Рис. 1. Зависимость оптимальных числа C_v, относительного километрового расхода топлива, частоты вращения несущего винта от массы вертолета, высоты полета и температуры наружного воздуха

Величина q^G может быть определена экипажем вертолета не по приведенной формуле, а с помощью графика на рис. 2: нанеся на верхнюю горизонтальную ось точку (q^G)₀ = 22,7 1/км, перемещаемся параллельно прямым, соответствующим влиянию коэффициента К (в нашем примере летчик включил СКВ + ПЗУ + ПОС_дв). Затем перемещаемся эквидистантно семейству кривых U до фактической величины U (в примере ветер встречный, U = 48 км/ч). В этой точке прочитывается q^G = 29,7 1/км. Таким же методом определяют q^G на других высотах (например, Н = 1, 3, 4 км) и, сравнив полученные величины, находят Н_опт Затем на Н_опт определяют, как описано выше, η_{опт и} (V_пр)_опт.

Для вычисления параметров крейсерского режима экипаж может воспользоваться «устройством» в виде тетради с вынимающимися страницами. На ее страницах даны графики (рис. 1), а информация, не зависящая от условий полета (табл. 1–3), размещается на внутренней стороне обложки тетради. Там же приведен пример определения оптимального режима полета. После определения параметров крейсерского режима использованная страница вынимается. На следующей странице по графику (рис. 1) в соответствии с меняющимися условиями полета определяются η, (q^G)₀, C_v для новых величин m, Н, t.

Другой вариант использования описанных графиков и таблиц — размещение их на планшете, который состоит из корпуса (кармана) и выдвигающегося вкладыша. График, показанный на рис. 1 (без шкал (q^G)₀ и m), размещается на вкладыше, а показанный на рис. 2 — на корпусе. На корпусе также расположены шкала m, таблицы и пример определения оптимального режима полета. Экипажу не нужно проводить вертикали и горизонталь, как на рис. 1, так как у планшета их заменяют подвижный вкладыш и кромка корпуса. Нужно только выдвинуть вкладыш так, чтобы совпали рассматриваемые величины m и Н. По кромке корпуса прочитываются величины η_опт, (C_v)_опт.При определении Н_опт находят q^G: из точки, равной величине (q^G)₀, перемещаются по графикам корпуса так, как показано на рис. 2.

Тетрадь или планшет могут быть заменены калькулятором. Однако операции по определению оптимального крейсерского режима с помощью тетради или планшета настолько просты, что в калькуляторе нет необходимости.

Рис. 2. Определение q^G в зависимости от (q^G)₀, использования систем вертолета и скорости ветра

Рис. 3. Зависимость минимального километрового расхода топлива от температуры наружного воздуха и частоты вращения несущего винта

После выхода вертолета на заданный эшелон, то есть в начале полета по маршруту, штурман или другой член экипажа определяет параметры оптимального крейсерского режима для первого участка маршрута и докладывает их командиру экипажа. На этом режиме командир выполняет полет по маршруту.

После изменения полетной массы вертолета из-за выработки 2–3 т топлива (примерно через час полета) или после резкого изменения условий полета (направления и скорости ветра, температуры воздуха) штурман определяет для предстоящего участка маршрута новые параметры оптимального крейсерского режима, в соответствии с которыми командир изменяет режим полета.

Рассмотрим некоторые результаты расчетов минимального относительного километрового расхода топлива (qG)0. На рис. 3 показан график (q^G)₀ = ƒ(t) для всех сочетаний m и Н, лежащих на одной горизонтали: m = 55 т, Н = 1,5 км; m = 50 т, Н = 2,1 км; m = 45 т, Н = 3 км; m = 35 т, Н = 5 км и др. Видно, что наименьшая величина (q^G)₀ = 22,7 1/км может быть реализована при оптимальной частоте вращения несущего винта, которая изменяется от η_опт = η_min = 85 % при t = -11° до η_опт = η_max = 91 % при t = 22°. Если t < -11° и t > 22°, то (q^G)₀ увеличивается.

Определим экономию топлива. Сейчас на указанных высотах летчик должен устанавливать η = 91 %. На этой частоте вертолет имеет (q^G)₀, указанные в табл. 4. Видно, что с предписанной РДП-26 частотой при отрицательных температурах наружного воздуха расход топлива на 10–20 % больше.

В таблице также приведены физические величины километрового расхода топлива для m = 35 т и m = 55 т: q₀ = (q^G)₀ m/100.

Экономия топлива при отрицательных температурах равна 1–1,8 кг/км с m = 35 т и 1,7–2,7 кг/км с m = 55 т. Подразделение, эксплуатирующее несколько вертолетов зимой, в высоких широтах или в горах, сэкономит около 200–300 т топлива в год.

Представление о том, что уменьшение частоты вращения винта всегда приводит к уменьшению расхода топлива, неверно. В нашем примере оно справедливо только при t < -11°.

На малых высотах полета, когда по РДП-26 летчику предписано держать η = 88 %, и при t > 0 η_опт = η_min = 88 % экономия топлива невозможна. При t < 0, когда η_опт = η_min = 85 %, экономия равна 5–8% при t = 0 и 8-10 % при t = -40°.

На рис. 4 показана зависимость (q^G)₀ от высоты полета при m = 45 т для нескольких сочетаний t и η. Очевидно, что для этой массы вертолета при средних (стандартных) температурах H_опт = 2–2,5 км. При уменьшении температуры H_опт увеличивается. При уменьшении массы вертолета H_опт также увеличивается (для m = 35 т H_опт больше, чем для m = 45 т, на 2 км), а при увеличении массы — уменьшается (для m = 55 т H_опт меньше на 1,5 км).