ملخ و کارایی آن

ملخ و کارایی آن

در وسایل پرنده که موتور پیستونی و یا توربوملخی دارند و یا هلی کوپترها، ملخ با به کارگیری قدرت موتور، نیروی جلوبرنده تولید می کند. ملخ در واقع بال چرخان است. بال در هواپیمایدر حال حرکت، نیروهای برا و پسا تولید، و ملخ در حال چرخش نیز همین دو نیرو را تولید می کند. نیروی برای بال به سمت بالا ( عمود بر مسیر حرکت) است ولی نیروی برای ملخ به سمت جلو ( عمود بر جهش چرخش) است و بر این اسا به آن نیروی جلوبرنده یا نیروی محرکه گویند. ملخ این کار را از طریق جابه جایی هوا همراه با افزایش سرعت و کاهش فشار آن انجام می دهد. ملخ نیز مانند بال دارای سطح مقطع ایرفویل ، زاویه نصب، زاویه پیچش، قطر، وتر ... است. از آنجا که ملخ می چرخد، سرعت برخورد هوا با لبه حمله ملخ در مقاطع مختلف یکسان نیست، به عبارت بهتر، سرعت برخورد هوا با لبه حمله ریشه پره های ملخ بسیار کم و سرعت برخورد هوا با لبه حمله موک ملخ، قدری کمتر ار سرعت صوت است. به دلایل سازه ای و آئرودینامیکی معمولا زاویه حمله پره ها در نوک از زاویه حمله شان در ریشه کمتر، و نیز وتر پره ها در ریشه کمتراست. مقطع پره ها نیز به شکل دوکی شکل است تا با تولید اختلاف فشار، نیروی جلوبرندگی تولید کنند.
 
به طور کلی هوای جابه جا شده توسط هر پره ملخ را Q می نامیم، این دبی برابر است با حاصلضرب سرعت هوا  و سطح مقطع دیسک ملخ، یعنی:
Q=VA=V(ПD^2)/4

  که در اینجا D قطر ملخ است. توجه کنید که دبی هوای کل عبور کرده از ملخ برابر است با حاصل جمع دبی های هوای گذرنده از هر پره. مقدار دبی هوا به عوامل زیادی از جمله سرعت چرخش ملخ و ویژگیهای آئرودینامیکی و مقطع پره های ملخ بستگی دارد. برای تشریه عملکرد هر ملخ سه نمودار مهم وجود دارد که عبارتند از:
منحنی تغییرات نیروی جلوبرندگی CT در مقابل نسبت پیشروی
منحنی تغییرات ضریب قدرت CP در مقابل نسبت پیشروی
منحنی تغییرات ضریب گشتاور  CLدر مقابل نسبت پیشروی

 
 نسبت پیشروی نیز به صورت زیر تعریف می شود:
 
یکی از کاربردهای مهم این نمودارها تعیین زاویه حمله پره های ملخ توسط خلبان است به منظور رسیدن به حداکثر راندمان ( در ملخ هایی که گامشان قابل تغیر است).
یکی ار مفاهیم کاربردی در مورد ملخ ها تعریف گام ملخ است. تعریف ابتدایی گام ملخ، مقدار مسافتی است که به ازای یک دور چرخش ملخ جلو می برد.
تعریف دوم گام، که گام هندسی نام دارد، از حاصلضرب محیط نوک ملخ در تانژانت زاویه حمله موثر آن است.
P=2ПRtan (γ)
 در اینجا R شعاع ملخ، و γ زاویه حمله موثر ملخ است. زاویه حمله موثر ، زاویه میان صفحه چرخش و زاویه حمله برا صفر مقطع ایرفویل  است. زاویه حمله برا صفر مقطع، زاویه ای است که برخورد جریان با ملخ با این زاویه، هیچ نیروی برایی تولید نمی کند. طبق این تعریف در ملخهایی که مقطع و زاویه حمله شان در تمام پره ها یکسان باشد، گامشان در تمام حالات ثابت است. اگر در ملخی، مقطع یا زاویه حمله موثر در فواصل مختلف پره از مرکز دوران فرق کند، معمولا گام ملخ را بر طبق ویژگیهای مقطع و زاویه حمله موثر 75% شعاع پره محاسبه می کنند. بنابراین گام هندسی فقط وابسته به هندسه پره و نه سرعت چرخش است. در یک ملخ ساخته شده، تنها روش تغییر گام ملخ، تغییر زاویه حمله ملخ است. ملخ های گام متغییر به سه دسته تقسیم می شوند:

ملخ های تنظیم روی زمین

2-ملخ های قابل تنظیم در پرواز
3-ملخ های خودکار
در ملخ های 2و3 تغییر زاویه حمله از طریق ابزاری به نام گاورنر انجام می شود. معمولا دلیل تغییر زاویه حمله (گام ملخ) افزایش راندمان ملخ در سرعتهای مختلف است. هواپیماهایی که گام ملخشان قابل تنظیم است به طول باند کمتری در برخاستن نسبت به هواپیماهای با گام ثابت نیاز دارند. هواپیماهایی که گام ملخ آنها قابل تنظیم نیست، ممولا ملخ در سرعت سیر حداکثر راندمان خود را درا است. این ملخ ها در هنگام برخاستن که سرعت هواپیما کم است راندمان بسیار کمی دارند. یکی از دلایل لزوم تغییر زاویه ملخ در طول پرواز جلوگیری از افزایش پسای ملخ در مواقعی است که موتور از کار می افتد. هر گاه موتوری از کار افتاد و ملخ در طول پرواز توسط آن به چرخش در نیامد، جریان هوا ملخ را می چرخاند و این سبب تولید پسای جدیدی می گردد. در این گونه مواقع زاویه ملخ را طوری تنظیم می کنند که بیشترین قسمت لبه پره ها به طرف جلو و وتر پره ها نیز کاملا و یا نقریبا موازی مسیر حرکت هواپیما  قرار گیرند. به این عمل راست کردن ملخ و یا Feathering گویند.
 
رابطه قدرت، نیروی محرکه و سرعت حرکت وسایل پرنده
قدرت یا نیروی محرکه تولید شده در موتور هواپیما به عوامل مختلفی از جمله سرعت حرکت هواپیما، دور موتور، چگالی هوای ورودی به موتور، مقدار سوخت ورودی به محفظه احتراق و نسبت گذر بستگی دارد. همراه هر موتور که خریداری می شود، دفترچه ای نیز هستکه در آن انواع نمودارهای و منحنیها یافت می شود که گویای عملکرد و کارایی آن موتور در وضعیتهای مختلف است.
 در موتورهای ملخی، موتور ابتدا قدرت P را تولید و سپس ملخ آن را به نیروی محرکهT  تبدیل می کند. بطور مثال در موتورهای ملخی هر چه دور موتور و فشار منیفولد افزایش یابد ( خلبان بیشتر گاز دهد)، موتور قدرت بیشتری تولید خواهد کرد. نکته دیگر آنکه در موتور ملخی هر چه سرعت هواپیما افزایش یابد، نیروی محرکه موتور کاهش می باید؟
=(T*V)/Pη
در رابطه بالا:
P : قدرت منتقل شده از موتور به ملخ.
V : سرعت حرکت هواپیما به جلو.
T : نیروی محرکه تولید شده توسط ملخ.
راندمان ملخ در هواپیماهای بین 0.7 تا 0.9 است.
تغییرات قدرت و نیروی محرکه با ارتفاع
یکی از مواردی که برای محاسبه کارایی هر هواپیما بسیار لازم است. قدرت( در هواپیمای ملخی) و یا نیروی محرکه ( در هواپیماهای جت) موتور هواپیما در هر ارتفاع است. هر چند رابطه دقیق بین قدرت یا نیروی محرکه موتورهای مختلف با ارتفاع پروازی هواپیما یکسان نیست، دراین بخش چند رابطه تجربی ارائه می شود که با استفاده از آنها می توان قدرت یا نیروی محرکه هر موتوری را در هر ارتفاعی به دست آورد. مهمترین متغیر هر ارتفاع برای موتور، چگالی هوا ρ است که در روابط به کار رفته اند.
رابطه قدرت و ارتفاع در موتورهای ملخی:
موتورهای ملخی تولید قدرت می کنند و لذا در این گونه موتورها مدل کردن موتور ، رسم منحنی قدرت آن در مقابل ارتفاع است. از انجا که در وضعیت استاندارد با تغییرات ارتفاع، چگالی هوا بطور عمده تغییر می کند، روابطی برای دو نوع موتور پیستونی ملخی و توربوملخی ارائه می شود تا بتوان با لحاظ کردن این تغغیرات، ویژگیهایی از کارایی این گونه موتورها را به دست آورد.
-    الف) موتور پیستونی ملخی
در موتورهای پیستونی ملخی بدون سوپرشارژر، رابطه بین حداکثر قدرت در ارتفاعات مختلف و حداکثر قدرت در سطح دریا به شکل زیر است.
Palt=Psl(ρalt/ρ0)^1.2

در این رابطه Palt  حداکثر قدرت موتور در ارتفاع مورد نظر، Psl حداکثر قدرت موتور در سطح دریا و ρalt ، ρ0،به ترتیب چگالی هوا در ارتفاع مورد نظر و چگالی سطح دریاست.
-    ب) موتور توربینی ملخی و یا توربوملخی
رابطه قدرت در ارتقاعات مختلف بر حسب قدرت در سطح دریا برای موتورهای توربینی ملخی به شکل زیر است:
لایه اول جو                Palt=PSL(ρalt/ρ0)^0.9
لایه دوم جو                Palt=P11000(ρ/ρ11000)

رابطه نیروی محرکه و ارتفاع در موتورهای جت:
با توجه به اینکه موتورهای توربوجت و توربوفن بر خلاف موتورهای پیستونی ملخی و توربینی ملخی، نیروی محرکه تولید می کنند، روابط مربوط به این نوع موتورها با موتورهای پیستونی ملخی و توربوملخی متفاوت است. همچنین جون موتورهای توربوجت و توربوفن می توانند در لایه استراتوسفر پرواز کنند، روابط به نیروی محرکه در دو لایه تروپوسفر و استراتوسفر بطور جداگانه مطرح می شود لذا خواهیم داشت:
در لایه تروپوسفر                Talt=Tsl(ρalt/ρ0)^0.9

 در رابطه فوق Talt، Tsl به ترتیب حداکثر نیروی محرکه ارتفاع مورد نظر و  در سطح دریا است.
در مورد لایه استراتوسفر ابتدا باید نیروی محرکه و چگالی ارتفاع 11000 متر که مرز بین لایه تروپوسفر و استراتوسفر است، محاسبه شود و سپس از رابطه زیر نیروی محرکه را در لایه استراتوسفر محاسبه کرد:
در لایه استراتوسفر                Tstr=T11000(ρ/ρ11000)

 در این رابطه T11000، ρ11000 به ترتیب حداکثر نیروی محرکه و چگالی هوا در ارتفاع 11000 متری و Tstr حداکثر نیروی جلوبرندگی در لایه استراتوسفر جو است.

رابطه مصرف ویژه سوخت با ارتفاع:
مصرف ویژه سوخت با غلظت هوای مصرفی ارتباط مستقیم دارد و غلظت و چگالی هوا نیز در ارتفاعات مختلف متفاوت دارد به این معنی که هر چه از سطح دریا بالاتر رویم غلظت هوا کاهش پیدا می کند. به این دلیل که نسبت وزنی هوا و سوخت در موتور ثابت است با کاهش غلظت هوا، مصرف سوخت نیز کم می شود. حال تغییرات مصرف ویژه سوخت با چگالی به شکل زیر قابل بیان است:
در لایه تروپوسفر            SFC=SFC0(ρ/ρ0)^0.2

در لایه استراتوسفر                SFC=SFC11000

 در روابط فوق SFC0 مصرف ویژه سوخت در سطح دریا ، SFC11000  مصرف ویژه سوخت در ارتفاع 11000 متری است.
در موتورهای ملخی تغییرات مصرف ویژه سوخت بر حسب سرعت از معادله زیر پیروی میکند:
SFC=SFCP(V/550ηP)

 در این معادله SFCP و SFC به ترتیب مصرف ویژه سوخت در قدرت اسمی موتور و مصرف ویژه سوخت در هر قدرت موتور و V سرعت هواپیما بر حسب فوت بر ثانیه است.


جدول 1- مصرف ویژه سوخت انواع موتور
 
ردیف    نوع موتور    SFC در سرعت کروز    SFC در پرواز
انتظاری    واحد      
1    توربوجت    0.9    0.8    lb/(hr*lb)      
2    توربوفن با نسبت گذر کم    0.7    0.8    lb/(hr*lb)      
3    توربوفن با نسبت گذر زیاد    0.4    0.5    lb/(hr*lb)      
4    پیستونی ( گام ملخ ثابت)    0.4  تا 0.8    0.5 تا 0.7    lb/(hr*lb)      
5    پیستونی( گام ملخ متغییر)    0.4 تا 0.8    0.5 تا 0.8    lb/(hr*lb)      
6    توربوملخی    0.5 تا 0.8    0.6 تا 0.8    lb/(hr*lb)     

سوختهای مختلفی از جمله بنزین هواپیما jp-4,jp-5 در موتورهای هوایی مصرف می شوند. سوخت اول در موتورهای پیستونی می سوزد ولی دو سوخت بعد، سوخت موتورهای توربینی است. به طور کلی سوخت موتور پیستونی 10% از سوخت موتور توربینی سبکتر است.
جدول 2 – وزن مخصوص انواع سوخت هواپیما
 
ردیف    نوع سوخت    متوسط وزن مخصوص در صفر درجه فارنهایت    متوسط وزن مخصوص در صد درجه فارنهایت      
1    بنزین هواپیما    6.1 پوند بر گالن    5.7 پوند بر گالن      
2    JP-4    6.7 پوند بر گالن    6.4 پوند بر گالن      
3    JP-5    7.2  پوند بر گالن    6.8 پوند بر گالن     

ارابه فرود

 یکی از اجزای اصلی هواپیما که بایستی طراحی گردد ارابه فرود است .در این بخش از ارابه فرود که طراحی کلی و آیرودینامیکی تاثیر دارد مورد بحث قرار خواهد گرفت .در واقع طراحی ارابه فرود به طراحی بدنه و چیدن اجزای هواپیما (محل مرکز ثقل ) وابسته است . در این بخش فرض می شود بدنه طراحی شده و عقب ترین محل مرکز ثقل برای طراح معلوم است .پس از این دو فرض ،مراحل طراحی ارابه فرود تقریبا دارای ترتیب است. از آنجا که طراحی ارابه فرود و چیدن اجزای هواپیما نیز به طراحی ارابه فرود وابسته اند ،بنابراین عملا طراحی ارابه فرود مستقل از دیگر اجزا امکان پذیر نیست. در این بخش اصول طراحی ارابه فرود و نکات مهم طراحی آن مورد بحث قرار می گیرد. اربه فرود در هواپیما دارای چند وظیفه اساسی است. این وظایف بطور خلاصه عبارتند از:

هواپیما را در روی زمین در حالت پایدارنگه می دارد و مانع از تماس و خرابی بال و بدنه می گردد.
درهنگام فرود ،ضربات را جذب می کند.
نقش شاسی گردان را دارد تا هوایما بتواند روی زمین مانور داده و بارگیری نماید .
قبل از پرواز ،امکان سرعت گیری را به هواپیما می دهد .
با تمام این نقش ها، در هنگام پرواز نقش بار مرده را دارد و هیچ نقشی به عهده ندارد . برای کم کردن ضررهای L.G در هنگام پرواز (کاهش پسا ) بهتر است ارابه فرود یا چرخ ها در داخل هواپیما جمع شوند .
بطور کلی ارابه فرود دارای شش نوع یا حالت اصلی است .
یک چرخ اصلی و سه چرخ کوچک (Single main  )
چرخ دمی (Tail gear )
4 چرخه (quadricycle )
دو چرخ اصلی و دو چرخ کوچک (Bicycle )
سه چرخه (یا چرخ دماغه ای ) (Tricycle یا Nose gear )
چند چرخه (Multi bogey )
بدون ارابه

مشخصات انواع ارابه فرود
به طور خلاصه مشخصات انواع ارابه فرود به شرح زیر است :


الف) یک چرخ اصلی و سه چرخ کوچک
   از این نوع ارابه فرود در بسیاری از هواسرها به دلیل سادگی زیاد استفاده می شود .چرخ اصلی هم می تواند جلوتر از مرکز ثقل و یا در عقب آن باشد که در این صورت باید زیر بدنه و جلوی مرکز ثقل یک سکان (Skid) قرار داد .

ب ) دو چرخه (Bicycle )
  این نوع ارابه فرود دارای دو چرخ اصلی است یکی جلو ودیگری در عقب مرکز ثقل ، به اضافه دو چرخ کوچک دیگر در زیر بالها برای حفظ پایداری هواپیما در روی زمین قرار داده می شود. چرخ عقب این نوع ارابه فرود آنقدر عقب تر از مرکز ثقل است که هواپیما باید بطور افقی فرود آمده و بلند شود. در این صورت هواپیما باید طوری طراحی شده باشد که با زاویه حمله کم بال، بتواند ضریب برآی زیادی تولید کند (یعنی باید دارای A.R، مقطع ایرفول کلفت و فلپ قوی باشد) این نوع فقط در هواپیماهایی استفاده می شود که دارای بدنه لاغر و دراز و بالهای پهنی می باشند . هواپیمای B47 دارای چنین ارابه فرودی است .

ج ) ارابه فرود چرخ دمی (Tail gear )
   این نوع ارابه فرود دارای 2 چرخ اصلی در جلوی مرکز ثقل و یک چرخ کمکی در زیر دم است. از آنجا که چرخ عقب بسیار کوچکتر از چرخهای جلو است، گاهی به جای آن یک تیغه Skid قرار می دهند، در این صورت به آن Tail Dragger گویند. این نوع ارابه فرود  قبلا به عنوان ارابه فرود معمولی Conventioanal نامیده میشد چرا که در 40 سال اول هوانوردی بطور وسیع استفاده می شد. این ارابه فرود دارای وزن و پسای کمتر بوده و به ملخ فاصله بیشتری از زمین می دهد. همچنین در زمینهای ناهموار، باعث می شود بال، برای بیشتری در مقایسه با نوع سه چرخه بدهد. با این وجود، این نوع ارابه فرود، ذاتا ناپایدار است. اگر هواپیما شروع به دور زدن در روی زمین بکند، بدلیل اینکه مرکز ثقل عقب تر از چرخهای اصلی است، دور زدن مداوم در حال سخت تر شدن است. و وقتی هواپیما می خواهد خود را صاف کند، یا نوک یکی از بالها به زمین می خورد و یا ارابه فرود می شکند و یا هواپیما از باند خارج می شود. یکی از اشکالات این نوع ارابه فرود این است که هواپیما وقتی روی زمین است افقی نیست و دماغه مقداری بالاتر از دم قرار دارد. لذا خلبان و مسافرین در هنگام سوار شدن قدری مشکل دارند. اشکال دیگر این نوع ارابه فرود عدم وجود بینایی کافی در هنگام حرکت روی باند فرودگاه است.هواپیماهایی مانند Spitfire,Tiger Moth دارای این نوع ارابه فرود بودند. اکثر هواپیماهای کشاورزی و برخی هواپیماهای G.A مانند Prper Super Cub, Cessan185 از این نوع ارابه فرود دارند.

د) سه چرخ یا چرخ دماغه ای Tricycleو یا Nose Gear
   عمومی ترین و شایع ترین نوع ارابه فرود، نوع سه چرخه است که دارای دو چرخ اصلی در عقب مرکز ثقل و یک چرخ کمکی در جلوی مرکز ثقل است. بر خلاف چرخ دمی، هر سه چرخ این نوع ارابه فرود هم اندازه اند و بنابر این هواپیما روی باند کاملا افقی قرار دارد. بدلیل اینکه مرکز ثقل در جلوی چرخهای اصلی قرار دارد، هواپیما در روی زمین پایدار است و نیز هنگام فرود می تواند بصورت کج بنشیند. اکثر هواپیماهای G.A ، آموزشی و جنگنده ها از قبیل F16,Mig29,Piper Cherokee ,PC9 ,Tucani, Cessna208 دارای ارابه فرود سه چرخ هستند.

ه) چهار چرخه Quadricycle
   ارابه فرود چهار چرخه مانند ارابه فرود دو چرخه است جز اینکه چرخها در کناره های بدنه قرار دارند. با این ارابه فرود نیز هواپیما مجبور است بطور افقی بنشیند و بلند شود. هواپیمای B52 و بسیاری از هواپیماهای باری بدین صورت هستند. چرا که دارای مزیت داشتن کف اتاق نزدیک به زمین هستند که بسیار مناسب بارگیری است. بطور کلی هرچه وزن هواپیما افزایش یابد، تعداد چرخها نیز افزایش می یابد و لذا تمامی پنج حالت فوق می تواند دارای 4-2 یا تعداد بیشتری چرخ بجای چرخهای اصلی باشند. هرچه وزن افزایش یابد ابعاد چرخها افزایش می یابد و لذا با استفاده از چرخهای بیشتر، ابعاد چرخها کاهش یافته و بار بین چرخها تقسیم می شود.

و) چند چرخه Multi Bogey
   جهت رعایت مسائل ایمنی، و نیز کاهش ابعاد هر چرخ استفاده از نوع چند چرخی با داشتن 4 چرخ یا بیشتر بسیار بهتر است. وقتی نوع چند چرخه استفاده می شود، آنها به سازه ای بنام Bogey وصل می شوند که آنها نیز به انتهای پایه جذب کننده ضربه گیر وصل می شوند.
بطور کلی وقتی جرم هواپیما زیر  lb 50.000باشد، برای هر پایه یک چرخ استفاده می شود، هر چند جهت رعایت مسائل ایمنی ( پنجری) استفاده از دو چرخ برای هر پایه بهتر است. در صورتی که وزن هواپیما بین 50.000lb و 150.000lb باشد معمول است برای هر پایه دو چرخ  قرار می دهند حتی گاهی 2 چرخ برای هر پایه تا جرم 250000lb نیز استفاده می شود. هواپیماهای مسافربری پهن پیکر مانند B747,A310 دارای ارابه فرود چند چرخه اند.


ز) بدون ارابه فرود
هواپیما می تواند ارابه فرود نداشته باشد. این حالت بندرت در هواپیما یافت می گردد، زیرا در عمل با مشکلات فراوانی روبه رو می شوند.این نوع ارابه فرود بیشتر در پرند های بدون سر نشین استفاه می شوند. هواپیماهایی که قرار است روی آب فرود آمده و از روی آن برخیزند، ارابه فرود مخصوصی دارند تا وسیله سر خوردن هواپیما را روی آب فراهم آورد. به این نوع ارابه فرود وسیله سرش یا تیغه گویند.

3- ارابه فرود ثابت و یا جمع شونده
 یکی از تصمیمات اولیه در طراحی ارابه فرود، این است که آیا ارابه فرود در طول پرواز ثابت باشد و یا اینکه قابلیت جمع شدن در داخل هواپیما را داشته باشد. معمولا این تصمیم پس از آنکه نوع ارابه فرود تعیین گردید گرفته می شود. بطور کلی ارابه فرود ثابت Fixed در مقایسه با ارابه فرود جمع شونده Retractable  دارای مزایا و معایب زیر است:
الف- مزایا:
هزینه ساخت هواپیما کمتر است.
هواپیما سبک تر خواهد بود.
طراحی و ساخت آسانتر است.
ب- معایب:
دارای نیروی پسای بیشتری است.
کارایی هواپیما کاهش می یابد.

 
 با توجه به ایمنی نشست و برخاست هواپیما، بهتر آن است که ارابه فرود در بال جمع گردد. در شکل زیر انواع ارابه فرود که در زیر بال، داخل بدنه، کنار بدنه، در داخل بال و بدنه، در داخل پوشش موتور نشان داده شده است.

   بطور کلی دو محل اصلی جمع شدن ارابه فرود، بال و بدنه است. بطور کلی طراحی هواپیمایی که ارابه فرودش قرار است در بدنه جمع شود آسانتر از هواپیماهایی است که ارابه فرودش در بال جمع می گردد.
 
3-اصول کلی ساختمان انواع ارابه فرود
   در این نوع ارابه فرود، بطور کلی محل مرکز ثقل باید قدری عقب تر از نقطه وسط بین دو چرخ باشد ( به عبارت دیگر فاصله بین مرکز ثقل تا چرخ جلو بایستی بیشتر از فاصله مرکز ثقل تا چرخ عقب باشد). در شکل زیر این امر نشان داده شده است.
 
   بر طبق شکل زیر در صورتیکه هواپیما افقی باشد، زاویه بین خط مماس مشترک چرخهای جلو وعقب و خط افق باید بین 10تا 15 درجه باشد. همچنین زاویه خطوط گذرنده از عقب ترین و جلوترین محل مرکز ثقل چرخ جلو با خط قائم باید بین 16-25 درجه عقب تر از خط عمودی چرخ جلو باشند. در صورتی که مرکز ثقل خیلی جلو باشد، احتمال کله معلق شدن هواپیما وجود دارد و در صورت خیلی عقب بودن احتمال دور زدن هواپیما دور خودش دو روی زمین در هنگام حرکت وجود دارد. برای جلوگیری از واژگون شدن هواپیما به بغل نیز باید چرخ عقب در راستای مرکز ثقل و دو چرخ جلو باید دارای زاویه بیش از 25 درجه با مرکز ثقل باشند این امر در شکل زیر نشان داده شده است.

سیستمهای تابع ارابه فرود

ضربه گیرShock Absorber
   یکی از ماموریتهای ارابه فرود، جذب ضربه به هنگام نشستن بد و نیز هنگام بارگیری و حرکت در باند بوده که حرکت را نرم می کند. بخشی از این کار توسط تایرها انجام می شود. بعضی هوپیماهای دست ساز و اکثر هواسرها نیز فاقد سیستم مجزای ضربه گیر هستند. ضربه گیری آنها تنها متکی به لاستیکها است و دارای محور سخت هستند. تایرها در هنگام فرود و یا برخورد با مانع سرعت گیر قدری فشرده شده و لذا ضربه را جذب می کنند. انواع مشهور ضربه گیر عبارتند از:
-    بدون ضربه گیر Rigid Axle 
-    فنر سخت Solid Spring
-    لاستیک و لولا Rubber & Hinge 
-    سیستم هیدورولیکی لوله ای Oleo Pneumatic Shoch Strut
-    سیستم هیدرولیکی لولاییPneumatic Hinge     Oleo
 


1- ضربه گیر فنر سخت:
   ضربه گیر فنر سخت در بسیاری از هواپیماهای عمومی هوانوردی استفاده می شود ( مخصوصا هواپیماهای سسنا) . این نوع ضربه گیر بسیار ساده است ولی از انواع دیگر سنگین تر است. فنر سخت از نوع تخت است که با خم شدن ضربه را جذب می کند. البته این باعث می شود که تایر نسبت به باند کج شود.

2- ضربه گیر اهرمی یا لاستیک و لولا:
    این نوع ضربه گیر در هواپیماهای قدیمی استفاده فراوان داشت. مثلا در هواپیماهای           Piper Cub پای چرخ به بدنه لولا شده و با استفاده از کابلهای لاستیکی در زیر پای چرخ ضربه توسط کشش آنها جذب می شود. این نوع ارابه فرود سبک است ولی پسای زیادی دارد.
3- ضربه گیر هیدرولیکی:
   امروزه عمومی ترین نوع ضربه گیر، هیدرولیکی است. در این ضربه گیر ضربه بوسیله اثری شیبه اثر فنر خنثی می شود. برای افرایش راندمان ضربه گیر، اکثر ضربه گیرهای هیدرولیکی دارای مکانیزمی هستند که توسط آن مقدار فشار وارده بر چرخها را با استفاده از میزان ضربه تنظیم می کند.
جدول 1- راندمان انواع ضربه گیر
 
راندمان    نوع ضربه گیر      
0.5    فنر تخت فولادی      
0.62    فنر مارپیچی فولادی      
0.45    چرخ بدون ضربه گیر      
0.6    تکه لاستیکی      
0.58    سیستمهای لاستیکی      
0.65-0.8    هیدرولیکی     

ارتفاع محل نصب روتور دم

ارتفاع محل نصب روتور دم
نبايد بالاتر از محل دوران ملخ باشد تا پيچيدگي سيستم گردنه روتور و وزن آن به حداقل برسد.
بايد بالا باشد تا فاصله كافي با زمين داشته باشد تعادل و پايداري آن در پرواز مستقيم افزايش يابد و در هنگام پرواز ايستائي انحراف جانبي هليكوپتر به حداقل برسد.
اگر روتوردم در سمت قسمت انتهائي دم هليكوپتر قرار داشته باشد در مسير سيستم گردنده هاي آن تنها به يك جعبه دنده نياز پيدا مي كنيم (جعبه دنده 90درجه)با اين همه پائين بودن (در يك راستا بودن با محور دوران )روتور با معايبي همراه است كه خطر آفرين بودن آن براي خدمه اي كه در روي زمين ودر اطراف آن كار مي كنند و نيز برخورد آن با زمين هنگامي كه هليكوپتر كاملا نزديك به سطح زمين پرواز مي كند از آن جمله است.
اگر محل نصب آن در نقطه اي بالاتر از محور دوران مستقر بر روي دم مثلا در بالاي سكان عمودي انتهاي دم باشد مجبور مي شويم يك جعبه دنده ديگر به آن اضافه نمائيم كه با جريمه افزايش هزينه و وزن هليكوپتر همراه خواهد بود. (اين جعبه دنده اضافي به جعبه دنده مياني معروف است.)
ارتفاع محل نصب روتور در ميزان انحراف جانبي هليكوپتر كه براي اصلاح تعادل آن در پرواز ايستائي بوجود مي آيد نيز تاثير مي گذارد در پرواز ايستائي تقريبا همه هليكوپترها ي تك روتوره كه روتور اصلي آنها در جهت مخالف عقربه هاي ساعت مي چرخند ارابه فرود سمت چپ پائين تر از ارابه فرود سمت راست قرار مي گيرد .دليل اين امر آنست كه تراست بطرف راست روتوردم بايد بوسيله منحرف شدن توپي اصلي بسمت چپ متعادل گردد. علاوه بر وزن ناخالص هليكوپتر و نيروي تراست حاصل از ملخ دم ميزان انحراف بدنه هليكوپتر به دو پارامتر فيزيكي ديگر بستگي دارد كه يكي ميزان فاصله لولا از محور عمودي روتور اصلي و ديگري ميان ارتفاع محل نصب روتور دم نسبت به روتور اصلي و مركز ثقل هليكوپتر مي باشد.
در تصوير اول يك مورد عمومي به نمايش گذاشته شده است كه در آن لولاي ملخ با محور عمودي روتور اندكي فاصله دارد و روتور دم بين روتوراصلي و مركز ثقل هليكوپتر (از نظر ارتفاع )قرار گرفته است. در اين مورد بدنه اندكي كج  مي شود. سه مورد ديگر نيزدر تصوير نمايش داده شده است. در يكي از واد پارامترها طوري بكار گرفته شده كه دربدنه هيچگونه كجي حاصل نمي شود. به اين ترتيب كه روتور اين هليكوپتر ازنوع الاكلنگي بوده و روتور دم به اندازه كاي بالا قرار دارد. در دو مورد ديگر بدنه به اندازه صفحه فرضي چرخش نوك روتور اصلي كج مي شود .طراحان براي به حداقل رساندن ميزان كجي بدنه(درپرواز)محورعمودي روتور را طوري انتخاب مي كنند كه بعد ازنصب داراي اندكي كجي تعديل كننده باشد. اندازه اين كجي رامي توان بگونه اي انتخاب نمود كه براي يك وزن ناخالص متوسط مطلوب بوده ودرغيرآن نيز چندان زيانبار نباشد
بعضي از هليكوپترها از پايداري سمتي ضعيفي برخوردارهستندو دماغه بطورمداوم تمايل دارد از وضعيت قبلي خود منحرف گردد. بدون شك يكي ازدلايل بوجود آمدن اين حالت هواي آشفته ايست كه از برخورد توپي و بدنه هليكوپتر با هوا بوجود مي آيد و روتور دم و سكان متعادل سازعمودي دم را احاطه مي كند.



در عكسبرداري كه از يك هليكوپتر سم پاشي در حال سم پاشي صورت گرفت معلوم گرديد كه دليل ديگر نقيصه فوق را بايد در تركيب ميدان جريان هواي قسمت انتهائي هليكوپتر زماني كه تحت تاثير جريانهاي حلقوي حاصل از نوك تيغه روتور اصلي قرار مي گيرد جستجو كنيم .
جرياني كه نزديك به قسمت زيرين ناحيه "ويك" قرار دارد بسمت بيرون و جرياني كه درقسمت فوقاني آن برقرار است بسمت داخل هدايت مي شود .
اگر روتور دم پائين قرار داشته باشد در ناحيه اي از جريان "واگرائي " هوا قرار مي گيرد واز لحاظ تغييرات متعادل ساز زاويه حمله ضعيف تر عمل نموده كارآيي آن كمتر خواهد بود. بنابراين اگر روتور دم بالا قرار داشته باشد اثرات تعادلي آن بدون شك افزايش خواهد يافت.
سرعت سر تيغه روتور دم
ملخ دم از لحاظ ملاحظات آئروديناميكي نسبت به روتور اصلي داراي اهميت كمتري مي باشدبنابراين انتخاب ميزان سرعت نوك تيغه هاي آن به هميت نسبي آن از لحاظ صدا و وزن مربوط مي شود.از آنجا كه گوش انسان در مقابل اصوات با فركانسهاي بالااز حساسيت بيشتري نسبت به فركانسهاي پائين برخوردارمي باشدمي بينيم كه گر چه ملخ دم انرژي كمتري را به هوا القا مي كند ولي صداي حاصل از آن بيش ازصداي روتوراصلي بگوش مي رسد(لاا قل در فواصل نزديك چنين است)بنابراين داشتن سرعت كم (سرعت نوك اندك )براي روتور دم مطلوبست ولي از طرف ديگر در مقايسه با روتور دم كم سرعت نوعي كه سرعت نوك آن سريع مي باشد به مساحت (سطح)كمتري نياز داشته گشتاور كمتري در سيستم گردنده هاي آن اعمال مي كند و حاصل آن دستيابي به روتوري است كه داراي وزن كمتري مي باشد. در طرحهاي هليكوپتري موجود سرعت انواع ملخهاي روتور دم از 527 پا درثانيه (160متر در ثانيه )براي هليكوپتر انتخابي مك دانل داگاس سري كه 500 md-هليكوپتري با روتور دم چهار تيغه ايست تا 739 پا در ثانيه براي هليكوپتر كبري S 1-AHساخت كمپاني بل متغير مي باشد.
مساحت سطح ملخ و مقطع ماهيواره
وقتي قطر و ميزان سرعت دوراني سر ملخ روتور تعيين گرديد مساحت سطح آن موضوع قابل تغييري نمي باشد بلكه اندازه آن با توجه به ميزان تراستي كه روتور دم بايد ايجاد كند تا وظيفه ضد گشتاوري خود را بانجام رساند و همزمان در بدترين شرايط پروازي هدايت سمتي مطلوبي نيز ارائه نمايد مقدار ثابت و معيني خواهد بود.اين مقدارتا حدي شكل ماهيواره اي ملخ نيز بستگي دارد.                                                                                                           
                 اساس انتخاب شكل ماهيواره اي ملخ روتور دم مشابه همان اصولي است كه درروتور اصلي رعايت مي شود و همان مشكلات  مشابه را  نيز به همراه دارد. يك ماهيواره نازك و پهن براي به حداقل رساندن شكلات تراكم پذيري در سمت پيش رو در سرعتهاي بالا مطلوبست ولي يك ماهيواره ضخيم و پر انحنا براي به حداقل رساندن مشكلات حاصل از واماندگي در طرف پس رو سودمند مي باشد. از آنجا كه تيغه هاي روتوردم كوتاهتر ودر نتيجه ازلحاظ مقاومت پيچشي مستحكم تر از تيغه هاي روتور اصلي مي باشد خطر قرارگرفتن آن درمعرض گشتاور هاي حركتي"حول محور عرضي"كمتر بوده در نتيجه طراحان دوست دارندازماهيواره هاي ضخيم استفاده كنند تا مزيت و توانائيهاي برتر آن در ايجاد نيروي براي ماكزيموم بهره مندشوند.

تعيين و انتخاب مساحت كل سطح ملخ روتوربايد باتوجه به ميزان تغييرات نيروي موتور (ودرنتيجه نيروي ضد گشتاوري مورد نياز هليكوپتر )كه با تغيير ارتفاع پروازي هليكوپتر صورت مي گيرد انجام پذيرد. ويژگي اين طراحي بايد با نيروي اوج گيري عمودي تمام عيار چه در سطح دريا يعني جائي كه قدرت موتور بالاست و چه در ارتفاع بالا جائي كه غلظت هوا پائين است منطبق باشد. روتور دم بدون مواجه شدن با واماندگي بايد قادر باشد تراست كافي ايجاد كند تا بتواند نيروي ضد گشتاوري لازم را باده درصد دامنه اضافي براي مانورهاي پروازي توليد نمايد.
تعداد ملخ ها
-بايد كم باشد تا هزينه ساخت به حداقل برسد.
-بايد زياد باشد تا "افت كارآئي"سرآن به حداقل برسد.
تصميم بعدي طراح تقسيم مساحت مورد لزوم ملخ ها بين تعداد واقعي آنها مي باشد. هر اندازه تعداد ملخ ها كم باشد هزينه ساخت وتعمير و نگهداري آن نيز كاهش مي يابد ولي اگر حاصل اين كار سبب كوتاه شدن بيش از حد آنها شود امكان دارد تلفات بيش ازحد نوك موجب تنزل در ميزان كارآئي آن گرددبيشتر طراحان بايد تعداد ملخهارا طوري انتخاب كنند كه حاصل آن داشتن ملخهائي باشد كه"نسبت طول به عرض تيغه"بين 5و9گردد.
پيچش
-بايد زياد باشد تا پرواز ايستائي هليكوپتر بخوبي صورت پذيرد.
-بايد كم باشد تا روند ساخت آن آسان شود و تغييرات تراست درحالت برخورد با جريانات حلقوي هوا به حداقل برسد.
پيچش زياد از لحاظ بهبود كيفيت پرواز ايستائي و نيز در تاخير انداختن واماندگي در ملخ پس رو درسرعت بالا درست همانند ملخ اصلي سودمند است. اما دادن پيچش ممكن است روند ساخت ملخ كوتاه دم را با پيچيدگي روبرو سازد ودر پرواز جانبي بسمت چپ(در هليكوپترهائي كه روتور اصلي مخالف جهت عقربه هاي ساعت مي چرخد)هنگامي كه روتور در حالت برخورد با جريانات حلقوي هوا قرار دارد پايداري و حفظ جهت هليكوپتر را با دشواري روبرو نمايد.
گام ماكزيموم
-بايد فقط تا اندازه اي باشد كه بتواند در تمام شرايط پروازي قابليت مانور مورد نياز را فراهم آورد نه بيشتر .
گام ماكزيموم همان پارامتريست كه دربحراني ترين شرايط پروازي در برابر گشتاور روتور اصلي مقابله مي كند وبه هليكوپتر اجازه دور زدن مي دهد. اين شرايط پروازي براي اغلب  هليكوپترها هنگام پرواز جانبي در بالاترين حد وزن ناخالص و ارتفاع پروازي رخ مي دهد يعني زماني كه در آن گام روتوربايد تا آن حد زياد باشد كه بتواند تراست مورد نياز را توليد و همزمان زيادي جريان هواي حاصل از سرعت جانبي را تعديل نمايد.
اگر روتور دم با كنترل گام زياد طراحي شود توقف هليكوپتر هنگامي كه در پرواز ايستائي سريعا در جهتي در حال دور زدن است كه جهت گشتاور ملخ اصلي در همان جهت بدورانش كمك مي كند مشكل خواهد بود.
براي تغيير جهت (دور زدن )در جهت موافق گشتاور روتور اصلي گام تيغه هاي روتور دم بايد كم باشد. اگر عمل تغيير جهت (دور زدن)با بكار گيري گام مخالف و ماكزيموم ناگهان متوقف گردد زاويه حمله بطور زود گذر (لحظه اي)با زاويه گام آن برابر خواهد بود. چرا كه شكل گيري سرعت  القائي خود نياز به گذشت مقداري زمان دارد .اگر زاويه حمله ماهيواره بيش از زاويه واماندگي آن باشد روتور دم لحظه اي نياز به نيروي فوق العاده زياد شايد بيش از آن ميزاني كه سيستم موتور قادر به ارائه آنست پيدا خواهد كرد.
جهت چرخش
طراحان در دوره قبل از دهه 1960 جهت چرخش روتور رادرهر جهتي كه دلخواهشان بود انتخاب مي كردند. از آن به بعد نتايج حاصل از تعدادي پروژه هاي هليكوپتري نشان دادكهراه درست و يك راه غلط براي چرخش روتور دم وجود دارد. راه درست اينست كه تيغه اي كه نزديك تر از همه به روتور اصلي قرار دارد بطرف بالا چرخش نمايد. بنا به دلايلي كه هنوز هم شناخته نشده است چرخش در اين جهت نوسانات تراست روتور دم را در پرواز جانبي هنگامي كه در حالت برخوردبا جريانات حلقوي هوا چرخش دارد به حداقل مي رساند. پيروي از اين روش از آنجا كه روتور دم "ويك "روتور اصلي را قطع مينمايد موجب به حداقل رسيدن صداي حاصل از آن در پرواز مستقيم مي گردد.
انواع كششي و انواع فشاري
در اغلب هليكوپترها ي مدرن براي كمك به حفظ تعادل سمتي روتور دم از يك سكان عمودي استفاده شده است. براي اينكه اين هردو مجموعه (روتور دم و سكان عمودي)از كارائي بهتري برخوردار باشند بايد در انتهاي دم هليكوپتر نصب گردند ولي اگر بيش از حد به يكديگر نزديك باشند امكان دارد بر يكديگر تاثير گذاشته صدمه ببيند. ازطرف ديگر اگر بيش از حد از يكديگر فاصله داشته باشند مجمومه سنگيني را بوجود خواهند آورد. در پرواز ايستائي مسئله تاثير گذا ري مزبور بستگي به اين دارد كه روتور دم در كدام سمت سكان قرار داشته باشد. باين معني كه آيا موجب وزش باد بر روي باله بشود يا هوا را از اطراف آن بمكد. از آنجا سرعت القائي زير روتور دم از بالاي آن زياد تر است اگر روتور موجب دميدن باد بطرف سكان گردد نيروي پساي سكان بيشتر خواهد شد. اين امر موجب كاهش تراست خالص و موثر روتور دم (تراست مورد نياز براي برآوردن نياز ضد گشتاوري آن )مي گردد.
در هليكوپترهائي كه چرخش روتور اصلي شان در جهت مخالف عقربه هاي ساعت مي باشدروتور دم از نوع فشاري بوده ودر سمت چپ سكان عمودي دم نصب ميگردد. تقريبا تمامي روتورهاي دم از نوع فشاري هستند. از استثناهاي عمده مي توان هليكوپتر سيكورسكيS-70A يا Uh-60Aو مدل هاي بعدي هليكوپتر بل مدل uh-1sوAh-1Sرانام برد. طراحان هليكوپتر S-70aچرخش روتور را طوري طراحي كرده اند كه مقداري از تراست توليدي آن صرف كمك به ايجاد نيروي برا در قسمت انتهائي (دم)هليكوپتر مي گردد. براي فراهم آوردن فاصله بين روتور و باله عمودي دم بدون اينكه شفت روتور دم بلند انتخاب شود نوع كششي آن مورد استفاده قرار مي گيرد .در مورد هليكوپتربل تركيب روتور دم در خط توليد با تغيير جهت چرخش آن از جهت غلط به جهت صحيح اصلاح گرديد. 
چرخش روتور در اين هليكوپتر بسادگي با تغيير محل نصب آن از سمت چپ به سمت راست سكان عمودي دم صورت پذيرفت ظاهرا روسها نيز به حل مشكل دست يافتند و راه حل كمپاني بل رادر مورد سري هليكوپترهاي 17وmi8و نيز در مورد هليكوپتر "هيند"(MI-24)برگزيدند ودر تمامي اين هليكوپترها جاي روتور دم را تغيير داده از سمت چپ به سمت راست انتقال دادند(البته روتور اصلي اين هليكوپترها به روش روسي يعني موافق عقربه هاي ساعت مي چرخد.)

نوع اتصال روتوردم
چگونگي اتصال ملخها و توپي به شفت روتور دم از تصميمهائي است كه طراح بايد در روند طراحي خويش اتخاذ نمايد. در پرواز مستقيم به جلو روتور دم مي خواهد فلپ نمايد واين حركتي است كه در همه طرحهاي هليكوپتري بايد به روتور دم داده شود چرا كه بتجربه ثابت گرديد كه جلوگيري از آن عملا غير ممكن است . ساده ترين راه آنست كه براي روتورهاي دو ملخه ازيك مفصل الاكلنگي ودر انواع چند ملخي براي هر ملخ يك لولاي (مفصل )جداگانه انتخاب گردد. در هليكوپتر مك دانل داگلاس مدل AH-64Aاز يك روتور دم چهار تيغه اي استفاده شده است ولي عملا داراي دو روتور دو تيغه اي و الاكلنگي است كه با فاصله شش اينچ از يكديگر قرار گرفته اند.
اغلب روتورها ي (دم)به تعدادي كوپلينگ مكانيكي مجهز گرديده است كه هنگام فلپ كردن گام ملخ را نيز تغيير مي دهد. انجام اين كار با اريبي قرار دادن لولاي فلپ كننده يا با قرار دادن نقطه اتصال" شاخك تغيير دهنده گام"و "ميله تغيير دهنده گام "خارج از محور لولا صورت مي گيرد.
اين كوپلينگ اصطلاحا كوپلينگ "دلتاسه "خوانده مي شود. اين اصطلاح توسط طراحان اتوجايرو انتخاب و براي نامگذاري و مشخص نمودن چندين نوع از انواع كوپلينگ هاي مربوط به روتورهاي متحرك ابداع گرديده است. اگر بر اثر فلپ روتور بطرف بالا گام آن افزايش يابد به آن كوپلينگ "دلتاسه ي "مثبت مي گويند. هردو نوع مثبت و منفي آن در روتور ها بكار مي رود. ليكن معمولا نوع منفي آن بيشتر مورد استفاده قرار مي گيرد. علت عمده بكارگيري هر كدام از اين كوپلينگ هاي دلتاسه چه مثبت وچه منفي آن اينست كه استفاده ازآن موجب سادگي درآرايش و طرح سيستم كنترل فرامين مي شود و امكان تداخل مكانيكي كاهش مي يابد و نيز وزن مجموعه سبكتر مي گردد. دليل ديگر بكارگيري آن اينست كه اين نوع لولا با تغيير و دور ساختن فركانس طبيعي ملخ ازحالت تشديد(رزناس)موجب كاهش دربارهاي لحظه اي (ضربه اي)ملخ روتور مي گردد.
تعداد زيادي از روتورهاي دم امروزي فاقد هر گونه لولاي مكانيكي بوده ولي داراي محورهاي قابل انعطاف بوده واز جنس مواد مركب ساخته شده اند تا انعطاف لازم را براي به حداقل رساندن گشتاورها و بارهاي آن داشته باشند.براي اين گونه هليكوپترها بكارگيري كوپلينگ هاي "دلتاسه"مناسب براي حفظ تعادل آن در بعضي از حالتهاي ديناميكي اهميت پيدا مي كند.
روتورهاي اريبي
طراحان كمپاني سيكورسكي از روتورهائي براي دم هليكوپترهاي S-70وch-53Eاستفاده نموده اند كه 20درجه بطرف پائين و چپ بطور اريبي قرار دارد. علت اين كار آنست كه بتواند از مولفه بالا برنده تراست روتور دم براي كمك به بالا نگهداشتن هليكوپتر در پرواز ايستائي استفاده و بدين وسيله در تنظيم و اصلاح نقيصه عقب بودن مركز ثقل هليكوپتر كمك نمايند. عيب اين كار آنست كه حركت پدال توليد نوعي گشتاور حركتي حول محور عرضي مي نمايد كه بايد با استفاده از "رها كننده هاي مكانيكي "كه استادانه در مسير سيستم كنترل فرامين تعبيه مي شودبطريقي تعديل گردد.
انواع ديگر سيستم هاي ضد گشتاوري
نوع فنستروني:روتور دم وقتي در حال چرخش است براي پرسنلي كه در روي زمين مشغول كار هستند و براي هليكوپترهاي مجاور خطرآفرين مي باشد و اگربمانعي برخورد نمايد خودش نيز صدمه مي بيند. علاوه بر آن روتور دم باعث بوجود آمدن علائم راداري زياد مي گردد. اگر بتوانيم آنرا از لحاظ اندازه كوچكتر بسازيم و بوسيله قسمتهائي از سازه دم محصور نمائيم اين مشكلات به حداقل خواهد رسيد. تلاش بسياري براي رسيدن به اين مقصود صورت پذيرفته ولي تاكنون تنها نوعي از آن كه به مرحله توليد رسيده "فنستروني"مي باشد كه بوسيله كمپاني آئرواسپشيا ل فرانسه بر روي هليكوپترهاي "غزال"و "دوفين"مورد استفاده قرار گرفته است. (فنسترون نوعي پنجره كوچك و دايره اي شكل است كه در خانه هاي فرانسوي بكار مي رود.)

با درآوردن سوراخ به شكل مجرا طراحان مي توانند از كارائي و مزيتي كه مشابه يك روتور با قطر بزرگ مي باشد استفاده نمايند چرا كه لبه كانال فشار استانيكي كمي را ايجاد مي كند و اين فشار به نيروي ايجاد شده توسط فن اضافه مي شود. جمع كل نيرو و قدرتي كه بايد اين نيرو (نيروي ايجاد شده بوسيله چرخش فن يا بر اثر لبه مجرا)را بوجود آورد متناسب با انرژي حاصله در حالت "ويك"كامل مي باشد.روتور مرسوم (معمولي )داراي ويكي است كه نياز به مقداري فاصله دارد تا به اندازه قطر نهائي خود كه 70درصد اندازه آن را تشكيل مي دهد در جريان هوا انقباض حاصل نمايد.

با قرار دادن مجرا در اطراف روتور اين "ويك"در داخل مجرا كامل شده و تحت انقباض بيشتر بطرف پائين قرار نمي گيرد. روتور فنستروني مي تواند در شرايط قدرت مصرفي يكسان تراستي معادل يك روتور معمولي كه از لحاظ اندازه 30درصد از آن بزرگتر است توليد نمايد. اگر ايت نوع رابا روتوري كه بيش از حد به سكان عمودي نزديك و گرفتار مزاحمت و ممانعت حاصل ازآن مي باشد مقايسه كنيم و يا اگر براي انبساط" ويك"   مجراي آن را اندكي اگرا بسازيم مي بينيم كه سودمندي آن از ميزان فوق نيز افزون مي گردد.
طراحان كمپاني "آئروايپشيال "مدعي هستند كه روتور فنستروني را با توجه به جنبه هائي كه در بالا آمده است مي توان از نظر اندازه 50درصدكوچكتر از روتورهاي معمولي ساخت اين طراحان تا به امروز حتي فن هاي با قطر كوچكتر از آن را نيز ساخته و به اين طريق نيروي مصرفي را كه صرف چرخاندن روتور دم مي شود تقليل داده اند.
ولي از آنجا كه محصور كردن يك فن بسيار بزرگ كه بتواند معادل روتور دم كارائي داشته باشد كاري دشوار است تصميم گيري براي طراح اينكه چه نوعي از آنرا برگزيند نيز دشوار مي شود. دستيابي به ايمني يعني از دست دادن كارائي .به همين دليل كمپاني آئرواسپشيال در هليكوپتر AS-350خود مدلي كه بعد از هليكوپتر "دوفين"ساخته شد بجاي استفاده از فنسترون از روتوردم معمولي استفاده نموده است.
هر اندازه قطر فنسترون بزرگتر باشد براي توليد تراست نياز به نيروي مصرفي كمتري دارد. الگوي عملي اين مسئله را مي توان در هليكوپتر دوفين مدلHH-65Aكه كمپاني آئرواسپشيال براي گارد ساحلي امريكا ساخته است مشاهده نمود. قرارداد اصلي براي هليكوپتري ازاين مدل يعني دوفين -2 بود كه طبق استاندارهاي ارتشي وتجاري قبلا طراحي شده ولي معلوم گرديد كه كارائي آن درپرواز ايستائي ضعيف است.كمپاني آئرواسپشيالاين مشكل را با افزودن قطر فن از 35 اينچ (از 89 سانتي متر به 109 سانتي متر )حل نمود و بدين طبق توانست 260پوند (118كيلوگرم)به بار مفيد آن در پرواز ايستائي بيافزايد و كارآيي آن را بهبود بخشد نامي كه كمپاني براي هليكوپتر HH-65Aانتخاب نمود SA336G1 مي باشد.
براساس تئوري براي اينكه فنسترون در پرواز ايستائي داراي كارائي كافي باشد عمق كانال بايدحداقل 20درصد قطر فن باشد .اين امر به معناي مواجه بودن با مشكل در آوردن اين قسمت از دم به شكل آئروديناميكي و دستيابي به پساي اندك مي باشد. اشكال ديگر آنست كه عبور جريان هوا به داخل و خروج از مجرا در پرواز مستقيم مضر بوده و موجب كاهش در كارائي هليكوپتر مي گردد. بهمين دليل است كه فنسترون هميشه بطور يكپارچه بخشي از سكان عمودي دم را كه بطرز دقيقي قوسي شكل ساخته شده تشكيل مي دهد و وظيفه تعديل گشتاور پيچشي حاصل از روتور اصلي را نيز در پرواز مستقيم بعهده دارد .بااين كار هليكوپتر از مزيت كاهش بار ملخهاي روتور و سيستم گردنده ها برخوردار بوده و نتيجه آن افزايش عمر اين قطعات خواهد بود.
نصب فن در داخل دم هليكوپتر
روش ديگر براي كاهش خطرات ناشي از سيستم ضد ترك (گشتاور پيچشي )و تقليل علائم راداريحاصل از آن نظريه بكار گيري دمي است كه تحت فشار هوا قرار دارد. كمپاني مك دانل داگلاس چنين سيستمي را ابداع نمود و آن را "نوتار"يعني هليكوپتر بدون روتور دم ناميد. اين سيستم ازيك فن با گام قابل تغيير كه درست در جعبه دنده اصلي نصب مي گردد تشكيل يافته است. فن هوا را از داخل قسمت دم تو خالي هليكوپتر به يك نازل كه داراي پره هاي چرخان با زاويه 90 درجه مي باشد مي فرستد. عكس العمل وزش هوا در مقابل پره ها يك نيروي ضد ترك را بوجود مي آورد. گام فن و نيز اندازه خروجي نازل هردو به وسيله حركت پدال ها توسط خلبان قابل كنترل است. در پرواز ايستائي وسيله ديگري كه كنترل چرخش دم هليكوپتر نام دارد با اين سيستم همكاري مي نمايد. روش كار ايجاد انحراف در "ويك"حاصل از روتور اصلي ودر حال عبور از دم هليكوپتر مي باشد كه ازطريق صفحات هواي درحال وزش ازدو شكاف كه درسمت راست و پائين دم قراردارد صورت مي گيرد.  شيپوره هاي هوا تقريبا بطور مماسي بطرف سطح دم مي رود و لايه هاي سطحي هوا را آهسته بسمت راست مي كشد و با اين كار جدائي آن را به تاخير مي اندازد و كل جريان و يك را بسمت چپ مي پيچاند. اين پيچش باعث ايجاد مكشي در سمت راست دم مي شود كه تقريبا معادل 3/2  نيروي ضد ترك (گشتاور پيچشي )لازم براي پرواز ايستائي مي باشد. در پرواز مستقيم كه دم تحت تاثير و يك روتور اصلي قرار ندارد نيروهاي (ضد گشتاوري )از فواره هاي منحرف شونده و سكان عمودي و قوسي شكل انتهاي دم حاصل مي گردد.

طراحي هليكوپتر براي مقابله با وضعيت هاي اضطراري
پرواز هليكوپتر معمولا در شرايط عادي و بدون مواجهه با مشكل صورت مي گيرد ولي هميشه چنين نيست. گاهي اوقات هليكوپتر در يك موقعيت غير عادي قرار مي گيرد و جان سرنشينان آن به مخاطره مي افتد. وضعيت هاي اضطراري ناشي از علل و عوامل گوناگوني است كه تعدادي همانند صدمات جنگي وارده بر اثر حملات دشمن يا اشتباه خلبان و برخورد هليكوپتر با زمين يا يك مانع ساخته دست بشر بوده و تعدادي ناشي از عوامل و شرايط طبيعي از قبيل يخ بندان مي باشد. تعدادي از اين موارد نيز به خرابي و از كار افتادن قطعات هليكوپتر مربوط مي شود كه بدلايلي هنگام پرواز از كار مي افتد و كاري را كه براي آن طراحي شده انجام نمي دهد.  مسائل و پيش بيني موارد اضطراري در مورد هليكوپتر نظامي در هنگام طراحي بايد با توجه به خواست خريدار صورت گيرد. اوست كه پيش بيني مي كند اين موارد تا چه حد بايد مد نظر قرار گيرد.
خريدار بايد بداند كه براي بر آوردن نياز هاي وي وزن و هزينه ساخت هليكوپتر افزايش مي يابد و نيز بايد بداند كه برآوردن آن خواسته در اندازه (ابعادي )هليكوپتر تاثير خواهد گذاشت و اگر بودجه اش محدود باشد تعداد كمتري هليكوپتر بدست خواهد آورد . در چنين مواردي كه انسان بر سر دو راهي قرار مي گيرد مي توان از اين ضرب المثل استفاده نمود "وقتي بين بد و بدتر بايد يكي را انتخاب كني بهتر است بد را انتخاب كني."
وظيفه طراح ارائه شيوه هايي است كه ويژگي هاي مورد نظر خريدار را با حداقل هزينه و وزن بالقوه تامين نمايد. اكنون كه تقريبا يك سده تجربه پرواز مكانيكي را پشت سر گذاشته ايم اميدواريم بابيشتر حوادثي كه ميتواند براي يك هليكوپتر رخ دهد آشنا بوده واز راه حل هائي كه طراحان قبلي بعنوان بهترين فرصت خلبان جهت جلوگيري يا مقابله با يك وضعيت اضطراري عرضه كرده اند استفاده نمائيم.
به حداقل رساندن صدمات ناشي از جنگ
هليكوپتر نظامي همانگونه كه از اسمشان پيداست در معرض شليك گلوله و پدافند قرار دارند. هدف نهائي طراح آسيب ناپذير نمودن هليكوپتر است و اگر اين امر امكان پذير و عملي نباشد لاقل بايد طرحي را ارائه نمايد كه خسلرت ناشي از تهاجم بر هليكوپتر بدون به مخاطره افتادن جان سر نشينان آن به حداقل رسانده شود و هليكوپتر بتواند به مقصد اصلي بر گردد يا سالم بر زمين فرود آيد. طرحي كه طراح عرضه مي كند بستگي به ميزان مخاطراتي دارد كه توسط خريدار مشخص مي شود. مثلا هليكوپتر"بلاكهاوك"سيكورسكي و "آپاچي مك دانل داگلاس"چنان طراحي شده اند كه اصابت يك گلوله 7/12 ميليمتري نتواند طوري بر آنها صدمه وارد سازد كه خلبان از اجرا و ادامه ماموريتش منصرف گردد. علاوه بر اين هدف ديگر از طراحي هليكوپتر آپاچي اين بود كه در صورت اصابت گلوله آتشبار 23 ميليمتري روسي خسارت چنداني بر آنها وارد نيايد. در مورد اول ميزان آسيب پذيري صفر و در مورد وضعيت دوم آسيب پذيري آنها ناچيز در نظر گرفته شده است. ناحيه آسيب پذير هليكوپتر از طريق آزمايش كليه اجزا سازه اي مهم و قطعات اصلي آن تعيين مي گردد و اين نكته را مشخص مي كند كه در صورت برخورد گلوله با هليكوپتر از تمام جهات در يك برد مشخص ميزان خسارت در آن تا چه اندازه خواهد بود. طراح براي رسيدن به اين مقصود مي تواند روشهاي گوناگوني را بر گزيند .مي تواند سازه هاي حساس و قطعات اصلي را باندازه كافي مستحكم بسازد طوريكه بدون واهمه در مقابل گلوله پايداري نموده به ماموريتش ادامه دهد. مي تواند جنس قطعه (قطعات)را از موادي بسازد كه عليرغم ايجاد سوراخ(در نتيجه اصابت گلوله )قطعه بار لازم را تحمل نمايد و نيز مي تواند يك قطعه حساس را در محلي قرار دهد(نصب نمايد)كه توسط قطعات غير حساس ديگر محافظت شود. طراح مي تواند از شيوه "چند گانه سازي"يا" جاگزيني"(روشي است كه در آن از يك يا چند وسيله مشابه در انجام يك كار بخصوص استفاده شود بطوريكه اگر يك قطعه با يك سيستم از كار بيافتد يا خراب شود ديگري بتواند همان كار را انجام دهد.البته اين سيستم ها مي توانند بطور موازي با هم كار كنند يا فقط از يك سيستم استفاده شود. يا در مورد سازه طوري ساخته مي شود كه اگر يك قسمت آن از بين برود ساير قسمتها بتوانند بارهاي لازم را تحمل نمايند)استفاده كند بطوريكه اگر يك قطعه خراب شود قطعه ديگر بتواند جايگزين آن گردد و نيز بعنوان چاره مي تواند قطعه را بايك حفاظ ضد گلوله بپوشاند. برخي از اين راه حلها به وزن يا هزينه ارتباط پيدا نمي كند بنابراين طراح بايد راه حل ها را بسيار با دقت انتخاب كند. ما در اين كتاب در رابطه با چگونگي انتخاب اين راه حلها طراحي هليكوپتر تهاجمي آپاچي AH-64Aساخت كمپاني مك دانل داگلاس را بعنوان نمونه انتخاب كرديم. طراحان اين هليكوپتر بعد از ارزيابي راه حلهاي مختلف باين نتيجه رسيدند كه چندين محل حساس روي ملخ اصلي و دم و سيستم هاي كنترل مربوط به آنها وجود دارد كه تنها راه حل عملي براي جلوگيري از صدمات ناشي از شليك گلوله 7/12 ميليمتري در آنها اينست كه اين قطعات از آلياژهاي مستحكم تري ساخته شود. اين قطعات شامل "ديرك عمودي روتور "(فلسفه طراحي كمپاني "هيوز"استفاده از ديرك عمودي ثابت و غير دوراني با شفت گردنده اي در داخل آن مي باشد. قسمت ثابت از شفت گردنده داخلي محافظت مي نمايد)عمل كننده هاي هيدروليكي كنترل فرامين و مكانيزم بين آنها "سواش پليت"و متعلقات مربوط به آن اتصالات ملخ به توپي روتور و بازوهاي تغيير گام ملخ مي باشد. موادي كه در ساخت اين قطعات بكار رفته فولاد آلياژي معروف E.S.R-4340 مي باشد. اين فولاد بعلت درجه خلوصش مي تواند با عمليات حرارتي به درجه بالاي استحكام برسد و سختي خود را بخوبي حفظ نمايد.
پوسته گيريكس هاي ملخ دم از آلياژ آلومينيوم با استحكام بالا ساخته مي شود بطوريكه بتواند در مقابل گلوله هاي 7/12 ميليمتري مقاومت نمايند اين گير بكسها معمولا از روغن پر مي شود آنچنانكه اگر سوراخي در آنها ايجاد شود مقداري روغن در آنها باقي بماند. جعبه دنده اصلي هليكوپتر با روغن روانكاري مي شود وبه محفظه هاي روغن و فتيله هاي روغنكاري مخصوصي مجهز است كه در صورت بروز حادثه و خالي شدن روغن يا از كار افتادن پمپ روغن اجزاگردنده جعبه دنده روغنكاري شده بطوريكه بتواند براي مدت 30 دقيقه قدرت موتور را به ملخ انتقال دهد.ساير قطعات مانند شفت گرداننده ملخ دم و قطعات اصلي سازه (بدنه)هليكوپتر مذكور باندازه كافي بزرگ طراحي گرديد تا در صورت برخورد با يك گلوله 7/12 ميليمتري آنقدر مقطع سالم در آن باقي بماند كه بتواند قدرت تحمل بارهاي وارده را داشته باشد و پرواز را مختل نسازد .در ساير قسمتها از شيوه معروف به "چند گانه سازي"(جايگزيني)استفاده گرديد. از جمله موارديكه توسط ارتش آمريكا با سيستم "چند گانه سازي"پيش بيني شده استفاده از دو خلبان و دو موتور در هليكوپترهاي نظامي است. (البته اين مسئله هميشه به مرحله عمل در نمي آيد. مثلا در هليكوپتر تهاجمي قبلي نظير مدل "چي ني "لاكهيد يك موتور T-64جنرال الكتريك مد نظر بود و نيز در نوع جديد هليكوپتر تهاجمي LHXدر مرحله اول يك سر نشين در نظر گرفته شده بود.)در هليكوپتر آپاچي كابين دو نفره به دو قسمت بصورت پشت سر هم توسط يك صفحه شفاف پلاستيكي ضد گلوله از هم جدا شده تا بتواند ضربه حاصل از اصابت يك گلوله 23 ميليمتري را فقط در يك قسمت خنثي نمايد و نيز بتواند بعنوان يك ديواره محافظ از سرنشينان در هنگام وقوع حادثه و واژگون شدن هليكوپتر محافظت نمايد. در قسمتهاي زيرين و پهلوهاي صندلي خلبان و كمك خلبان (متصدي تسليحات)از صفحات ضد گلوله سراميكي استفاده شده است. هر دو كابين به وسايل و تجهيزات كنترل پرواز و و اينسترمنتهاي پروازي (بطور كامل و جداگانه)مجهز مي باشد بطوريكه هم خلبان و هم كمك خلبان مي توانند مستقلا هدايت هليكوپتر را بعهده بگيرند.
سه عمل كننده هيدروليكي سيستم كنترل فرامين براي ملخ اصلي و يك عمل كننده تكي براي ملخ دم اين هليكوپتر در نظر گرفته شده كه هركدام داراي "پيستون از نوع تاندومي"(تاندومي يا پشت سر هم از نوع جديد بوده واز نظر وزن بمراتب سبكتر از انواع قديمي آن مي باشد.)كه هريك توسط سيستم هيدروليكي مربوط به خود بكار مي افتد. پيستون عمل كننده هاي هيدروليكي شكننده هستند چنانكه اگر يكي از آنها صدمه ببيند شكسته شده وبه تكه هاي ريزي تبديل مي گردد تا مانع عملكرد بقيه سيستم نشود. پوسته اصلي عمل كننده هيدروليكي از استيل مقاوم (آي-اس-آر)ساخته شده تا بالاترين حد مقاومت را در زمان بروز حادثه داشته باشد. در هليكوپتر آپاچي يك سيستم "پشتيباني كنترل"فرامين نيز طراحي شده كه وظيفه كنترل فرامين با سيگنالهاي الكتريكي بين كابين و عمل كنندههاي هيدروليكي را اعم از اينكه سيستم مكانيكي كار بكند يا از كار افتاده باشد انجام مي دهد. شيوه طراحي "چند گانه سازي"(جايگزيني)در ملخهاي روتور اصلي نيز بكار رفته است كه شامل چهار اسپار (تيرك)تو خالي و يك ميله تعادل حامل بار در لبه حمله آن مي باشد. آزمايشات مقاومت در برابر گلوله نشان داده است كه گرچه يك گلوله 23 ميليمتري يك سوراخ بزرگ در آن ايجاد مي كند ولي ظرفيت بارپذيري ملخ را از بين نمي برد. اگر وتر مقطع تيغه كمتر از 21 اينچ (يا 53 سانتي متر)باشد هيچ اسپار ساخته شده باشيوه "چند گانه سازي"(جايگزيني )نمي تواند از عهده سوراخ 8 تا 10 اينچي (20تا 25 سانتي متري )كه گلوله 23 ميليمتري ميتواند ايجاد نمايد برآيند ضمنا ملخها بايد طوري طراحي گردند كه در صورت برخورد با شاخه درختان و قطع كردن شاخه هائي به قطر 2 اينچ آسيبي برآنها وارد نيايد.بر روي هر يكاز ملخ هاي اين هليكوپتر دو ضربه گير نصب شده است .هريك از اين ضربه گير ها مي تواند رزناس زميني (رزناس دوران ملخ زمانيكه هليكوپتر روي زمين است)رااز بين ببرد.
ملخ روتوردم داراي سه اسپار (تيرك)اما وتر مقطع آن در حدود 10اينچ(25 سانتي متر)مي باشد بنابراين در صورت اصابت گلوله 7/12 ميليمتري آسيب چنداني به آن وارد نمي آيد ولي اگر گلوله 23 ميليمتري به نقطه حساس آن اصابت نمايد باعث از بين رفتن آن خواهد شد.همانطور كه قبلا بحث گرديد در درخواستهاي طرح پيشنهادي براي هليكوپتر UTTAS (كه بعدا تبديل به هليكوپتر UH-60شد)و هليكوپتر AAH(كه بعدا به هليكوپتر AH-64تغيير نام داد)اين احتمال كه هليكوپتر قادر باشد بدون روتوردم پرواز كند وبه آشيانه برگردد نيز در طرح منظور گرديده بود. در هركدام از اين هليكوپترها يك سكان متعادل ساز عمودي و به اندازه كافي بزرگ نصب گرديده است كه مي تواند در سرعت به جلو (با قدرت كم موتور )در مانور "لغزش جانبي "20 درجه وظيفه ملخ دم را انجام دهد. در مرحله آزمايش پرواز معلوم شد كه استفاده از چنين سكان عمودي بزرگي در پرواز جانبي اختلال بوجود خواهد آورد. بنابراين در هر دو هليكوپتر لبه فرار سكان عمودي را تغيير دادند تا مساحت سطح آن كاهش يابد. نتيجه اينكه عملكرد هيچيك از اين دو هليكوپتر خواسته اصلي طراحان را كه در ابتدا نوشته بودند برآورده نساخت چرا كه طراحان در هنگام نوشتن طرح با نقيصه ملخ دم مواجه نبودند. دو موتور جنرال الكتريك (مدل T-700)نصب شده بر روي هليكوپتر (آپاچي)به اندازه كافي جدا از هم قرار گرفته است تا در صورت اصابت يك گلوله به آن ميزان خسارت به حداقل كاهش يابد .شيوه"چندگانه سازي" (جايگزيني)درمورد مخازن سوخت نيز با استفاده از 2 تانك سوخت درآن به اجرا در آمد. گرچه با تغذيه متقابل سوخت از يك تانك به تانك ديگر منتقل مي شود و يا اينكه هردو موتور مي توانند از سوخت يك تانك استفاده نمايند ولي در حالت عادي هر تانك وظيفه رساندن سوخت به موتور مربوط به خود را دارد.
قدرت سانحه پذيري هليكوپتر
جذب انرژي :در شرايط ناگوار كه هليكوپتر با سرعت بيش از حد مجاز فرود مي آيد طراحان بايد وسايلي و شرايطي رادر هليكوپتر در نظر بگيرند كه جان سر نشينان به مخاطره نيافتد. در مورد هليكوپتر آپاچي هدف طراحان اين بود كه اين هليكوپتر بتواند با سرعت 42 پا در ثانيه (5/12 متر در ثانيه )بطور عمودي فرود آيد و بر سر نشينان آن آسيب جدي وارد نيابد. اين ويژگي بسيار مهمي براي اين هليكوپتر بشمار مي رود كه تاكنون در هيچ هليكوپتر ديگري سابقه نداشت . هليكوپتر هايي كه قبل از آن طراحي شده بودند حداكثر سرعت فرود عمودي آنها 10تا 12 فوت در ثانيه (3تا5/3 متر در ثانيه )بود. اولين كاري كه در اين هليكوپتر انجام دادند اين بود كه ارابه فرود آن را طوري بسازند كه بتواند تا حد امكان انرژي بيشتري را (انرژي حاصل از ضربه برخورد با زمين )جذب نمايد. طراحان نمي دانستند از دو نوع ارابه فرود موجود كاميك را انتخاب كنند(در انتخاب ترديد داشتند)از يك طرف استفاده از ارابه فرود تاشو جهت دستيابي به حداكثر سرعت و كارائي سوختي بهتر ترجيح داده مي شود .از طرفي ديگر كه چنين ارابه فرودي براي باز شدن نياز به كمي زمان دارد و در شرايط فرود اضطراري و ناگهاني خلبان فرصت كمي دارد تااز آن به عنوان يك وسيله موثر در جذب انرژي استفاده نمايد. كمپاني هليكوپتر سازي "هيوز"جهت برآوردن اين ويژگي 42 پادر ثانيه (5/12 متر درثانيه)ارابه فرود غير قابل جمع شدن را انتخاب نمود كه شامل يك بازوي جانبي و يك ضربه گير از نوع چرخهاي هواپيما مي باشد. ضربه گير شامل ديافراگم است كه در حين يك فرود سخت پاره مي شود . وقتي مايع هيدروليكي تحت فشار قرار گرفت (اصطلاحا به تله افتاد )از طريق يك منفذ فوران نموده انرژي وارد بر چرخها با نرخ كنترل شده اي مستهلك مي گردد. اگر ضربه شديد باشد بطوريكه ضربه گير تا آخر جمع شود قسمت زير هليكوپتر آسيب پذير ساخته شده تا با ايجاد فرورفتگي در آن ضربه بيشتري جذب گردد. (انرژي حاصل از ضربه فرود كمتر بسر نشينان منتقل گردد.)وآخرين طرفند بكار رفته در اين هليكوپتر اين بود كه صندليهاي آن طوري ساخته شده كه در صورت جذب انرژي قادر به حركت انتقالي (رفت و برگشتي )بوده مقدار بيشتري بطرف پائين حركت مي كند. ميزان شتاب قابل تحمل در صندلي خلبان با ثبت سوابق زماني آن با پرتاب از برج آزمايش  اندازه گيري و نشان داده مي شود علاوه بر مسائل مربوط به شتاب برخورد هليكوپتر با زمين در يك طرح خوب لازمست در موقع تصادم شديد ميزان كاهش حجم كابين از پانزده درصد بيشتر نباشد و هرچيزي كه احتمال مي رود سر خدمه با آن برخورد پيدا كند شكننده نباشد. قسمت جلوي بدنه هليكوپتر آپاچي همانند سازه هاي تيرك مانند ته كشتي ساخته شده و اگر سقوط هليكوپتر در وضعيت سرعت به جلو باشد اين قسمت به منزله كفش اسكي عمل مي نمايد. اين سازه از فرورفتن دماغه هليكوپتر به زمين هنگام سقوط (كه معمولا همانند خيش شخم زني به زمين فرود مي رود)جلوگيري نموده جاي كافي براي فرو رفتن توپ برجكدار زير هليكوپتر فراهم و از ورود آن به داخل كابين خلبان يا كمك خلبان (متصدي اسلحه)جلوگيري بعمل مي آورد.
تانكهاي سوخت
تانكهاي سوخت در يك هليكوپتر نظامي چه بعلت خسارت ناشي از جنگ وچه از لحاظ خرابي حاصل از سقوط آن بايد داراي ويژگي هاي خاصي باشد. بايد طوري ساخته شود كه بر اثر برخورد يك تك گلوله به آن سوراخ نشود (بلافاصله بعد از سوراخ شدن آب بندي شود)و نيز بر اثر ورود گلوله داغ بداخل آن آتش سوزي رخ ندهد. يكي از راه هاي دستيابي به اين ويژگي پر كردن تانك با نوعي فوم است كه بيشتر شبيه به يك اسفنج عمل نموده فضاي بالاي سوخت را به واحدهاي كوچكي تقسيم مي نمايد آنچنانكه شعله نتواند پيشرفتي در آن داشته باشد. راه ديگر ساختن تانك از مواد الاستيكي نرم شبيه آنچه كه در لاستيك اتو مو بيلهاي "سلف سيلينگ"بكار مي رود (لاستيك هائي كه پنچر نمي شود)بوده و استفاده از يك سيستم جداگانه جهت خارج كردن اكسيژن از فضاي بالاي سوخت تانك مي باشد. در هليكوپتر آپاچي اين كار با وارد كردن گاز نيتروژن بداخل تانك سوخت صورت مي گيرد. باين ترتيب كه سيستمي در اين هليكوپتر وجود دارد كه تمام اكسيژن فضاي بالاي سوخت تانك را خارج و گاز نيتروژن را بداخل آن پمپاژ نموده فضاي مزبور را از اين گاز پر مي سازد. شيلنگهاي (خطوط)سوخت رساني يكطرفه مجهز است كه در صورت شكستن (بريدن)مسدود شده و از خارج شدن سوخت جلوگيري بعمل مي آورد.  در موارد ديگر طراحان مخزن سوخت را در خارج از هليكوپتر قرار داده اند كه در صورت بروز حادثه از هليكوپتر جدا مي شود و خطر آتش سوزي را به حداقل مي رساند.
محافظت در مقابل برخورد با كابل
هنگام جنگ شليك گلوله هاي آتشبار دشمن براي هليكوپتر خطر آفرين است ولي هليكوپتر وسيله ايست كه هميشه در معرض برخورد با سيم يا كابل برق فشار قوي و غيره مي باشد. ازآنجا كه بيشترين استفاده از هليكوپتر در زمان جنگ در ارتفاع پائين و نزديك به سطوح زمين صورت مي گيرد حوادثي از قبيل برخورد آن با كابل امري عاديست. بمنظور كاهش چنين حوادثي دو راه حل وجود دارد :
يكي اينكه كاري كنيم كه هليكوپتر با كابل برخورد نكند و آن باين معني است كه خلبان از محل كابلها آگاه باشد و بسمت آن پرواز نكند. راه ديگر استفاده (تعبيه)سيستمي در هليكوپتر است كه محل يا نزديك شدن به كابلها را به خلبان هشداردهد. دومين راه احتمالا تابع يك راه حل علمي به شكل استفاده از يك سيستم رادار ويژه است كه از طريق تجزيه و تحليل قادر باشد با علائمي مسير دقيق كابلها را براي خلبان مشخص سازد. چندين طرح از نمونه اوليه چنين سيستمهايي به مرحله نمايش درآمده و ممكن است روزي به مرحله توليد هم برسد. راه حل ديگر در رابطه با كابلهاي حامل نيروي الكتريسيته جستجو و تشخيص آن از طريق ميدان مغناطيسي آنها مي باشد. راه ديگر براي كاهش حوادث ناشي از تصادم با كابل هدايت هليكوپتر از ميان كابلها و قطع سريع كابلها با استفاده از وسايلي است كه تيغه هائي با لبه تيز دارند و به بالا و پائين دماغه و ارابه فرود متصل مي باشند.
فرود اضطراري در آب
كليه حوادث ناشي از سقوط هليكوپتر فقط در خشكي رخ نمي دهد بلكه هليكوپترهائي كه براي عمليات در دريا در نظر گرفته شده اند نيز بايد فرود سالم داشته باشند. اين بدين معني است كه نه تنها بايد سازه هليكوپتر باندازه كافي قوي باشد كه در برابر بارهاي ناشي از برخورد با آب مقاومت نمايد بلكه در وضعيت خاصي از دريا بايد بتواند براي مدتي طولاني روي آب شناور باقي بماند تا از عمليات نجات اطمينان حاصل گردد. براي موارد
استثائي كه بدبختانه هليكوپتر در دريا غرق مي شود بايد وسايل و تجهيزاتي در آن وجود داشته باشد كه سر نشينان بتوانند سريعا از آن خارج شده و تمام لوازم نجات از دريا در در اختيار آنان قرار داشته باشد.
دربهاي خروج اضطراري بايد با چراغهائي مشخص شده و باندازه كافي بزرگ باشد تا افرادي كه لباس نجات پوشيده اند بتوانند از آن خارج شده خود را نجات دهند. با آزمايش هاي چندي معلوم گرديد كه اگر دربهاي اضطراري ظاهري بزرگ داشته باشد دو نفر همزمان سعي مي كنند ازآنخارج شوند كه در نتيجه در آن به تله افتاده (لاي درب گير مي كنند)و جان خود را از دست مي دهند.
يخ زدگي و يخ زدائي
تشخيص شكل گيري يخ و و پاك كردن آن از سطوح قطعات حساس پروازي سالهاي سال يكي از موضوعات هنر طراحي بوده است. ولي تا سالهاي اخير بجز كشور روسيه تعداد معدودي از هليكوپترهاي ساخته شده توسط كشورهاي ديگر مجهز به سيستم يخ زدائي شده بودند. دو دليل براي عدم تجهيز هليكوپتر به چنين سيستمي وجود دارداول اينكه يخ زدائي روتور هليكوپتر بسيار مشكل ترازبال هواپيما ومكانيزمهاي مربوطه پيچيده تر از آن مي باشد. ديگر اينكه پرواز هليكوپتر در شرايط صفر درجه يا در درجات زير صفرآنقدر بندرت صورت مي گيرد كه استفاده از سيستم يخ زدائي با توجه به پيچيدگي آن هزينه و افزايش وزني كه بدنبال دارد براي طراح ترديد برانگيزمي گردد. با توجه به اين واقعيت كه عمليات نظامي در آينده فقط به مناطق معتدله محدود نمي گردد از حدود سال 1970 از طراحان غربي خواسته شد تا در طرح هليكوپترهاي خود استفاده از چنين سيستمهائي را منظور نمايند بطوريكه هليكوپتر قادر باشد تحت شرايط يخبندان و مشخصي پرواز نمايد.
شرايط يخبندان 
شدت يخ زدگي به درجه حرارت هوا و درصد رطوبت موجود در آن بستگي دارد و برحسب گرم آب درهر مترمكعب هوا اندازه گيري مي شود. در عمل جوامع هوانوردي شدت يخبندان را با فاصله طي شده هواپيمائي كه بر ميله كوچك شاخص آن باندازه نيم اينچ يخ تشكيل شده باشد بيان مي كنند. اگر اين ميزان يخ بعداز طي مسافت 74 كيلومتر تشكيل شود شدت يخبندان را اندك و اگر فقط بعداز طي مسافت 19 كيلومتر تشكيل شود شدت آنرا "زياد"مي گويند.بديهي است كه اين معيار مستقيما در مورد هليكوپتر بكار نمي رود اما هنوز در فرهنگ هوانوردي براي تعريف شدت يخبندان مورد استفاده قرار مي گيرد . اين امكان وجود داردكه حتي در درجه حرارت زير نقطه انجماد قطرات باران بصورت مه و باران ريز و باران براي مدتي طولاني تا تشكيل اولين بلورهاي يخ همچنان بصورت مايع (به شكل ذرات گرد وغبار بر روي سطوح پروازي)باقي بماند. حال وقتي هليكوپتردر آن موقعيت پرواز مي كند ذرات آب فوق العاده سرد فورا يخ مي بندد(بعداز برخورد با سطح در حال حركت ).البته سطوح جلوي هواپيما و هليكوپتر در معرض بيشترين برخورد با ذرات آب قرار دارد بخصوص انتهائي ترين قسمت لبه حمله ملخ "در نقطه راكد"در آنجا كه جريان هوا در آن به توقف كامل مي رسد بيشتر از نقاط ديگردرمعرض اين ذرات قرار مي گيرد.تشكيل يخ دراشياءكوچك بيشتراز اشياءو قطعات بزرگ مي باشد.  دليل اين اختلاف فاحش درآ نست كه هر اندازه سيلندر بزگتر باشد جريان هواي نزديك شونده به آن بيشتر منحرف شده و قطرات آب برخورد كننده به آن به طرفين منحرف و پخش مي شود .بنابراين هرچه لبه حمله ملخ روتور يا دهانه ورودي (هواي)موتور كوچكتر باشد در مقابل شرايط يخبندان حساس تر مي باشد (يخ بيشتري در آن تجمع پيدا مي كند.)
يخ زدائي روتور
شكل گيري يخ روي ملخهاي روتور اصلي يا دم مي تواند تاثيرات بالقوه نامطلوبي بهمراه داشته باشد و امكان دارد در نتيجه شل شدن و رهاشدن يخ عواقب فاجعه آميزي ببار آيد. از آنجا كه ملخ هاي هليكوپتر سريعتر از ساير قسمتهاي آن در هوا حركت مي كند و با قطرات آب بيشتري در هر ثانيه روبرومي گردد.تجمع يخ در آن با سرعت بيشتري صورت مي گيرد. ولي از طرف ديگر وجود هواي فشرده (متراكم)شده در انتهائي ترين نقطه نوك ملخ در لبه حمله (نقطه اي كه قبلا تحت عنوان "نقطه راكد "از آن نام برديم)باعث افزايش درجه حرارت تا 22 درجه سانتي گراد شده و به همين دليل است كه اغلب در لبه حمله ملخ يخ تشكيل مي شودوحال آنكه در قسمتهاي داخلي ترآن تشكيل مي گردد. يخ تشكيل شده در سطح ملخ اغلب بعلت نيروي گريزاز مركز فشار (بارهاي)هوا بر آن قابليت انعطاف آن و ورورد هليكوپتراز نقطه سرد به هواي گرمتر شل شده ازآن جدا مي شود .اين عمل معمولادر همه ملخها همزمان صورت نمي گيرد بلكه هربار در يك ملخ رخ مي دهد. بر اثرعدم تعادلي كه باين طريق بوجود مي آيدلرزشهاي شديدي در هليكوپتر ايجاد و بر سازه هاي مجاور (و متصل به)روتور اصلي و دم "بارهاي نوساني شديدي "وارد مي آيد.
قبل از جدا شدن و ريزش يخ از روي ملخ از آنجا كه يخ تشكيل شده بر روي آن داراي اشكال نامنظمي مي باشد ويژگي هاي آئرو ديناميكي ماهيواره (ايرفويل)ملخ را كاهش نيروي "برا"آنرا كاهش مي دهد.
نياز به افزايش قدرت موتور جهت تثبيت سرعت يا نرخ اوج گيري از علائمي است كه اولين نشانه هاي شكل گيري يخ را به خلبان هشدار مي دهد. اين علائم تنها نشانه افزايش نيروي پسا بخاطر تشكيل يخ بر روي ملخهاي روتور نيست بلكه نشانه اضافه شدن وزن كل هليكوپتر بخاطر تشكيل يخ بر روي آن نيز مي باشد. كاهش كيفيت آئروديناميكي ممكن است توانائي فرود آزاد هليكوپتر (فرود با موتورهاي خاموش)را نيز كه آن هم ممكن است بر اثر شرايط يخبندان بوجود آمده باشد به خطر اندازد. شكل گيري يخ بر روي ملخهاي روتور مي تواند اثرات زيانباري در پرواز خود چرخي (فرود بدون موتور)هليكوپتر بشرح زير داشته باشد:
1-بعلت افزايش نيروي پساي ملخ قدرت مورد نياز روتور براي توليد نيروي "برا"وقتي به زمين نزديك مي شود افزايش مي يابد و به اين ترتيب سرعت فرود در پرواز خود چرخي (پرواز بدون موتور)بر حسب ضرورت بايد افزايش يابد تا قدرت مورد نياز از تغيير در انرژي پتانسيل توليد شود (و هليكوپتر با كشيدن كلكتيو توسط خلبان سالم بر زمين فرود آيد.)اين امر باعث مي شود خلبان در صورت نياز فرصت كافي براي استارت زدن مجدد موتور هليكوپتر نداشته باشد.
2-نظر باينكه سرعت فرود هليكوپتر در چنين شرايطي افزايش مي يابد ميزان گام كلكتيو براي حفظ سرعت دوراني نرمال روتور كمتر مي شود. اگر طراح اين موضوع را مورد توجه قرار ندهد (پيش بيني نكند)ممكن است پائين بردن كلكتيو تا آخرين حد توقف آن براي دستيابي به سرعت دوراني مطلوب روتوراز اندازه افزون باشد. 
3-نظر باينكه قابليت توليد نيروي "براي"روتور دم در چنين شرايطي پائين مي آيد حداقل سرعت دوراني روتور (كه ايمني سرنشينان درآن بخطر نيافتد )افزايش مي يابد. اگر ميزان يخ شديد تر باشد بطور حتم ميزان آن بيش از سرعتي خواهد بود كه هنگام پائين بودن اهرم كلكتيو (تا آخرين حد)بدست مي آيد.
4-نظر باينكه در چنين شرايطي نيروي پساي روتورزياداست.توانائي توليد سرعت دوراني آن هنگام"فلر"سايك ليك (فلر حالتي است كه هليكوپتر قبل از نشستن بر روي زمين بخود مي گيرد –حالت بالا بودن دماغه) كاهش يافته هليكوپتر انرژي لازم براي آخرين لحظه (مرحله )نشستن بر روي زمين را نخواهد داشت.
5-نظر باينكه در چنين شرايطي نيروي"برا"ي ماكزيموم كاهش مي يابد ضريب بارگيري روتور كه بايد با بالا كشيدن اهرم كلكتيو براي آخرين بار تامين شود كاهش مي يابد. هر يك از اين تاثيرات مي تواند يك مانور معمولي در هواي خوب را به يك حادثه ناگوار زمستاني تبديل نمايد.
سيستم هاي يخ زدائي
بطور كلي اين امر پذيرفته شده كه تجمع يخ تا حدود 4/1 اينچ در سطوح خارجي ملخ هائي كه امروزه ساخته مي شود خطرناك نمي باشد. وقتي ضخامت يخ باين حد رسيد بايد ازروي آن برداشته شود. اگر چه سيستمهاي گوناگوني درگذشته براي يخ زدائي روتور هليكوپتربكار مي رفت ولي سيستمي كه امروزه اغلب درروتورهليكوپتر بكار مي رود از نوع "پتوي برقي"مي باشد. اين پتوها هم به شكل يك لايه خارجي روي لبه حمله ملخ نصب مي شودو هم زيريك لايه از پوسته لبه حمله قرار مي گيرد.در هرصورت استفاده ازآن نبايد شكل آئروديناميكي ايرفويل(ماهيواره)رااز بين ببرد و نيز بايد مقاومت سايشي خوبي درمقابل باران و شن وماسه داشته باشد. الكتريسيته لازم براي آن بوسيله ژنراتورهاي نصب شده برروي جعبه دنده اصلي يا موتور هليكوپتر توليد سپس ازطريق"حلقه هاي اصطكاكي"درتوپي روتوربه ملخ هاي روتورانتقال مي يابد.پوشش ها(پتوهاي) حرارتي به چند قسمت تقسيم مي گردد كه هر ناحيه بطور نوبتي گرم و لايه يخ انباشته شده بين پوسته و يخ را ذوب مي كنند.يخ هاي ذوب شده بر اثر نيروي گريز از مركزاز ملخ جدا مي گردد. نواحي مربوط به همه ملخ ها با هم گرم مي شود تا از بوجود آمدن عدم تعادل (از بر هم خوردن بالانس ملخ ها)جلوگيري بعمل آيد (به حداقل برسد.)فاصله زماني گرم كردن بخشهاي مختلف ملخ ها با هم با توجه به شدت تجمع يخ در آن قسمتها صورت مي گيردكه با يك شاخص (نشانگر)يخ زدگي (كه گاهي اوقات در مجراي ورودي هواي موتور نصب مي گردد.)اندازه گيري مي شود. علت نصب شاخص در دهانه ورودي موتور اينست كه هوا بتواندحتي در هنگام پرواز ايستائي از روي آن عبور نمايد(شكل گيري يخ حتي در پرواز ايستائي هم صورت گرفته و نشان داده شده )با فرو ريختن سريع يخ از قسمت  لبه حمله ملخ مقدار كمي آب بطرف لبه فرار آن رفته درآنجا يخ مي بندد-اين نوع سيستم يخ زدائي مرحله اينسبت به سيستم "ضد يخ"كه دائما كل ملخ را گرم نگه مي داردتا يخ درآن تشكيل نشود به انرژي الكتريكي كمتري نياز دارد.
در جستجوي يك سيستم بهتر 
با توجه به اينكه هليكوپتر بندرت در موقعيت يخبندان قرار مي گيرد لذا استفاده از يك سيستم يخ زدائي الكتريكي از نظر هزينه و پيچيدگي و نيز به لحاظ وزن اضافي ژنراتور كه هميشه و در همه جا بايد با هليكوپتر حمل شود مطلوب نبوده چندان مورد توجه طراحان نمي باشد. براي دستيابي به ديگر روشهاي حفاظت در مقابل يخ زدن تلاشهاي زيادي بعمل آمده و تعدادي ازاين روشها نيزقبلا مورد استفاده قرار گرفته است. دريكي ازاين روشها فرو ريختن يخ با كج كردن ملخ روتور كه در نتيجه تغييرات ناگهاني سايك ليك كلكتيو يا سرعت روتور ايجاد مي شود صورت مي گيرد. چنين بنظر مي رسد كه اين روش در بعضي هليكوپترهاآن هم در شرايط ويژه اي كاربرد داشته ولي درهمه هليكوپترها عملي نمي باشد. وسايل ديگري كه در هليكوپتر استفاده مي شود نوع تعديل يافته وسيله ايست كه بر روي ملخ هاي هواپيما استفاده مي شود و درآن مايع ضد يخ از سوراخهاي تعبيه شده روي سطح ملخها از يك سيستم توزيع در توپي (هاب)روتور پخش مي شود. اين سيستم تاكنون در هليكوپترهاي مدرن بعلت مشكلات ناشي ازتامين يك سيستم توزيع يكسان و خطرات ناشي ازايجاد خستگي در ملخ (در نتيجه سوراخهائي كه در قسمتهاي حساس پوسته ملخ بايد ايجاد شود)مورد قبول قرار نگرفته است
سيستم ديگري كه اخيرا نمونه اوليه آن درهليكوپتر به نمايش درآمد نوعي يخ زداي "لاستيكي"از نوع بادي است كه از سالها قبل استفاده ازآن در بالهاي هواپيما معمول بوده است و با تغيير شكل متناوب تيوپ يخ جدا شده از سطوح مربوطه پاك مي شود. بهترين روش استفاده از نوعي رنگ-خميره يا نوار چسبهاي مخصوصي است كه ويژگي "ضد يخ بودن "رابهمراه داشته درضمن ميتواند در مقابل اثرات سايشي گرد وغبار و شن و ماسه و باران پايداري نمايد.
حفاظت از موتور هليكوپتر
 تشكيل يخ درموتور مي تواند دو گونه مشكل در آن ايجاد نمايد. اگر يخ انباشته شده مسير ورودي هواي موتور را مسدود و يا در مسير هواي ورودي انحراف ايجاد نمايد امكان دارد توزيع نا هماهنگ بردار سرعت هوا منتهي به واماندگي كمپرسور شده باعث خفه شدن (خاموش شدن )موتور گردد. مشكل ديگر اينست كه اگر يخ انباشته شده شكسته و بصورت تكه هاي بزرگ درآيد امكان دارد به كمپرسور آسيب وارد آورد. به اين دلايل طراحان هليكوپتر شيوه طراحان هواپيما را (كه با مشكلات مشابهي در گذشته روبرو بوده اند )انتخاب كردند. يكي ديگر از روشها قرار دادن يك لايه حرارتي در پوسته لبه حمله ورودي موتور و ساير قسمتهاي حساس مي باشد.
روش ديگر استفاده از هواي گرم كمپرسور موتور است كه آن سطوح را گرم نگهداشته از شكل گيري يخ جلوگيري بعمل مي آورد. اين سيستم ها بعنوان سيستمهاي "ضد يخ"دسته بندي شده وبه اين نام معروف هستند و علت آن اينست كه اين سيستم برعكس سيستم يخ زدائي (كه اجازه مي دهد يخ روي ملخ هاي اصلي ودم هليكوپتر تشكيل و سپس ذوب واز آن جدا شود.)اصولا در تمام اوقات اجازه تشكيل يخ بر روي سطوح فوق الذكر را نمي دهند.
سيستم ضد يخ شيشه جلوي خلبان 
علاوه بر ملخهاي روتور و موتور شيشه هاي جلوي خلبان نيز بايد از يخ زدن مصون باشد تا خلبان ديد لازم را جهت تعيين مسير داشته باشد. اين امر معمولا بطور الكتريكي با قراردادن لايه (فيلم)هادي الكتريسيته در داخل مواد شفاف (شيشه جلوي خلبان)انجام مي گيرد. روشهاي ديگر استفاده از هواي گرم خارج شده از كمپرسور موتور با كانالهاي مناسب مي باشد.
فرار و نجات
جنگي از جنگ جهاني دوم به بعد معمولا با خود چتر نجات بهمراه مي برند تا در صورت بروز حادثه اي ناگوار با استفاده ازآن جان خود را نجات دهند. خلبانهاي هليكوپترهاي جنگي فاقد اين اختيار هستند و نمي توانند از آن استفاده نمايند. علت عدم استفاده از چتر نجات در هليكوپتربه دو مسئله مربوط مي شود يكي اينكه نزديك بودن روتور بزرگ و دوار بالاي كابين خلبان گريز همراه با ايمني را از هليكوپتر بطرف بالا مشكل مي سازد و اغلب اوقات هليكوپتر آنقدر در ارتفاع پائين پرواز مي كند كه پرش با چتر نجات از قسمت زيرين هليكوپتر (در صورتيكه محل خروجي قبلا در آن تعبيه شده باشد )امكان پذير نمي باشد. دوم اينكه هليكوپتر خود روتور بسيار بزرگي دارد كه در مواقع ضروري مي تواند نقش چتر نجات را ايفا نمايد.
اين دو دليل مانع تلاش دست اندركاران و طراحان توسعه سيستمهاي نجات در حين پرواز نگرديد. سازمان ناسا در هليكوپتر پژوهشي معروف به "هليكوپتر پژوهشي با سيستم روتور"از سيستم صندلي پرتاب شونده بطرف بالا استفاده كرده است. پرتاب صندلي ها هنگامي صورت مي گيرد كه هردو ملخ با انفجار خرجهاي انفجاري كه درريشه هر ملخ كار گذاشته شده ازجا كنده وازهليكوپتردور شود. هليكوپتر "چي ني "ساخت كمپاني لاكهيد به "صندلي پرتاب شونده بطرف پائين مجهز مي باشد كه در هنگام آزمايش پرواز (پروازهاي آزمايشي )كه در ارتفاع بالاصورت مي گيرد و احتمال خطر در آن وجود دارد مورد استفاده قرار مي گيرد . تعدادي از طرحهاي پيشنهادي طرح پرتاب صندلي از پهلوها را مطرح مي كنند كه تاكنون هيچيك از اين طرحها درهليكوپترهاي امروزي مورد استفاده قرار نگرفته است. پرتاب صندلي خلبان بطرف بالا يكي از موارد پروازهاي آزمايشي "تيلت روتور"(هواپيما-هليكوپتر)"آسپري"است كه توسط خلبانهاي پروازهاي آزمايشي اين وسيله پرنده بايد صورت پذيرد. در اين هليكوپتر (هواپيما)از آنجا كه ملخ ها مستقيما در بالاي كابين قرارندارد انجام اين طرح كار آساني است. البته ازآنجاكه اين تيلت روتور قرار است با خود مسافر حمل نمايد قانوني كه براي همه هواپيماهاي مسافر بري اجرا مي شود در مورد آن نيز بايد رعايت شود .قانوني كه مي گويد يا همه بايد از چتر نجات استفاده كنند يا هيچكس.  موضوع ديگري براي نجات خدمه مطرح مي شود مربوط به موقعيتي است كه هليكوپتر سقوط مي كند و يادر دريا فرود اضطراري مي نمايد. در اين مورد كه به بحث "قدرت سقوط پذيري هليكوپتر"مربوط مي شود طراح بايد امكان نجات جان خدمه يا مسافران بدام افتاده را در حالتي كه درها يا دريچه بالاي سر خلبان بعلت تغيير شكل باز نمي شود در نظر بگيرد. معمولي ترين راه حل نصب وسايل انفجاري است كه با انفجار آن يكي از پانلها "دربها"به بيرون پرتاب مي شود ويا در قسمتي از هليكوپتر (از طريق انفجار)سوراخي براي خروج خدمه ايجاد مي گردد.

تاثیرات باران و برف روی موتور جت

 

EFFECT OF RAIN AND SNOW ON JET ENGINE

How can a jet engine work when it rains or snows? Wouldn't the water put out the flame inside? How is water removed from a jet engine in rainy conditions? Does rain or snow ingestion affect the efficiency of a jet engine?
- question from Subbu, Kristen Collins, Tommy Miller & Nirav J.
As described in previous articles, a jet engine works by compressing incoming air, mixing it with fuel, igniting that mixture, and exhausting the high-pressure gases to produce thrust. The initial compression is accomplished through a series of rotating blades called compressors. After jet fuel is added through a fuel injection system, the mixture is burned in a combustion chamber. The exhaust moves through another series of rotating blades called the turbine that powers the engine and finally through a nozzle.

Schematic of a simple jet engine
The biggest danger posed by forms of precipitation like rain, snow, ice, or fog is an engine flameout. A flameout is defined as a loss of engine power that is not caused by a mechanical failure. The three items needed to keep a jet engine operating are fuel, air, and a source of heat to make them burn. Loss of any one of these three can result in a flameout. Flameouts are generally rare and occur only about once in every 100,000 non-military flights.
Not only are flameouts themselves rare, but precipitation is unlikely to be the cause of one. While rain can have an influence on the function of a jet engine, it is typically not a significant effect. The majority of storms produce light rain or snow that has little if any impact on an engine. Clouds are also made of small ice crystals that have no appreciable effect. In general, only very intense storms affect engine behavior and aircraft will usually make a detour to avoid storms this strong anyway. The fear is primarily because of turbulence that produces a very uncomfortable ride rather than engine performance problems. Even in a strong storm, however, the main consequence a jet engine experiences is a reduction in the efficiency of the combustion process. This efficiency is a function of the fuel-air ratio that is changed by the presence of water vapor.

Ice formation on an engine cowl and fan blades
This effect is negligible under most conditions since the percentage of water present in the large volume of air entering an engine is still relatively small in most storms. The high temperature in the engine's combustion chamber quickly evaporates this level of water into steam that has little influence on the engine's power output. Air also passes through the engine quite quickly since a typical engine on a commercial airliner cycles through a volume of air comparable to that in an average house each second.
Many turbofan engines also take advantage of their bypass air system to remove precipitation from the airflow before it reaches the combustion section. As the incoming air moves into the rotating fan blades, the spinning motion flings the heavier water outward like a centrifuge. The water is then blown through the bypass air ducts that surround the engine core. In this way, the water is carried through the engine without ever entering the combustion chamber. This design allows a turbofan engine to remove the majority of water that it will ever ingest while flying through a storm. Whatever small amount of water remains in the air passing through the core will be evaporated and can easily be handled by the engine.

Ice accumulation on the spinner of a jet engine
The forms of precipitation that are most difficult to deal with are large hail, ice, and freezing rain. Large hail is only found in very strong storms that are generally avoided because of the turbulence problems discussed earlier, and hail impacts can also damage the engine or the aircraft's skin. Freezing rain is troublesome when it forms ice on the engine inlet or the center of the engine spinner. As the ice builds up, chunks may break off and enter the engine causing damage to fan blades or disrupting the airflow and combustion process. Ice is usually prevented by heating systems that warm the surfaces where ice is most likely and discourages its formation. The center hub of some engines is also covered in small sections of rubber that vibrate as ice starts to form causing the ice to shed before it grows into large and dangerous chunks. During freezing rain while sitting on the ground waiting for takeoff, pilots are also trained to rev the engines frequently to prevent ice accumulation.
Another design feature that helps keep a jet engine operating in heavy precipitation is igniters, similar to spark plugs, in the combustion section. In the event that the engine suffers a flameout, the igniters will re-ignite the fuel-air mix and restart the engine. Manufacturers recommend that igniters always be turned on whenever a plane's anti-icing equipment is in use or when flying through heavy storms to assist the combustion process. This practice is also recommended when taking off from a runway with standing water since the landing gear can throw up a sheet of water that may be ingested by the engines causing a flameout. Some modern engines are equipped with electronic systems that detect the state of the combustion process and tell the flight crew to engage the igniters. Engines may also have systems that turn the igniters on or restart the engine automatically.

Airport operations in a heavy snow storm
Although rain and snow typically pose little danger of causing a flameout in flight, there have been a few cases when precipitation has resulted in engine failure. In August 1987, a Boeing 737 of Air Europe was descending through rain and hail to land in Greece when both of the plane's engines experienced a flameout. The pilots were able to relight the engines and land safely.
Just nine months later in May 1988, a more serious incident occurred as TACA Flight 110 from Belize to New Orleans, Louisiana, was descending to land. This 737 was passing through a series of thunderstorms when it too suffered a double flameout. The engines had been throttled back for landing so the internal heat was minimal. The storm was strong enough that the engines ingested heavy rain and hail that simply put out the flame heat source. The crewmembers managed to briefly restart the engines but were forced to shut them down again because of overheating. The pilot managed to pull off an amazing emergency landing as he glided the plane to touch down on a grass strip next to a levee embankment along a lake. The passengers and crew evacuated using escape chutes with no injuries. The 737 was recovered and is still flying today for Southwest Airlines.
A less successful landing attempt occurred in 2002 when a 737 of Garuda Indonesia experienced a similar engine failure over the island of Java. Like the earlier cases, this flight was also landing in heavy storms when both engines flamed out. Unable to relight the engines or reach a landing site, the crew ditched the aircraft in a nearby river. One flight attendant perished and at least a dozen other people were seriously injured in the accident.

Massive cloud of ash spreading from a Rabaul eruption as seen from Earth orbit

Even including incidents like these, engine problems caused by precipitation are infrequent and rain rarely poses a threat to jet engine safety. A more serious problem that pilots have to worry about is clouds of dust or ash created by volcanic eruptions. Over 100 incidents of commercial airliners encountering these clouds were recorded between the eruption of Mount St. Helens in 1980 and 2006. These clouds can travel hundreds or even thousands of miles from the volcano and still cause damage when entering jet engines. A British Airways Boeing 747 experienced a flameout in all four engines upon flying through volcanic ash in 1982. The 747 fell from 37,000 ft (11,280 m) to 14,000 ft (4,270 m) over the Pacific Ocean before the crew was able to restart the engines. Another 747 of KLM suffered a similar problem over Alaska in 1989 but the crew was only able to restore partial power. Both planes landed safely but their experiences demonstrate the danger volcanic debris poses to aviation.

turbine engine

The Turbofan Engine

A high bypass turbofan engine.
A turbofan engine is basically a turbojet to which a fan has been added. Large fans can be placed at either the front or rear of the engine to create high bypass ratios for subsonic flight. In the case of a front fan, the fan is driven by a second turbine, located behind the primary turbine that drives the main compressor. The fan causes more air to flow around (bypass) the engine. This produces greater thrust and reduces specific fuel consumption.

A low bypass turbofan engine.
For supersonic flight, a low bypass fan is utilized, and an augmentor is added for additional thrust.

The Turbojet Engine

The turbojet is the basic engine of the jet age. Air is drawn into the engine through the front intake. The compressor squeezes the air to many times normal atmospheric pressure and forces it into the combustor. Here, fuel is sprayed into the compressed air, is ignited and burned continuously like a blowtorch. The burning gases expand rapidly rearward and pass through the turbine. The turbine extracts energy from the expanding gases to drive the compressor, which intakes more air. After leaving the turbine, the hot gases exit at the rear of the engine, giving the aircraft its forward push ... action, reaction !
For additional thrust or power, an afterburner or augmentor can be added. Additional fuel is introduced into the hot exhaust and burned with a resultant increase of up to 50 percent in engine thrust by way of even higher velocity and more push.

The Ultra High Bypass Engine

An ultra high bypass jet engine.

A logical approach to improving fuel consumption is even higher bypass technology. Mechanical arrangements can vary. During the 1980s, GE developed the Unducted Fan UDF® engine which eliminated the need for a gearbox to drive a large fan. The jet exhaust drives two counter-rotating turbines that are directly coupled to the fan blades. These large span fan blades, made of composite materials, have variable pitch to provide the proper blade angle of attack to meet varying aircraft speed and power requirements. Powerplants such as the UDF® engine are capable of reducing specific fuel consumption another 20-30 percent below current subsonic turbofans.