0 - aceite 71.7 71.7 71.7 71.7 71.7 71.7 - combustible restante inusable 20.0 20.0 20.0 20.0 20.0 20.0

- equipo de explotación: 141.5 112.7 178.9 74.8 67.3 254.5 1) escalerilla de entrada 7.3 7.3 7.3 7.3 7.3 7.3 2) asiento del desembarco No. 22 con el cinturón de seguridad

1.8 1.8 1.8 1.8 1.8 -

3) asientos de desembarco con cinturones de seguridad (excepto los asientos adicionales y No. 22)

- - 35.0 35.0 35.0 -

4) asientos del desembarco (transporte) al instalar 2 tanques de combustible auxiliares

- - - - - 37.1

5) equipo sanitario - - 87.9 - - - 6) el tanque de combustible auxiliar en el piso (2 pzas). - - - - - 140.0

7) sistema de carga externa con capacidad de carga de 4.5 t (parte no lanzable)

- 56.7 - - - -

8) winche ЛПГ-150М con el mando 46.9 46.9 46.9 - - 46.9

9) dispositivos de pivote (parte removible) - - - 23.2 23.2 23.2

10) cables de desembarco (parte removible) - - - 7.5 - -

11) estera desmontable para el piso 85.5 - - - - -

2.2 Combustible (sin 50 kg, densidad de 0.775 kg/ltr): 1962.0 542.0 1379.0 1962.0 970.0 3350.0

- en el tanque de consumo 322.0 322.0 322.0 322.0 322.0 322.0 - en los tanques laterales 1640.0 220.0 1057.0 1640.0 648.0 1670.0



Continuación de la Tabla 1.1.

Versiones de empleo De transporte

Componentes de la carga

co

n ca

rga

en la

ca

bina

de

carg

a

con

carg

a ex

ter-

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- en los tanques auxiliares en el piso - - - - - 1358.0

2.3 Carga útil: 1151.0 4500.0 1696.0 3026.0 2217.0 526.0 - carga en la cabina con amarre 625.0 - - - - -

- carga externa (con cables y eslingas) - 4500.0 - - - -

- personal del desembarco (25 personas) - - - 2500.0 - -

- médico (1 persona) - - 80.0 - - - - enfermos (o heridos)en las camillas (12 personas) - - 1080.0 - - -

- agua, líqido desactivante - - 10.0 - - - - placas blindadas 526.0 - 526.0 526.0 526.0 526.0 - vigas especiales (2 juegos) con 4 largueros de soporte БД3-57Кр-ВМ, con haces de cables

- - - - 308.0 -

- equipo АКС - 2А - - - - 12.6 - - unidades tipo Б8В20-А con dotación (4 kits) - - - - 1368.0 -

- alza tipo ПКВ - - - - 2.5 -

3 Peso normal de despegue 11100.0 - 11100.0 - 11100.0 - 4. Carga adicional 1900.0 - 583.0 - 1592.0 - - carga en la cabina con el amarre 1900.0 - - - - -

- combustible hasta la carga completa - - 583.0 - 992.0 -

- personal del desembarco (6 personas) - - - - 600.0 -

5 Peso de despegue 13000.0 13000.0 11683.0 12909.0 12692.0 11976,0

Notas: 1. La masa del aparato vacío y la posición del centro de gravedad de cada helicóptero se dan en el Formulario del mismo, en el apartado “Particularidades individuales”.

2. La masa del combustible se indica sin 35 kg que se consumen en tierra (arranque, prueba de los motores y rodaje del helicóptero al área de despegue).



3. La masa y los datos de la posición del centro de gravedad del equipo desmontable para cada helicóptero concreto se toman para el cálculo de las Instrucciones de la carga y el centrado de los helicópteros Ми-17В-5 №№170М17-М20.

En los casos necesarios a cuenta de la disminución de la carga útil o de la reserva de combustible en el helicóptero puede ser instalado (adicionalmente a la Tabla 1.1.) el equipo siguiente:

- cortinilla termoaislante en la cost. No.14 5.7 kg - cortinilla del vuelo instrumental 1.1 kg - alcohol para lavado de los parabrisas de la cabina de la tripulación 14.3 kg - herramientas de a bordo (una maleta) 5.2 kg - el dispositivo de escape apantallado (DEA) (la parte desmontable) 2 kits 89.5 kg - proyector SX-16 15.7 kg - equipo de oxígeno tipo ККО-ЛС2 de la tripulación (3 kits) 19.3 kg - kit adicional de equipo de oxígeno en la cabina de carga 7.2 kg

1.6. Determinación de la masa de vuelo máxima del helicóptero

(1) Determine la masa de despegue (de aterrizaje) máxima del helicóptero durante el despegue (aterrizaje) vertical sin valerse del efecto suelo con ayuda de los nomogramas Figs. 1.1 y 1.2; al valerse del efecto suelo, con ayuda de los nomogramas Figs. 1.3 y 1.4.



Fig.

1.1

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Fig. 1.2. Nomograma para determinar el incremento de la masa máxima en función de la velocidad y la dirección del viento durante el despegue y aterrizaje sin valerse del

efecto suelo



Fig.

1.3

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Fig. 1.4. Nomograma para determinar el incremento de la masa máxima en función de

la velocidad y la dirección del viento durante el despegue y aterrizaje al valerse del efecto suelo



Fig. 1.5. Nomograma para determinar la masa máxima admisible de despegue del

helicóptero durante el despegue vertical, la cual permite ejecutar el vuelo horizontal con la velocidad más ventajosa a la altitud que supera la altitud del área de despegue a 300 m

(984 ft), al haber fallado un motor y con otro motor funcionando en el régimen de emergencia (sin tomar el aire para el eyector del DPP)



Fig.1.6. Nomograma para determinar la masa máxima admisible de despegue del

helicóptero, la cual permite ejecutar la toma de altura con Vv =0,8 m/s (158 ft/min) con la velocidad más ventajosa a la altitud que supera la altitud del área de despegue a 300 m

(984 ft), al haber fallado un motor y con otro motor funcionando en el régimen de emergencia (sin tomar el aire para el eyector del DPP)

(2) Los nomogramas 1.1 y 1.3 están trazadas contando con la potencia de despegue de los motores sin haber tomado en cuenta la toma de aire para el funcionamiento del DPP. La masa de despegue máxima, determinada conforme a los nomogramas, debe ser disminuida: (а) a 200 kg (441 lb), al activar el eyector del DPP. (b) a 800 kg (1764 lb), al activar los SAH de los motores y rotores.

(3) Use los nomogramas Figs. 1.2 y 1.4 para determinar el incremento respecto a las condiciones de calma de la masa máxima del helicóptero en función de la velocidad y la dirección del viento. Al determinar la masa máxima contando con el efecto viento, tome en consideración que tanto la dirección del viento, como su velocidad pueden variar durante el despegue y aterrizaje. Por ello, para determinar la masa máxima en condiciones de viento inestable, tome el valor mínimo de la masa máxima para una gama posible de variación del viento. Al faltar datos sobre el viento y al ser imposible determinar su dirección durante el aterrizaje, haga el cálculo de la masa máxima del helicóptero para la combinación más desfavorable de la velocidad y la dirección del viento (viento de cola; velocidad de 4...6 m/s (788…1182 ft/min)).



(4) Debido a que en el proceso de operación del helicóptero la tracción del rotor principal en el régimen de despegue del funcionamiento de los motores puede diferenciarse de la estimada, antes de cada misión ejecute el vuelo estacionario de comprobación para cerciorarse de que la masa de vuelo máxima del helicóptero fue determinada correctamente.

(5) A continuación se da un ejemplo de determinación de la masa de vuelo máxima del helicóptero. Ejemplo: Determine la masa de vuelo máxima del helicóptero para el despegue vertical valiéndose del efecto suelo desde el área ubicada a la altura de 4000 m (13115 ft) sobre el nivel del mar, siendo la temperatura del aire ambiente igual a 10 °С y la velocidad del viento de 4 m/s (788 ft/min). Solución: (1) En el nomograma Fig. 1.3 encontramos la masa de despegue máxima para el despegue en condiciones de calma. En la escala de temperaturas “t” encontramos el punto que corresponde a la temperatura de 10 °С y trazamos una línea horizontal recta hasta la intersección con la línea de la altura de 4000 m (13115 ft). Desde el punto obtenido trazamos una línea vertical hasta la escala horizontal y determinamos la masa máxima del helicóptero en las condiciones de calma que equivale a 11270 kg (24850 lb). (2) En el nomograma Fig. 1.4 encontramos en la escala V el punto que corresponde a la velocidad del viento de 4 m/s (788 ft/min) y trazamos una línea vertical hasta la línea marcada como “Viento de frente” (“Viento de cola”, “Viento cruzado de izquierda, de derecha”). Desde el punto obtenido trazamos una línea horizontal recta hasta la escala vertical y determinamos el incremento de la masa máxima del helicóptero respecto a las condiciones de calma (con viento de frente son 250 kg (551 lb) más; con viento cruzado de izquierda, de derecha son 560 kg (1235 lb) menos; con viento de cola son 1250 kg (2756 lb) menos).

(6) Al sumar la masa máxima del helicóptero para las condiciones de calma y el incremento de la masa máxima para el viento de 4 m/s (788 ft/min), determinamos la masa de despegue máxima del helicóptero: (а) Con viento de frente es de 11520 kg (25402 lb). (b) Con viento cruzado de izquierda, de derecha es de 10700 kg (23593 lb). (c) Con viento de cola es de 10020 kg (22094 lb). Determine la masa máxima del helicóptero durante el despegue y aterrizaje sin valerse del efecto suelo en la misma sucesión, usando los nomogramas Figs. 1.1 y 1.2.

(7) Durante el despegue y aterrizaje convencionales del helicóptero aumente la masa máxima, determinada conforme al nomograma Fig. 1.3, a 500 kg (1102 lb) (pero no más de 13000 kg (28665 lb)). Durante el despegue convencional ejecute el vuelo estacionario de comprobación a la altitud de no menos de 1 m (3,28 ft) a fin de cerciorarse de que la masa de despegue máxima fue determinada correctamente.



(8) Durante el despegue vertical con aceleración en la zona del efecto suelo la masa máxima admisible de despegue del helicóptero, la cual permite ejecutar el vuelo horizontal con la velocidad más ventajosa a la altitud que supera la altitud del área de despegue a 300 m (984 ft), al fallar un motor y con otro motor funcionando en el régimen de emergencia, se determina conforme al nomograma Fig. 1.5. De ser necesario tomar altura con la velocidad vertical Vv = 0,8 m/s (158 ft/min) en el caso del fallo de un motor y con otro motor funcionando en el régimen de emergencia, la masa máxima admisible de despegue del vuelo con la velocidad más ventajosa a la altitud que supera la altitud del área de despegue a 300 m (984 ft) ha de determinarse conforme al nomograma Fig.1.6.

1.7. Cálculo del alcance, radio y duración del vuelo

1.7.1. Datos generales El alcance y la duración del vuelo del helicóptero con la carga preestablecida dependen de la reserva de combustible y del régimen de vuelo que son predeterminados por la altitud y velocidad-aire indicadas del vuelo. La carga y el relleno con combustible determinan la masa de despegue del helicóptero que no debe ser superior a la masa máxima determinada según los nomogramas para los procedimientos de despegue elegidos y las condiciones reales en el lugar del despegue (vea Figs. 1.1, 1.2, 1.3, 1.4, 1.5, 1.6).

1.7.2. Determinación de la reserva de combustible total La reserva de combustible total: Gc = G – Geq.s.c.+ G c.t., donde: G es la masa de despegue del helicóptero (sin contar la masa del combustible que se consume en tierra); Geq.s.c. es la masa del helicóptero equipado que incluye toda la carga, excepto el combustible; Gc.t es el consumo de combustible con motores funcionando en tierra, que se determina por la duración de funcionamiento de los motores en tierra y por el consumo medio de combustible (7 kg/min (15 lb/min)). La reserva de combustible total (relleno con combustible previo al despegue) equivale a la cantidad del combustible repostado en litros, multiplicada por la densidad de combustible. Si la densidad real de combustible se desconoce, en los cálculos se usan los valores estimados de la densidad de combustible en función de su marca. La capacidad del sistema de combustible en diferentes variantes del relleno, el valor de la reserva total del combustible de diferentes marcas con el relleno total de los tanques con combustible, así como



los valores estimados de la densidad de cada marca del combustible aparecen en la tabla 1.2.

Capacidad de los tanques y valores estimados de la masa específica de cada marca del

combustible Tabla 1.2

Reserva de combustible total durante el relleno, kg

Tanques Capacidad de los tanques rellenos, ℓ

ТC-1 ó T-7 con la densidad de 0,775

kg/ℓ

Т-1 con la densidad de 0,800 kg/ℓ

Principales (externos y de consumo) 2595 2012 2076 Con un tanque auxiliar 3490 2706 2792

En los cálculos se estima Gc.t.=35 kg (77,16) al funcionar los motores en tierra durante 5 min antes del despegue (arranque, calentamiento, prueba de los motores y rodaje al área de despegue).

1.7.3. Determinación de la cantidad del combustible para el vuelo horizontal

La cantidad del combustible consumible para el vuelo horizontal se determina por la fórmula siguiente:

Gc.v.h = Gc - Gc.t - Gc.desp - Gc.pl.ater - Gc.gar - Gc.inus,donde: Gc.desp es la cantidad del combustible que se consume durante el despegue, entrada en el régimen y toma de altura (se determina conforme a la tabla 1.4); Gc.pl.ater es la cantidad del combustible que se consume durante el planeo, frenado, vuelo estacionario y aterrizaje (se determina conforme a la tabla 1.5); Gc.gar es la reserva de combustible garantizada (para compensar el mantenimiento inexacto de la ruta, cambios de las condiciones meteorológicas, etc). En cada caso concreto la magnitud de la reserva de combustible garantizada será determinada por el comandante de la nave. En el cálculo dado del alcance práctico y de la duración de vuelo la reserva de combustible garantizada se estima igual al 5% de la cantidad del combustible rellenado; Gc.inus es el combustible restante inusable igual a 20 kg (44,1 lb). Gc.t son 35 kg (77,16 lb).

1.7.4. Determinación de la cantidad de combustible en regímenes de vuelo estacionario

Durante el trabajo del helicóptero en regímenes de vuelo estacionario fuera del efecto suelo el consumo del combustible se calcula en función de la duración del vuelo estacionario conforme a la tabla 1.3.



Таблица 1.3 Consumo horario del combustible (kg/h (lb/h)) a la altitud de

ubicación del área, m (ft) Masa del helicóptero en vuelo estacionario, kg (lb) 0 500

(1640) 1000

(3280) 2000 (61,7)

3000 (9842,5)

4000 (13123)

5000 (16404)

9000 (19841) 660 (1455)

665 (1466)

670 (1477)

685 (1510)

700 (1543)

725 (1599)

760 (1676)

10000 (22045,9) 715 (1526)

725 (1599)

730 (1610)

745 (1642)

775 (1709)

805 (1775)

840 (1852)

11000 (24250) 780 (1720)

790 (1742)

795 (1753)

825 (1819)

850 (1874)

895 (1973)

-

12000 (26455) 835 (1841)

845 (1863)

860 (1896)

900 (1984)

940 (2072)

- -

13000 (28659,6) 875 (1924)

905 (1995)

935 (2062)

- - - -

Durante el vuelo estacionario en la zona del efecto suelo el consumo del combustible se disminuye al 9%.

1.7.5. Determinación del alcance y de la duración del vuelo El alcance del vuelo se determina según la fórmula siguiente:

L=Lv.h+Ldesp+Lpl.ater,

donde Lv.h es el alcance del vuelo horizontal igual a q

c.v.hG,

donde q es el consumo del combustible por kilómetro (se determina conforme a la tabla 1.6 para la masa de vuelo media); Ldesp es el alcance de la toma de altura a la velocidad de subida más ventajosa (se determina conforme a la tabla 1.4); Lpl.ater es el alcance del planeo a la velocidad de planeo más ventajosa (se determina conforme a la tabla 1.5). La duración del vuelo se determina por la fórmula siguiente:

Т=Тv.h+Тdesp+Тpl.ater,

donde Тv.h es la duración del vuelo horizontal igual a Q

c.v.hG,

donde Q es el consumo del combustible por hora (se determina conforme a la tabla 1.8 para la masa de vuelo media); Тdesp es la duración de la toma de altura a la velocidad de subida más ventajosa (se determina conforme a la tabla 1.4);



Consumo del combustible, distancia y tiempo del despegue y toma de altura. El régimen de funcionamiento de los motores es el máximo duradero (nominal).

La velocidad de toma de altura es la más ventajosa. Tabla 1.4

Masa de despegue, kg (lb) 11100 (24475) 13000 (28665)

Altitud, m (ft) Consumo del combustible, G cs, kg (lb)

Distancia, Ls, km (nm)

Tiempo, ts, min

Consumo del combustible, Gcs, kg (lb)

Distancia, Ls, km (nm)

Tiempo,ts, min

Despegue, aceleración, entrada en el

régimen de subida

15 (33) - 1 15 (33) - 1

100 (328) 20 (44) - 1,5 20 (44) - 1,5 500 (1639) 25 (55) - 2 30 (66) - 2 1000 (3279) 35 (77) 4,0 (2,2) 2,5 40 (88) 5 (2,7) 3 2000 (6558) 55 (121) 7,0 (3,8) 4,0 70 (154) 10 (5,4) 5,5 3000 (9837) 75 (165) 10 (5,4) 6,0 100 (220) 15 (8,1) 8

3500 (11476) - - - - - - 4000 (13116) 95 (209) 15 (8,1) 7,5 140 (308) 30 (16,2) 11,5 4800 (15739) - - - 215 (474) 40 (22) 18,0 5000 (16393) 115 (254) 20 (10,8) 9,5 - - - 6000 (19674) 170 (375) 30 (16,2) 15 - - -

Consumo del combustible, distancia y tiempo de descenso y aterrizaje

Tabla 1.5 Altitud del inicio del

descenso, m (ft)

Velocidad-aire indicada, km/h (kt)

Velocidad vertical del descenso, m/s (ft/min)

Consumodel combusti-ble, kg (lb)

Distancia, km (nm)

Tiempo, min

Frenado, vuelo estacionario y

aterrizaje - - 15 (33) - 1

100 (328) 130 (70) 2 - 4 (394-788) 20 (44) - 2 500 (1639) 130 (70) 5 - 6 (985-1182) 25 (55) 5 (2,7) 3

1000 (3279) 140 (75,7) 5 - 6 (985-1182) 30 (66) 10 (5,4) 4 2000 (6558) 140 (75,7) 5 - 6 (985-1182) 45 (99) 20 (10,8) 7 3000 (9837) 140 (75,7) 5 - 6 (985-1182) 60 (132) 30 (16,2) 11 4000 (13116) 120 (65) 3 - 4 (591-788) 90 (198) 40 (22) 17 5000 (16393) 120 (65) 3 - 4 (591-788) 130 (287) 55 (30) 25 6000 (19674) 120 (65) 3 - 4 (591-788) 180 (397) 75 (40) 35

Тpl.ater es la duración del planeo a la velocidad de planeo más ventajosa (se determina conforme a la tabla 1.5). Los valores de los consumos del combustible por hora (Q) y por kilómetro (q) se determinan para la masa media del helicóptero en el tramo de vuelo que se examina. En los ábacos (vea Figs. 1.7...1.15 y 1.16...1.24) aparece la relación entre los consumos mínimos del combustible por kilómetro y por hora que corresponden a las velocidades de crucero y económica del vuelo y la masa de vuelo del helicóptero para diferentes altitudes.



Fig. 1.7. Relación entre el consumo del combustible por kilómetro, la masa de despegue y velocidad de vuelo al nivel del suelo



Fig. 1.8. Relación entre el consumo del combustible por kilómetro, la masa de despegue y velocidad de vuelo a la altitud de 500 m (1639 ft)



Fig. 1.16. Relación entre el consumo del combustible por hora, la masa de despegue y velocidad de vuelo al nivel del suelo



Fig. 1.17. Relación entre el consumo del combustible por hora, la masa de despegue y velocidad de vuelo a la altitud de 500 m (1639 ft)



Fig. 1.22. Relación entre el consumo del combustible por hora, la masa de despegue y

velocidad de vuelo a la altitud de 5000 m (16393 kt)


velocidad de vuelo a la altitud de 5500 m (18034 ft)




velocidad de vuelo a la altitud de 6000 m (19677 ft) El alcance práctico y la duración de vuelo del helicóptero sin DPP con la reserva de combustible garantizada del 5 % a diferentes altitudes en función de la cantidad del combustible rellenado (siendo la densidad del combustible de 0,775 kg/ℓ) aparecen en los ábacos Figs. 1.25...1.33 (la reserva de combustible garantizada del 5 % corresponde a 20 min de vuelo con Vcr.) Los consumos del combustible que aparecen en la tabla 1.6 y en las Figs. 1.7...1.15 y 1.16...1.24 se aumentan: - al 1 % al poner el DPP; - al 2 % al activar el SAH de los rotores principal y de cola; - al 3 % al conectar en vuelo el calentamiento del conjunto de paletas

directrices de entrada (CPDE) y de las tomas de aire de los motores. Conectado el КО-50, el consumo del combustible por hora crece a 8,7 kg/h (19,2 lb/h). Al transportar cargas externas, los consumos del combustible por kilómetro dependen de la magnitud de resistencia parásita complementaria creada por la carga.



Consumo del combustible por kilómetro y por hora a las velocidades del alcance máximo de vuelo en función de la masa y altitud de vuelo.

La frecuencia de rotación del rotor principal es del 95 % Tabla 1.6

Masa de vuelo, kg (lb) Velocidad-aire indicada, km/h (kt) 9000 (19845) 9000 (19845)

Alti

tud

de v

uelo

, m (f

t)

Mas

a no

más

de

11

100

kg (2

4475

lb

) M

asa

más

de

11

100

kg (2

4475

lb

)

M

asa

no m

ás d

e

1110

0 kg

(244

75 lb

)

Mas

a m

ás d

e

1110

0 kg

(244

75 lb

)

Mas

a no

más

de

11

100

kg (2

4475

lb)

Mas

a m

ás d

e

1110

0 kg

(244

75 lb

)

Mas

a no

más

de

11

100

kg (2

4475

lb)

Mas

a m

ás d

e

1110

0 kg

(244

75 lb

)

100 (328)

230 (124)

215 (116)

100 (328)

230 (124)

215 (116)

100 (328)

230 (124)

215 (116)

100 (328)

230 (124)

215 (116)

100 (328)

500 (639)

225 (122)

210 (113)

500 (639)

225 (122)

210 (113)

500 (639)

225 (122)

210 (113)

500 (639)

225 (122)

210 (113)

500 (639)

1000 (3279)

220 (119)

205 (111)

1000 (3279)

220 (119)

205 (111)

1000 (3279)

220 (119)

205 (111)

1000 (3279)

220 (119)

205 (111)

1000 (3279)

2000 (6558)

210 (113)

195 (105)

2000 (6558)

210 (113)

195 (105)

2000 (6558)

210 (113)

195 (105)

2000 (6558)

210 (113)

195 (105)

2000 (6558)

3000 (9837)

195 (105)

160 (86)

3000 (9837)

195 (105) 160 (86) 3000

(9837)195

(105) 160 (86) 3000 (9837)

195 (105) 160 (86) 3000

(9837)

4000 (13116) 170 (92) 120

(65) 4000

(13116)170 (92) 120 (65) 4000

(13116) 170 (92) 120 (65) 4000 (13116)

170 (92) 120 (65)

4000 (1311

6) 5000

(16398) 120 (65) - 5000 (16398)

120 (65) - 5000

(16398) 120 (65) - 5000 (16398)

120 (65) - 5000

(16398)Versión de transporte

6000 (19677) 100 (54) - 6000

(19677)100 (54) - 6000

(19677) 100 (54) - 6000 (19677)

100 (54) - 6000

(19677)Versión de combate sin cargas externas en las vigas

5500 (18034) 110 (59) - 5500

(18034)110 (59) - 5500

(18034) 110 (59) - 5500 (18034)

110 (59) - 5500

(18034)Versión de combate con cargas externas

5500 (18034) 110 (59) - 5500

(18034)110 (59) - 5500

(18034) 110 (59) - 5500 (18034)

110 (59) - 5500

(18034)

Nota. La instalación en el helicóptero de las vigas especiales aumenta la resistencia

parásita del helicóptero a 0,56 m2 (6 ft2). Al volar a la velocidad-aire indicada de 210 km/h (113,5 kt), el consumo del combustible por kilómetro aumenta a 0,11 kg/km (0,45 lb/nm) en comparación con el helicóptero que no lleva las vigas, mientras, al tener instaladas las vigas con cuatro coheteras Б8В20-А colgadas, la resistencia parásita aumenta hasta 0,9 m2 (9,7 ft2) y el consumo del combustible por kilómetro a la velocidad-aire indicada de 210 km/h (113,5 kt) crece a 0,23 kg/km (1,4 lb/nm).



Velocidad-aire indicada y velocidad-aire de vuelo en las condiciones atmosféricas standard en los regímenes del alcance máximo

Tabla 1.7 Masa de vuelo 11100 kg (24475 lb) y

menos Masa de vuelo más de 11100 kg

(24475 lb) Velocidad de vuelo, km/h (kt)

Altitud-presión, m (ft)

Indicada Aire Indicada Aire 100 (328) 230 (124) 233 (126) 215 (116) 219 (118)

500 (1639) 225 (122) 233 (126) 210 (113) 218 (117,8) 1000 (3279) 220 (119) 233 (126) 205 (111) 218 (117,8) 2000 (6558) 210 (113) 234 (126) 195 (105) 218 (117,8) 3000 (9836) 195 (105) 230 (124) 160 (86) 190 (102,7)

4000 (13116) 170 (92) 213 (115) 120 (65) 154 (83) 5000 (16393) 120 (65) 163 (88) - - 5500 (18034) 110 (59) 155 (84) - - 6000 (19677) 100 (54) 145 (78) - -



Сonsumo del combustible por kilómetro y por hora a la velocidad de la duración máxima del

vuelo en función de la masa y altitud de vuelo Tabla 1.8

Masa de vuelo, kg (lb) Velocidad-aire indicada, km/h

(kt) 9000 (19845) 10000 (22050) 11000 (24255) 12000 (26460) 13000 (28665)

Alti

tud

de v

uelo

, m (f

t)

Mas

a no

más

de

11

100

kg (2

4475

lb)

Mas

a m

ás d

e

1110

0 kg

(244

75 lb

)

Con

sum

o po

r ki

lóm

etro

, kg/

km

(lb/n

m)

Con

sum

o po

r hor

a,

kg/h

(lb/

h)

Con

sum

o po

r ki

lóm

etro

, kg/

km

(lb/n

m)

Con

sum

o po

r hor

a,

kg/h

(lb/

h)

Con

sum

o po

r ki

lóm

etro

, kg/

km

(lb/n

m)

Con

sum

o po

r hor

a,

kg/h

(lb/

h)

Con

sum

o po

r ki

lóm

etro

, kg/

km

(lb/n

m)

Con

sum

o po

r hor

a,

kg/h

(lb/

h)

Con

sum

o po

r ki

lóm

etro

, kg/

km

(lb/n

m)

Con

sum

o po

r hor

a,

kg/h

(lb/

h)

100 (328)

130 (70,3)

130 (70,3)

3,75 (15,3)

499 (1100)

3,88 (15,8)

516 (1138)

4,01 (16,35)

533 (1175)

4,16 (16,96)

553 (1219)

4,37 (17,81)

583 (1285)

500 (1639)

130 (70,6)

130 (70,3)

3,50 (14,3)

479 (1056)

3,63 (14,8)

497 (1096)

3,77 (15,4)

517 (1140)

3,92 (15,98)

537 (1184)

4,16 (16,96)

570 (1257)

1000 (3279)

130 (70,3)

130 (70,3)

3,27 (13,3)

458 (1010)

3,41 (13,9)

478 (1054)

3,58 (14,6)

501 (1104)

3,71 (15,13)

520 (1147)

3,99 (16,26)

558 (1230)

2000 (6558)

130 (70,3)

130 (70,3)

2,86 (11,6)

423 (933)

3,02 (12,3)

447 (986)

3,20 (13,0)

474 (1045)

3,40 (13,85)

503 (1109)

3,63 (14,8)

534 (1177)

3000 (9836)

120 (65) 120 (65) 2,76

(11,2)397

(875)2,96

(12,1) 426

(939) 3,22

(13,13)464

(1023)3,35

(13,65)483

(1065)3,73

(15,2) 537

(1184)4000

(13116) 120 (65) 120 (65) 2,51

(10,2)377

(831)2,74

(11,2) 411

(906) 3,03

(12,35)455

(1003)3,23

(13,17)485

(1069)3,81

(15,54)571

(1259)5000

(16393) 120 (65) - 2,28

(9,3) 354

(780)2,63

(10,7) 407

(897) 3,14

(12,8) 486

(1072) - - - -

6000 (19677)

120 (65) - 2.50

(10,2)390

(860)3.00

(12,2) 445

(981) 3,40

(3,85) 560

(1235) - - - -

1.7.6. Cálculo del alcance y duración del vuelo del helicóptero con la carga externa

La metodología de cálculo del alcance y duración del vuelo con la carga externa no se diferencia de la ordinaria. Las velocidades del vuelo horizontal durante el transporte de cargas externas dependen de la magnitud de la superficie del corte trasversal máximo de la carga transportada (resistencia parásita complementaria). Las velocidades mínimas y económicas del vuelo horizontal con la carga externa no se diferencian de las velocidades mínimas y económicas en un vuelo de rutina. Las velocidades máximas y de crucero del vuelo con la carga externa, siendo diferentes las masas de vuelo y magnitudes de las superficies de los cortes transversales de las cargas, se exponen para las altitudes de vuelo hasta el techo práctico (velocidades-aire e indicadas) en las Figs.1.34...1.38. El incremento del consumo del combustible por kilómetro durante el transporte de la carga exterma cuya sección máxima transversal es de 1 m2 (10,75 ft2) en comparación con el consumo del combustible por kilómetro durante el vuelo del helicóptero sin carga externa en función de la velocidad-aire indicada se da en la Fig.1.39.



En dicho caso, para determinar el consumo del combustible por kilómetro, la masa de vuelo media se estima contando con la masa de la carga que se transporta exteriormente. Al transportar cargas exteriores cuya sección máxima transversal se diferencia de 1 m2 (10,75 ft2), el incremento del consumo por kilómetro se determina mediante la multiplicación del incremento del consumo del combustible por kilómetro q∆ durante el transporte de la carga externa cuya sección máxima transversal es de 1 m2 (10,75 ft2) (vea Fig.1.39) por la seción máxima transversal real de la carga que se transporta. Al calcular el alcance y la duración del vuelo del helicóptero con la carga exterior, hay que contar además que: - el consumo del combustible y el tiempo del despegue y enganche

de la carga constituyen 60 kg (132 lb) y 4 min, respectivamente; - el consumo del combustible y el tiempo de selección del área,

desenganche de la carga y aterrizaje constituyen 50 kg (110 lb) y 5 min, respectivamente.

1.7.7. Particularidades de cálculo del radio y del alcance al volar en las montañas

Al ejecutar los vuelos en las montañas, el radio y el alcance de vuelo deben ser calculados partiendo de la restricción complementaria impuesta por las condiciones de despegue del área de alta montaña o de aterrizaje en ésta. A fin de cerciorase de que esta restricción se había tomado en consideración, una vez hecho el cálculo rutinario del radio o del alcance de vuelo, calcule la masa del helicóptero para despegar del área de alta montaña o aterrizar en ésta. Si la masa de despegue o de aterrizaje resulta ser superior a la masa límite, calcule nuevas magnitudes precisadas del radio o alcance de vuelo partiendo de la necesidad de cumplir con dicha restricción. Determine la masa límite para diferentes técnicas del despegue y aterrizaje según la metodología expuesta en el subapartado 1.6. La masa de despegue del helicóptero se calcula a base de los valores de la masa de la carga a transportar y la cantidad del combustible repostado. El procedimiento del cálculo de la masa de aterrizaje del helicóptero depende de la misión a cumplir. Por ejemplo, veamos el procedimiento de los cálculos para volar al alcance preestablecido L. La masa del helicóptero en el tramo inicial del vuelo horizontal es siguiente:

Gin.v.h = G - Gc.t - Gc.desp. La masa del helicóptero en el tramo final del vuelo horizontal es siguiente:



Gfin v.h = Gin.v.h - Gc.v.h, donde: Gc.v.h = qLv.h; Lv.h = L - Ldesp - Lpl.ater, mientras que el consumo del combustible por kilómetro q se toma para la masa de vuelo media del helicóptero en el tramo del vuelo horizontal.

Gmed=Gin.v.h - 0,47qin • Lv.h, donde: qin es el consumo del combustible por kilómetro cuando la masa del helicóptero equivale a Gin.v.h. La masa de aterrizaje del helicóptero es igual a

Gater = Gfin v.h - Gc.pl.ater

Las magnitudes de Gc.t, Gc.desp, Gc.pl.ater, Ldesp, Lpl.ater, q, puestas en las fórmulas, se buscan en las tablas según lo indicado en los ítems 1.7.2 y 1.7.3.

1.7.8. Efecto viento Debido a que la velocidad del helicóptero es relativamente baja, la dirección y la velocidad del viento ejercen un efecto sustancial en el alcance y la duración de vuelo. Para tomar en consideración el efecto viento se introduce la noción del viento equivalente que, siendo sólo de frente o de cola, altera el alcance de vuelo igual como el viento real junto con su dirección. La velocidad del viento equivalente es igual a la diferencia entre la velocidad-suelo y la verdadera. En la tabla 1.9 aparece la relación entre la velocidad del viento equivalente, la velocidad y dirección del viento real (para las velocidades de vuelo verdaderas de 180 a 250 km/h (97…135 kt)). El efecto viento en el alcance de vuelo se toma en consideración con ayuda del ábaco (vea Fig. 1.40) en función de la magnitud del viento equivalente. Previo a cada vuelo en ruta, el cálculo debe actualizarse a base de los datos de la dirección y velocidad del viento por altitudes cuya antigüedad no sea mayor de 1 h. El cálculo del alcance de vuelo, haciendo el viento, (se estima que el alcance en calma se conoce) se efectúa del modo siguiente: (а) Sabiendo la velocidad y la dirección del viento real, determinamos

según la tabla 1.9 la magnitud del viento equivalente y su dirección (de cola o de frente).

(b) Conforme al gráfico Fig. 1.40 trazamos equidistantemente a las líneas del viento (de cola o de frente) desde el punto de intersección de las líneas, que corresponden al alcance de vuelo en calma y al viento equivalente, una línea hasta la intersección con el eje L y buscamos el alcance de vuelo cuando hace viento (de cola, de frente).



Velocidad del viento equivalente

Tabla 1.9 Angulo del viento, grados Velocidad del viento real, km/h (kt)

10 (5,4)

20 (10,8)

30 (16,2)

40 (21,6)

50 (27)

60 (32,4)

70 (37,8)

80 (43,2)

Dirección del viento

Con deriva a la

izquierda

Con deriva a la

derecha Velocidad del viento equivalente, km/h (kt) 0 360 10

(5,4) 20

(10,8)30

(16,2)40

(21,6)50

(27) 60

(32,4)70

(37,8)80

(43,2) 10 350 10

(5,4) 20

(10,8)30

(16,2)39

(21) 49

(26,5)59

(31,9)69

(37,3)78

(42,2) 20 340 9

(4,96) 19

(10,2)28

(15,1)37

(20) 46

(24,9)55

(29,7)64

(34,6)73

(39,4) 30 330 9

(4,96) 17

(9,2)25

(13,5)34

(18,4)42

(22,7)49

(26,5)57

(30,8)65

(35,1) 40 320 8 (4,3) 15

(8,1)22

(11,9)29

(15,7)35

(18,9)42

(22,7)48

(25,9)54

(29,7) 50 310 6 (3,2) 12

(6,5)18

(9,7)23

(12,4)28

(15,1)33

(17,8)37

(20) 41

(72,2) 60 300 5 (2,7) 9

(4,9)13

(7,0)17

(9,2)20

(10,8)22

(11,9)24

(13) 26 (14)

70 290 3 (1,6) 6 (3,2)

8 (4,3)

10 (5,4)

11 (5,9)

12 (6,5)

12 (6,5)

12 (6,5)

De cola

80 280 1 (0,5) 2 (1,1)

3 (1,6)

3 (1,6)

2 (1,1)

1 (0,5)

1 (0,5)

3 (1,6)

90 270 0 (0) 1 (0,5)

2 (1,1)

4 (2,2)

7 (3,8)

10 (5,4)

14 (7,6)

18 (9,7)

100 260 2 (1,1) 4 (2,2)

7 (3,8)

11 (5,9)

15 (8,1)

20 (10,8)

25 (13,5)

31 (16,7)

110 250 4 (2,2) 8 (4,3)

12 (6,5)

18 (9,7)

23 (12,4)

29 (15,7)

36 (19,4)

43 (23,2)

120 240 5 (2,7) 11 (5,9)

17 (9,2)

23 (12,4)

30 (16,2)

37 (2,0)

45 (24,3)

54 (29,2)

130 230 6 (3,2) 13 (7,0)

21 (11,3)

28 (15,1)

36 (19,4)

44 (23,8)

53 (28,6)

62 (33,5)

140 220 8 (4,3) 16 (8,6)

24 (13,0)

32 (17,3)

41 (22,2)

50 (27)

59 (31,9)

68 (36,7)

150 210 9 (4,9) 17 (9,2)

26 (14,0)

36 (19,4)

45 (24,3)

54 (29,2)

64 (34,6)

74 (40)

160 200 9 (4,9) 19 (10,2)

28 (15,1)

38 (20,5)

47 (25,4)

57 (30,8)

67 (36,2)

77 (41,6)

170 190 10 (5,4)

20 (70,8)

30 (16,2)

39 (21)

49 (26,5)

59 (31,9)

69 (37,3)

79 (42,7)

De frente

180 180 10 (5,4)

20 (10,8)

30 (16,2)

40 (21,6)

50 (27)

60 (32,4)

70 (37,8)

80 (43,2)



Fig. 1.25. Relación entre el alcance de vuelo, la masa de despegue y la cantidad del

combustible a nivel del suelo




combustible a la altitud de 500 m (1639 ft)



Fig. 1.34. Relación entre las velocidades de vuelo y la superficie del corte transversal de la

carga transportada exteriormente



Fig. 1.39. Incremento del consumo del combustible por kilómetro en función del aumento de

la resistencia parásita por 1 m2 según sea la velocidad-aire indicada



Fig. 1.40. Relación entre el alcance de vuelo y el viento equivalente

2. datos principales b5 3. manual de vuelo mi-17v5 2

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