Образец перевода №5 (выдержка)

АВИАЦИОННЫЕ ПРОИСШЕСТВИЯ С САМОЛЕТАМИ

ПОЛЕТЫ САМОЛЕТОВ АВИАКОМПАНИЙ

ЭТАП ПОЛЕТА
Стоянка воздушного судна
Руление
Взлет
Полет по маршруту
Маневрирование
Заход на посадку
Посадка
Ударное воздействие на стоянке


ТИП СОБЫТИЯ
Разрушение конструкции
Происшествия, связанные с грузом
Столкновение с объектом
Столкновение с землей


Столкновение с движущимся воздушным судном
Отказ элемента/системы
Повреждение воздушного судна

Эвакуация
Пожар/взрыв/пары

Складывание/уборка шасси
Телесные повреждения лиц

Потеря управления
Опускание носа/опрокидывание
Выкатывание за пределы ВПП

Потеря мощности - первый двигатель

Потеря мощности - дополнительный двигатель
Происшествие обусловленное нарушением безопасности
Отделение (разрушение) элемента в полете
Происшествие при взлете/посадке
Происшествие при посадке
Посадка с убранным шасси
Событие, связанное с оборудованием/системой
Событие, связанное с выдерживанием высоты
Событие, связанное с погодой





2.
Национальное управление по безопасным перевозкам определяет, что вероятной причиной этого происшествия был тот факт, что авиационная отрасль и Федеральное авиационное управление не обеспечили летные экипажи процедурами, требованиями и критериями, совместимыми с задержками вылета в условиях, способствующих обледенению фюзеляжа, и решение летного экипажа произвести вылет в отсутствие позитивных гарантий того, что крыла самолета свободны от скоплений льда по истечении 35 минут пребывания под воздействием осадков после проведения противообледенительных мероприятий.

Наличие льда на крыльях привело к аэродинамическому сваливанию и потере управляемости после отрыва от земли.

Дополнительной причиной происшествия стали использование летным экипажам не соответствующей данной ситуации процедуры и недостаточная координация его действий, что привело к подъему носового колеса при воздушной скорости ниже предписанной.

3.
Система кондиционирования воздуха вертолета Ми-8. На вертолете Ми-8, имеющем негерметическую кабину, задачи вентиляции, обогрева и охлаждения обеспечиваются различными системами.

На рисунке представлена компоновка системы отопления и вентиляции пассажирского варианта вертолета, основные агрегаты которой расположены в капоте-обтекателе, являющемся продолжением правого подвесного топливного бака.

4.
3-й режим — автоматическое перемещение педалей путевого управления (при применении рулевого агрегата в цепи путевого управления). В рулевом агрегате имеется специальное устройство, которое дает возможность при работе автопилота в дифференциальном режиме увеличить его диапазон работы путем автоматического перемещения педалей от сигналов автопилота.



На одновинтовых вертолетах это необходимо на переходных режимах полета в путевом управлении, где 20% полного хода силового штока 19 от дифференциально включенного автопилота недостаточно.


Рулевой агрегат решает эту задачу просто, обеспечивая указанный режим перемещения педалей с небольшой стабилизированной скоростью и возможностью пересиливания этого перемещения летчиком.

5.
Химические РД (в зависимости от агрегатного состояния топлива до его использования в двигателе) можно разделить на следующие основные группы: жидкостные ракетные двигатели (ЖРД); ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ); гибридные (комбинированные) ракетные двигатели (ГРД), использующие топливо смешанного агрегатного состояния.



Основной агрегат ЖРД, где создается тяга, — КС двигателя.



На рисунке приведена камера ЖРД, работающая на двухкомпонентном топливе.


Она состоит из камеры сгорания 6 и сопла 7 и конструктивно представляет собой одно целое.


Камера сгорания имеет смесительную головку 4 на которой размещены специальные устройства — форсунки 3 и 5, служащие для подачи компонентов топлива в КС.



Стенки камеры изготовляют, как правило, двойными для создания зазора между внутренней огневой стенкой 2 и наружной силовой рубашкой 7, связанных между собой с помощью гофр, ребер или выштамповок


. По зазору протекает компонент или компоненты топлива, охлаждающие КС.

비행기 관련 사고

항공사 비행기 항공편

비행 단계
항공기 주기
지상 활주
이륙
경로비행
기동
착륙에 접근
착륙
주기장에서 스트라이크 충격
사고 유형
구조적 파괴
화물과 관련된 사고
개체와 충돌
지면과 충돌
움직이는 항공기와 충돌
구성 요소 / 시스템 정지
항공기에 손상
소개
화재 / 폭발 / 증기
샤시의 붙임 / 거두어 들임
사람의 부상
조종 상실
앞부분 낮춤 / 덤핑
활주로 밖으로 벗어남
전력 손실 - 첫 번째 엔진
전력 손실 - 추가 엔진
보안 침해로 인하여 발생한 사건
비행중에 구성요소의 분기(파괴)
이륙 / 착륙시 사고
착륙 중 사고
동체 밑부분 착륙
장비 / 시스템과 관련된 사고
비행 높이의 유지와 관련된 사고
날씨와 관련된 사고



2. 국가안전물류관리소는 본 사고의 원인 중 가장 가능한 이유는 항공분야와 연합항공관리청 측에서 항공 승무팀에 동체 아이싱(얼음이 생기는 현상)을 촉진하는 조건에서의 출발 지연에 적합한 절차, 요구사항 및 기준을 부여하지 않은 사실 과 착빙조치 후 35 분 동안 강우의 영향을 받고 나서 비행기 날개에 얼음이 축적(생성)되지 않았다는 긍정적인 확신의 부재에서 출발하겠다는 승무팀의 결정이었다.



날개에 얼음의 존재는 이륙 후 컨트롤의 상실과 공기 역학적 덤핑을 초래했다

사고의 추가적인 원인은 항공 승무 팀이 .본 상황에 부적합한 절차를 적용한 사실과 팀의 행동이 불일치하였으며 이것이 공기속도가 기준속도 이하 일 때 앞 부분 바퀴의 상승을 초래했다
3.
Ми-8 . 헬기 공기 조절 시스템
미-8 헬기의 밀폐되지 않은 조종석에는 환기, 난방, 냉각이 서로 다른 시스템에 의해 제공됩니다.

그림은 승객 변형 헬기 오른쪽 연료 탱크의 계속인(?) 유선 엔진 커버에 기본 요소가 위치한
가열 및 환기 시스템의 배열을 보여줍니다.



4.
제3조건- 방향 제어 페달의 자동이동
(방향 제어 체인에 방향 장치를 사용하는 경우에). 방향장치에는 자동 조종 장치의 차동 모드 가동 시 자동조종장치의 신호를 통해서 페달을 자동적으로 이동하여 장치의 가동범위를 넓히는 것을 가능케 하는 특별한 장치가 있다.

단일 로터 헬리콥터에는 이것이 차동 모드 가동의 자동 조종 장치의 전력 피스톤로드 (19)의 20%이 불충분한 방향 제어의 전환 비행 모드에 필요하다.


핸들 장치는 안정된 낮은 속도의 페달 이동의 지정된 모드와 비행사가 이 이동을 제압 할 수 있음을 제공하여 이 문제를 단순히 해결한다.


5.
화학 로켓 엔진을 크게 3 주요 그룹으로 (엔진에서 사용되기 전에의 연료 상태에 따라)나눌 수 있다: 액체연료의 로켓 엔진 (LRE)( liquid rocket engines), 고체 연료의 로켓 엔진 (SRM) (solid propellant rocket motors), 혼합 연료를 사용하는 하이브리드 (복합) 로켓 엔진 (HRE) (hybrid



추력이 생성되는 (LRE)의 본체 장치는 엔진의 연소 챔버CC (combustion chamber )이다.
그림은 두 개의 구성 요소 연료에서 실행되는 액체 연료 로켓 엔진(LRE) 카메라를 보여줍니다.
카메라는 연소 챔버 (6) 및 노즐 (7)로 구성되며, 하나의 단위로 설계되어 있습니다.
.
연소 챔버는 CC에 연료 구성 요소를 공급하기 위한 특수한 장치인 3 와 5 노즐이 배치된 믹싱 헤드 4 로 구성되어 있습니다.
.

카메라 벽은 내부 방화벽 2 및 외부 파워 셔츠 7 사이의 간격을 만들기 위해 일반적으로 주름, 갈비뼈형구조물 또는 스템핑품 등으로 상호 연결된 2복으로 제조한다.

두 층 사이에는 CC 을 냉각해 주는 물질이 또는 연료성분이 흐르고 있다.