ข้ามไปยังเนื้อหาหลักเว็บไซต์นี้จัดทำเพื่อการศึกษาและการเตรียมสอบเบื้องต้น ผู้เรียนควรตรวจสอบกับเอกสารทางการของหน่วยงานกำกับดูแลและครูการบินก่อนนำไปใช้จริง เนื้อหาอ้างอิงมาตรฐาน EASA เป็นหลัก ตัวเลขและกฎบางข้ออาจต่างจากหลักสูตรของสำนักงานการบินพลเรือนไทย (CAAT)
เว็บไซต์นี้เป็นโครงการอิสระเพื่อการศึกษา ไม่ได้สังกัด ไม่ได้รับการรับรอง และไม่มีส่วนเกี่ยวข้องกับ EASA, ICAO, CAAT หรือหน่วยงานกำกับดูแลใด ๆ ข้อสอบเป็นเนื้อหาที่เรียบเรียงขึ้นเอง หรือนำมาจากแหล่งทางการที่เผยแพร่สู่สาธารณะ/เปิดให้ใช้ได้อย่างเสรี (เช่น FAA ซึ่งเป็นสาธารณสมบัติ และคลังข้อสอบ PSTAR ของ Transport Canada) โดยมีการระบุที่มาในแต่ละข้อ ทั้งนี้ไม่ใช่ข้อสอบจริงที่ใช้สอบของ EASA หรือ CAAT
เครื่องบินใช้ปีกตรึงวิ่งไปข้างหน้าเพื่อสร้างแรงยก แต่เฮลิคอปเตอร์ทำอีกแบบ — มันเอาปีกมา "หมุน" แทน ใบพัดโรเตอร์แต่ละใบก็คือปีก (aerofoil) ที่เคลื่อนผ่านอากาศตลอดเวลา จึงสร้างแรงยกได้แม้ตัวเครื่องจะลอยนิ่ง
10.1 การบังคับสามทาง
10.1 การบังคับเฮลิคอปเตอร์บังคับด้วยสามสิ่งหลักที่ออกสอบแน่นอน:
- Collective (คันรวมพิทช์): ดึงขึ้น = เพิ่มมุมพิทช์ของใบโรเตอร์ทุกใบพร้อมกัน → แรงยกรวมเพิ่ม เครื่องไต่ขึ้น
- Cyclic (คันบังคับวงรอบ): เอียงจานโรเตอร์ (rotor disc) ไปทางใด แรงยกก็เอียงไปทางนั้น → เครื่องเคลื่อนไปทางนั้น (หน้า/หลัง/ข้าง)
- Anti-torque pedals (คันเหยียบแก้แรงบิด): คุมแรงขับของ tail rotor เพื่อแก้แรงบิดและบังคับการส่าย (yaw)
คำศัพท์สำคัญ
Collectiveคันรวมพิทช์
เพิ่ม/ลดมุมพิทช์ใบโรเตอร์ทุกใบพร้อมกัน → คุมแรงยกรวม (ขึ้น/ลง)
Cyclicคันบังคับวงรอบ
เอียงจานโรเตอร์ → คุมทิศทางการเคลื่อนที่
Anti-torque Pedalsคันเหยียบแก้แรงบิด
คุม tail rotor แก้แรงบิดและบังคับการส่าย
Dissymmetry of Liftความไม่สมมาตรของแรงยก
ใบกวาดหน้า vs ใบถอยหลังมีแรงยกต่างกันเมื่อบินไปข้างหน้า
Autorotationออโตโรเทชัน
ร่อนลงด้วยโรเตอร์ที่ปั่นด้วยลม เมื่อเครื่องยนต์ดับ
Vortex Ring Stateภาวะวงวนอากาศ
จุดที่มักออกสอบ
- Collective = ขึ้น/ลง, Cyclic = ทิศทาง, Pedals = ส่าย (yaw)
- AoA = pitch − inflow angle; washout = โคนพิทช์มาก ปลายพิทช์น้อย
Rotor Types → ความเสี่ยงเฉพาะของแต่ละชนิด: | Rotor System | Ground Resonance | Mast Bumping | ตัวอย่างเครื่อง | |---|---|---|---| | Semi-rigid teetering | ❌ ไม่มี (ไม่มี lead-lag hinge) | ✅ ความเสี่ยงสูงมาก | Robinson R22, R44 | | Articulated | ✅ ต้องระวัง | ต่ำ (มี lead-lag damper) | Airbus H125, Bell 412 | | Hingeless/Rigid | ❌ ไม่มี | ❌ ไม่มี | Airbus H135 | สรุปสำหรับนักบิน Robinson (R22/R44): - Semi-rigid → ห้าม Low-G pushover (ทำให้ mast bumping ได้ทันที) - ไม่ต้องกังวล ground resonance แต่ต้องระวัง mast bumping ตลอดเวลา - ทุกครั้งที่ต้องการบิน nose-down → ใช้ cyclic อย่างนุ่มนวลเสมอ
10.2 แรงบิดและการแก้แรงบิด (Torque & Anti-torque)
Torque reaction และ tail rotor เมื่อเครื่องยนต์หมุนโรเตอร์หลักไปทางหนึ่ง ตามกฎของนิวตัน ลำตัวเฮลิคอปเตอร์จะมีแนวโน้มหมุน สวนทาง (torque reaction) เฮลิคอปเตอร์ส่วนใหญ่จึงมี tail rotor ที่ปลายหาง คอยสร้างแรงผลักด้านข้างเพื่อหักล้างแรงบิดนี้ และใช้บังคับการส่ายไปในตัว
10.3 ความไม่สมมาตรของแรงยก (Dissymmetry of Lift)
เมื่อเฮลิคอปเตอร์บินไปข้างหน้า ใบที่กวาด "ไปข้างหน้า" (advancing blade) จะมีความเร็วลมสัมพัทธ์สูงกว่าใบที่กวาด "ถอยหลัง" (retreating blade) ทำให้แรงยกสองข้างไม่เท่ากัน หากปล่อยไว้เครื่องจะพลิก ธรรมชาติแก้ด้วย blade flapping (ใบกระพือขึ้น-ลงได้) ซึ่งปรับมุมปะทะให้แรงยกสองข้างสมดุล
10.4 Translational Lift และ Ground Effect
- Translational lift: เมื่อเฮลิคอปเตอร์เริ่มเคลื่อนไปข้างหน้า (ราว 16–24 นอต) อากาศไหลผ่านโรเตอร์อย่างมีประสิทธิภาพขึ้น เกิดแรงยกเพิ่มแบบ "ฟรี ๆ" เรียกว่า Effective Translational Lift (ETL)
- Ground effect: การ hover ใกล้พื้น (in ground effect, HIGE) ใช้กำลังน้อยกว่าการ hover สูงพ้นพื้น (out of ground effect, HOGE) เพราะพื้นช่วยหนุนเบาะอากาศไว้
10.5 Autorotation — ร่อนลงเมื่อเครื่องยนต์ดับ
ถ้าเครื่องยนต์ดับ เฮลิคอปเตอร์ ไม่ได้ร่วงดิ่ง นักบินจะลด collective ทันทีเพื่อให้กระแสลมที่ไหลขึ้นผ่านโรเตอร์ช่วย "ปั่น" โรเตอร์ให้หมุนต่อไป (เหมือนกังหัน) เก็บพลังงานไว้ในรอบโรเตอร์ แล้วใช้พลังงานนั้น "ดึง" collective ตอนใกล้พื้นเพื่อชะลอการร่อนลงและแตะพื้นนุ่มนวล กลไกที่ทำให้เป็นไปได้คือ freewheeling unit ที่ปลดโรเตอร์ออกจากเครื่องยนต์ที่ดับ
10.6 Vortex Ring State — กับดักของการร่อนลงช้า
ถ้าเฮลิคอปเตอร์ร่อนลงตรง ๆ ด้วยความเร็วต่ำพร้อมกับยังใช้กำลังอยู่ มันอาจ "ตกลงไปในกระแสลมที่ตัวเองเป่าลงมา" เกิดวงวนอากาศรอบปลายใบ (vortex ring state หรือ settling with power) ทำให้แรงยกหายไปอย่างรวดเร็วแม้จะเพิ่มกำลัง วิธีแก้คือ ดัน cyclic ไปข้างหน้าเพื่อบินออกจากกระแสลมเดิม ไม่ใช่เพิ่ม collective
10.7 Gyroscopic Precession
Gyroscopic precession 90 องศา โรเตอร์ที่หมุนเร็วทำตัวเหมือนไจโรสโคป — เมื่อออกแรงที่จุดหนึ่ง ผลจะปรากฏที่จุดถัดไป 90 องศาในทิศการหมุน ระบบบังคับจึงถูกออกแบบให้ป้อนคำสั่ง cyclic ล่วงหน้า 90 องศา เพื่อให้จานโรเตอร์เอียงไปในทิศที่นักบินต้องการจริง
Gyroscopic Precession — 90° Phase Lag
Input ที่ 3 นาฬิกา → จานเอียงหน้า 12 นาฬิกา (90° lag) Gyroscopic precession คือปรากฏการณ์ที่แรงซึ่งกระทำกับดิสก์ที่กำลังหมุนอยู่ จะไม่ส่งผลทันทีที่จุดที่รับแรง แต่จะส่งผลที่จุดห่างออกไป 90° ในทิศทางการหมุน (90° in the direction of rotation) แทน ด้วยเหตุนี้ ระบบบังคับ cyclic จึงต้องถูกออกแบบให้ป้อนคำสั่ง (input) ล่วงหน้า 90° ก่อนจุดที่ต้องการให้ใบพัดเชิดขึ้นหรือกดลงจริง เพื่อให้ rotor disc เอียงไปในทิศที่นักบินต้องการ ถ้าไม่ชดเชยเรื่องนี้ การตอบสนองของดิสก์จะอยู่ผิดทิศกับทิศที่บังคับ ผู้ออกแบบเฮลิคอปเตอร์จะคำนวณ phase lag นี้ไว้ล่วงหน้าในระบบ swashplate แล้ว นักบินจึงบังคับตามปกติโดยไม่ต้องคิดถึงเรื่องนี้ในทางปฏิบัติ
Translating Tendency — แนวโน้มเลื่อนข้าง
tail rotor ผลักข้าง เครื่องเลื่อนข้าง — แก้ด้วย lateral cyclic ใน hover แรงดันของ tail rotor ที่สร้างขึ้นเพื่อต้านทาน torque ของ main rotor นั้น ไม่ได้หักล้างกันสมบูรณ์ในแนวราบ ส่งผลให้เฮลิคอปเตอร์มีแนวโน้มที่จะเลื่อนไปด้านข้างใน ทิศเดียวกับ ที่ tail rotor ผลักตัวเครื่อง (translating tendency) สำหรับเฮลิคอปเตอร์ที่ main rotor หมุนทวนเข็มนาฬิกา (มองจากบน) เช่น Bell/Robinson/Sikorsky ของอเมริกา (ส่วนเฮลิคอปเตอร์ยุโรปอย่าง Airbus/Eurocopter main rotor หมุนตามเข็มนาฬิกาและทุกอย่างกลับด้าน) tail rotor ผลักตัวเครื่องไปทางขวา ทำให้ตัวเครื่องเลื่อนไปทางขวา นักบินต้องชดเชยด้วย lateral cyclic เล็กน้อยไปทางซ้ายเพื่อรักษา hover อยู่กับที่ ผลข้างเคียงคือ rotor disc จะเอียงเล็กน้อย ทำให้ขา skid/wheel ด้านที่เอียงรับน้ำหนักมากกว่า ซึ่งเป็นปัจจัยหนึ่งที่นำไปสู่ dynamic rollover
LTE — Loss of Tail Rotor Effectiveness
Loss of Tail Rotor Effectiveness LTE (Loss of Tail Rotor Effectiveness) คือภาวะที่ tail rotor สูญเสียความสามารถในการต้านทาน torque อย่างฉับพลัน มักเกิดในช่วง low airspeed, low altitude หรือขณะ hover ภาวะนี้เกิดขึ้นเมื่อลมพัดมาจากทิศทางที่ทำให้ประสิทธิภาพของ tail rotor ลดลงอย่างรวดเร็ว สำหรับเฮลิคอปเตอร์ที่ main rotor หมุนทวนเข็มนาฬิกา (มองจากบน) แบบอเมริกัน (Bell/Robinson/Sikorsky) ทิศลมที่อันตรายที่สุดคือประมาณ 285°–315° (ลมจากทิศ left rear) สำหรับเฮลิคอปเตอร์ยุโรปที่ main rotor หมุนตามเข็มนาฬิกา ทิศวิกฤตจะกลับด้านเป็นกระจกเงา เพราะลมจะพัดเข้าใน vortex ring ของ tail rotor พอดี ทำให้แรงต้านทาน torque หายไปและเครื่องจะหมุน (yaw) อย่างรวดเร็ว การแก้ไข: ลดกำลังทันที (reduce collective) และ ดัน cyclic ไปข้างหน้าเพื่อเพิ่ม airspeed ออกจากสภาวะ hover
Dynamic Rollover
Roll เกิน ~10° รอบ skid — ลด collective อย่าดัน cyclic เข้าหา pivot Dynamic rollover เกิดขึ้นเมื่อเฮลิคอปเตอร์กำลังอยู่บนพื้น (ยังไม่ lift off สมบูรณ์) และเริ่มหมุนรอบจุดสัมผัสพื้น (ล้อหรือ skid ด้านหนึ่ง) ที่เรียกว่า ground contact point ถ้ามุมเอียง (roll angle) เกิน ~10° แรง lift ที่ยังคงทำงานอยู่จะกลายเป็นแรงที่ดึงให้เอียงต่อไปแทนที่จะช่วยพยุง ส่งผลให้เฮลิคอปเตอร์พลิกคว่ำ สิ่งที่ต้องระวังที่สุด: อย่าใส่ lateral cyclic เข้าหา ground contact point (เช่น เอียงขวาแล้วดัน cyclic ขวาอีก) เพราะจะเร่งให้พลิกเร็วขึ้น การป้องกัน: ขึ้นบินหรือลงจอดบนพื้นราบเสมอ, ลด collective อย่างนุ่มนวลเมื่อลงจอด, และระวัง lateral cyclic บนพื้นลาดหรือขณะ slope landing
Ground Resonance
ใบ lead-lag จับคู่กับช่วงล่าง → ขึ้นบินหรือดับเครื่องทันทีเท่านั้น Ground resonance คือการสั่นสะเทือน (vibration/oscillation) ที่เกิดจากการ coupling ระหว่างการเคลื่อนที่แบบ lead-lag ของใบโรเตอร์กับความถี่ธรรมชาติ (natural frequency) ของระบบช่วงล่าง (landing gear/skid) เมื่อทั้งสองความถี่เข้าสู่ resonance กัน แอมพลิจูดจะเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วจนอาจทำลายโครงสร้างในเวลาเพียงไม่กี่วินาที Ground resonance เกิดได้ขณะแตะพื้น, rolling บนพื้น, หรือช่วง rotor spin-up/spin-down ระบบ lag damper บนใบโรเตอร์และการออกแบบ landing gear ช่วยป้องกัน แต่ถ้าเกิดขึ้นจริงมีทางเลือกเดียว: ขึ้นบินทันที (lift off immediately) หากทำได้ หรือ ดับเครื่องยนต์ทันที (shut down immediately) เพื่อลด rotor RPM ลงให้พ้น resonance range ห้ามนั่งรอดูเพราะโครงสร้างจะพังก่อน
Autorotation — สามช่วง
สามช่วง: ลด collective → flare → ยก collective Autorotation คือการลงจอดฉุกเฉินโดยไม่มีกำลังเครื่องยนต์ (power-off descent) โดยใช้พลังงานจาก airflow ที่ไหลขึ้นผ่านโรเตอร์ในระหว่าง descent เพื่อรักษา Nr (rotor RPM) ไว้ แบ่งออกเป็น 3 ช่วงหลัก:
1. Entry (ช่วงเข้า autorotation) เมื่อเครื่องยนต์ดับ นักบินต้องลด collective ลงทันทีเพื่อลด pitch ของใบโรเตอร์ ป้องกัน Nr ตกต่ำเกินไป จากนั้นตั้ง airspeed ที่ best autorotation glide speed ซึ่งโดยทั่วไปอยู่ที่ ~50–70 knots ขึ้นกับแบบเฮลิคอปเตอร์ Nr ที่ปลอดภัยต้องอยู่ใน green arc ตามที่ RFM กำหนด
2. Steady Descent (ช่วงร่อนลง) ในช่วงนี้ Nr คงที่ โดย airflow ที่ไหลขึ้นผ่านใบโรเตอร์ (upward inflow) ป้อนพลังงานให้ rotor disc หมุนต่อเนื่อง อัตราการลง (rate of descent) สูงมาก โดยทั่วไปอยู่ที่ ~1,500 ft/min ซึ่งสูงกว่าอากาศยานปีกตรึงมาก เพราะ drag ของ rotor disc มีมาก แต่ก็หมายความว่ามี energy สะสมใน rotor สำหรับใช้ในช่วง flare
3. Flare + Landing (ช่วงเบรกและลงจอด) ก่อนถึงพื้น นักบินดึง cyclic มาด้านหลัง (flare) เพื่อลด rate of descent และ airspeed พร้อมกันนั้น Nr จะเพิ่มขึ้นเพราะ inertia และ pitch change เมื่อใกล้พื้น นักบินดึง/ยก collective ขึ้น (raise/pull up collective) เพื่อใช้ lift ที่สะสมไว้ลด sink rate ครั้งสุดท้ายก่อนแตะพื้น จังหวะต้องแม่นยำมาก เพราะ Nr จะตกลงอย่างรวดเร็วหลัง collective pull
เพิ่มเติมให้ครอบคลุมการสอบ ECQB
Mast Bumping (การกระแทกของดุมโรเตอร์)
Low-G pushover → ดุม teetering กระแทกเสา — ดึง cyclic หลังเรียก G ก่อน Mast bumping เป็นอันตรายเฉพาะของโรเตอร์แบบ semi-rigid teetering (เช่น Robinson R22/R44, Bell 206) เกิดจากการบินเข้าสภาวะ low-G โดยดัน cyclic ไปข้างหน้าอย่างรุนแรง (pushover) ทำให้ rotor disc คายแรงยก (unload) เมื่อนั้น tail rotor ยังผลักด้านข้างต่อ จึงเกิด roll ของลำตัว นักบินที่ตอบสนองด้วย lateral cyclic ทันทีจะทำให้ใบกระพือ (flap) เกินขีดจนดุมโรเตอร์กระแทกเสา (mast) อาจตัดขาดกลางอากาศ การแก้ไขคือดึง cyclic มาด้านหลังอย่างนุ่มนวลเพื่อเรียก G กลับมาก่อน ห้ามแก้ roll ด้วย cyclic ขณะ low-G
เสถียรภาพของเฮลิคอปเตอร์ (Helicopter Stability)
โดยธรรมชาติเฮลิคอปเตอร์มีเสถียรภาพต่ำกว่าเครื่องบินปีกตรึงมาก โดยเฉพาะในการ hover ซึ่งแทบไม่มี static stability เลย — เมื่อถูกรบกวนเครื่องจะลอยเลื่อนต่อไปแทนที่จะกลับเข้าที่ ตัวลำตัวห้อยอยู่ใต้โรเตอร์เหมือนลูกตุ้ม (pendulous fuselage) ทำให้เกิดการแกว่งได้ง่าย เฮลิคอปเตอร์หลายแบบจึงมีอุปกรณ์ช่วย เช่น stabilizer bar (Bell), horizontal stabilizer ที่หาง หรือ SAS/autopilot เพื่อเพิ่ม damping นักบินจึงต้องบังคับอย่างต่อเนื่องเพราะเครื่องไม่กลับสู่สภาวะเดิมเอง
Coning, Coriolis Effect และ Lead-Lag
Coning → Coriolis (ใบเร่ง) → ต้องมี lead-lag hinge Coning คือการที่ใบโรเตอร์งอขึ้นเป็นรูปกรวยเพราะแรงยกชนะแรงเหวี่ยงหนีศูนย์กลาง (centrifugal force) มุม coning เพิ่มขึ้นเมื่อน้ำหนัก แรง G หรือมุมพิทช์เพิ่ม เมื่อใบงอขึ้น จุดศูนย์มวลของใบขยับเข้าใกล้แกนหมุน ตามหลักการอนุรักษ์โมเมนตัมเชิงมุม (conservation of angular momentum) ใบจึงมีแนวโน้มเร่งความเร็วไปข้างหน้า — นี่คือ Coriolis effect โรเตอร์แบบ articulated จึงมี lead-lag hinge (drag hinge) ให้ใบขยับนำ/ตามได้อย่างอิสระ พร้อม lag damper เพื่อกันการสั่น
H-V Diagram และโซนของจานโรเตอร์ในออโตโรเทชัน
H-V โซนเลี่ยง + จานสามโซน: driven / driving / stall Height-Velocity diagram (เรียกอีกชื่อว่า dead man's curve) แสดงพื้นที่ความสูง-ความเร็วที่ "อันตราย" หากเครื่องยนต์ดับแล้วทำ autorotation ได้ยาก ได้แก่ บริเวณความสูงน้อยแต่ความเร็วต่ำ (เช่น hover สูง) และความเร็วสูงแต่ความสูงต่ำมาก ในระหว่าง autorotation จานโรเตอร์แบ่งเป็นสามโซนตามแนวรัศมี: driven region (ใกล้ปลายใบ สร้าง drag), driving/autorotative region (ช่วงกลาง ป้อนพลังงานให้โรเตอร์หมุนต่อ) และ stall region (ใกล้โคนใบ มุมปะทะสูงเกินจน stall)
การจัดการ Tail Rotor ขัดข้อง และระบบ Anti-torque ทางเลือก
TR ขัดข้อง: run-on / autorotate — ทางเลือก Fenestron, NOTAR, tandem, coaxial หาก tail rotor ขัดข้องขณะบินไปข้างหน้า ลำตัวจะส่ายแต่ vertical fin ยังช่วย weathercock ได้บ้าง นักบินรักษาความเร็วและทำ run-on landing ส่วนการขัดข้องขณะ hover ลำตัวจะหมุนรุนแรง ทางเลือกคือลด collective และเข้า autorotation ระบบ anti-torque ทางเลือกที่ออกสอบ ได้แก่ Fenestron (พัดลมหุ้มในครีบหาง), NOTAR (ใช้ลมเป่าจากลำตัวร่วมหลัก Coanda), tandem rotor (สองโรเตอร์หน้า-หลังหมุนสวนกัน) และ coaxial (สองโรเตอร์ซ้อนแกนเดียวกันหมุนสวนกัน) ทั้ง tandem และ coaxial ไม่ต้องใช้ tail rotor เพราะแรงบิดหักล้างกันเอง
ขีดจำกัด Rotor RPM (Nr) — Low-Nr และ High-Nr
Low-Nr อันตรายสุด (ลด collective) — High-Nr ทำลายโครงสร้าง (เพิ่ม collective) Nr (rotor RPM) ต้องอยู่ในช่วง green arc ที่ RFM กำหนดเสมอ หาก Nr ต่ำเกินไป (low-Nr) แรงเหวี่ยงหนีศูนย์กลางลดลง ใบ cone ขึ้นมาก แรงยกลดและ stall ได้ง่าย ในกรณีร้ายแรง Nr อาจตกจนกู้ไม่กลับ (rotor decay) ซึ่งถึงแก่ชีวิต โดยเฉพาะ overpitching ในที่อากาศเบาบาง ส่วน Nr สูงเกินไป (high-Nr/overspeed) สร้างความเค้นต่อโครงสร้างใบและดุมจนเสียหายได้ การแก้ low-Nr คือลด collective และเพิ่มกำลัง ส่วน high-Nr คือเพิ่ม collective เพื่อโหลดโรเตอร์
Power Required เทียบ Power Available และผลของ Density Altitude ต่อ Hover Ceiling
DA สูง → margin แคบ → HOGE ceiling ตกก่อน HIGE กำลังที่ใช้ในการ hover (power required) ขึ้นกับน้ำหนักและความหนาแน่นอากาศ ส่วนกำลังที่เครื่องมีให้ (power available) ลดลงเมื่ออากาศเบาบาง ที่ density altitude สูง (ร้อน สูง หรือ QNH ต่ำ) power available ลดแต่ power required เพิ่ม ทำให้ส่วนต่างกำลัง (power margin) แคบลง hover ceiling จึงลดลง โดย HOGE ceiling ต่ำกว่า HIGE ceiling เสมอเพราะ HOGE ใช้กำลังมากกว่า เมื่อ DA สูงพอ เครื่องอาจ hover ได้เฉพาะ in ground effect หรือต้องอาศัย translational lift จากการเคลื่อนที่ไปข้างหน้าเท่านั้น
เวกเตอร์อากาศพลศาสตร์ของใบโรเตอร์: Pitch Angle, Angle of Attack, Inflow Angle
AoA = Pitch − Inflow angle (มุมระหว่างคอร์ดกับลมสัมพัทธ์รวม) ใบโรเตอร์คือปีกที่หมุน อากาศที่ใบ "รู้สึก" จริง ๆ เกิดจากเวกเตอร์ความเร็วลมสองอันรวมกัน
- ลมจากการหมุน (rotational airflow): ลมที่พุ่งสวนเข้าหาใบในแนวระนาบการหมุน เพราะใบหมุนรอบดุม (เร็วที่ปลายใบ ช้าที่โคนใบ)
- ลมเหนี่ยวนำลงล่าง (induced flow / inflow): ลมที่ถูกโรเตอร์ดูดผ่านจานลงข้างล่าง
เมื่อรวมเวกเตอร์สองอันนี้เข้าด้วยกันจะได้ ลมสัมพัทธ์รวม (resultant relative airflow) ที่เอียงลงเล็กน้อยจากระนาบการหมุน จากนั้น
- Pitch angle (มุมพิทช์ / blade pitch): มุมระหว่าง คอร์ดของใบ กับ ระนาบการหมุน (plane of rotation) — นี่คือมุมที่นักบินตั้งได้โดยตรงผ่าน collective (และ cyclic)
- Inflow angle (มุมไหลเข้า / induced angle): มุมระหว่าง ระนาบการหมุน กับ ลมสัมพัทธ์รวม — เกิดจากลมเหนี่ยวนำลงล่าง ยิ่ง induced flow มาก inflow angle ยิ่งชัน
- Angle of attack (มุมปะทะ / AoA): มุมระหว่าง คอร์ดของใบ กับ ลมสัมพัทธ์รวม — นี่คือมุมที่สร้างแรงยกจริง
ความสัมพันธ์หลักที่ต้องจำคือ AoA = Pitch angle − Inflow angle กล่าวคือ inflow ที่ไหลลงล่างจะ "กิน" มุมปะทะไปส่วนหนึ่งเสมอ ดังนั้นการเพิ่ม collective (เพิ่ม pitch) ไม่ได้เพิ่ม AoA แบบหนึ่งต่อหนึ่ง เพราะแรงยกที่มากขึ้นจะเหนี่ยวนำ inflow มากขึ้นตามไปด้วย
Blade twist / washout: ปลายใบเคลื่อนที่เร็วกว่าโคนใบมาก (ความเร็วลมจากการหมุน = รัศมี × อัตราการหมุน) ถ้าตั้งพิทช์เท่ากันตลอดใบ ปลายใบจะสร้างแรงยกมากเกินไปและโคนใบน้อยเกินไป ผู้ออกแบบจึงบิดใบให้ พิทช์ที่โคนใบมากกว่าที่ปลายใบ (washout) เพื่อกระจายแรงยกให้สม่ำเสมอตลอดความยาวใบ ลดแรงดัดที่ปลายใบ และทำให้การกระจายแรงยกมีประสิทธิภาพขึ้น
LTE — สามบริเวณลมวิกฤตตามที่ FAA ระบุ
สามบริเวณลม LTE: disc-vortex / weathercock / tail-rotor VRS หลายคนเข้าใจผิดว่า LTE เกิดจากลมทิศเดียว ความจริง FAA ระบุ สามบริเวณลม (wind azimuth regions) ที่ทำให้เกิด LTE แต่ละบริเวณมีกลไกต่างกัน (ค่าทิศต่อไปนี้อ้างอิงเฮลิคอปเตอร์ที่ main rotor หมุนทวนเข็มนาฬิกาแบบอเมริกัน ส่วนเฮลิคอปเตอร์ยุโรปที่หมุนตามเข็มจะกลับด้านเป็นกระจกเงา)
- Main rotor disc-vortex interference (~285°–315°): ลมจากทาง left/rear พัด vortex ปลายใบของ main rotor เข้าหา tail rotor ทำให้ลมเข้า tail rotor ปั่นป่วน แรงขับ tail rotor แกว่งไม่สม่ำเสมอ เครื่องเริ่ม yaw ขวาอย่างไม่คาดคิด
- Weathercock stability (~120°–240°): ลมจากทางท้าย (tailwind sector) ทำให้ลำตัวพยายามหมุนหันหัวเข้าหาลม (weathercock) เหมือนลูกศรลม ถ้านักบินไม่ต้านทันด้วย pedal เครื่องจะหมุน yaw เร็วขึ้นเรื่อย ๆ
- Tail rotor vortex ring state (~210°–330°): ลมจากทางซ้าย (สำหรับ tail rotor ที่ผลักไปทางขวา) พัดเข้าในระนาบ tail rotor พอดี ทำให้ tail rotor เข้าสู่ vortex ring state ของตัวมันเอง แรงขับสั่นและลดลงฉับพลัน
สังเกตว่าบริเวณเหล่านี้ คาบเกี่ยวกัน และเป็นคนละกลไก — อย่าเหมารวม disc-vortex interference (ที่มาจาก vortex ของ main rotor) เข้ากับ tail rotor VRS (ที่ tail rotor เองเข้า vortex ring) การแก้ไขเหมือนกันทุกบริเวณ: ลด collective + ดัน cyclic ไปหน้าเพื่อเพิ่ม airspeed ออกจาก hover และต้านการ yaw ด้วย pedal อย่างเด็ดขาด
Power Required Curve และ Ground Effect เชิงปริมาณ
กราฟอ่าง: ก้นอ่าง ≈ Vy — ground effect ภายใน ~1 rotor diameter กราฟ power required เทียบกับ airspeed มีรูปร่างเหมือน "อ่าง (bucket / U-shape)" เพราะกำลังที่ต้องใช้มาจากองค์ประกอบที่เปลี่ยนตามความเร็วต่างทิศกัน
- Induced power (กำลังเหนี่ยวนำ): กำลังที่ใช้สร้างแรงยก สูงที่สุดตอน hover และ ลดลง เมื่อบินเร็วขึ้น (เพราะ translational lift ทำให้โรเตอร์ทำงานมีประสิทธิภาพขึ้น)
- Parasite power (กำลังต้านอากาศ): กำลังเอาชนะแรงต้านของลำตัว เพิ่มขึ้นตามกำลังสามของความเร็ว จึงพุ่งสูงที่ความเร็วมาก
- Profile power (กำลังหมุนใบ): กำลังเอาชนะ drag ของใบโรเตอร์เอง ค่อนข้างคงที่ เพิ่มขึ้นเล็กน้อยตามความเร็ว
เมื่อรวมทั้งสามเข้าด้วยกัน กราฟจะมีจุดต่ำสุดเป็น "ก้นอ่าง" ที่ความเร็วหนึ่ง = Vy (best rate of climb speed) / minimum power speed ซึ่งเป็นความเร็วที่ใช้กำลังน้อยที่สุดในการบินระดับ และเป็นความเร็วที่ให้ อัตราไต่ดีที่สุด เพราะมี power margin (ส่วนต่างระหว่าง power available กับ power required) มากที่สุด ความเร็วที่ให้ระยะไกลที่สุด (best range) จะสูงกว่า Vy เล็กน้อย (จุดสัมผัสของเส้นลากจากจุดกำเนิด)
Ground effect เชิงปริมาณ: เบาะอากาศใต้โรเตอร์ใกล้พื้นจะช่วยลด induced power อย่างชัดเจนเมื่ออยู่สูงไม่เกิน ประมาณหนึ่งเส้นผ่านศูนย์กลางโรเตอร์ (~1 rotor diameter) เหนือพื้น ผลแรงที่สุดอยู่ต่ำกว่าครึ่งเส้นผ่านศูนย์กลาง และค่อย ๆ จางหายไปเมื่อสูงเกินหนึ่งเส้นผ่านศูนย์กลาง นี่คือเหตุผลที่ HIGE ใช้กำลังน้อยกว่า HOGE และทำให้ HIGE ceiling สูงกว่า HOGE ceiling เสมอ
สรุปท้ายบท
หัวใจของ PPL(H) คือเข้าใจว่าโรเตอร์เป็นปีกหมุนที่สร้างแรงยก บังคับด้วย collective/cyclic/pedals ต้องแก้แรงบิดด้วย tail rotor รู้เท่าทันความไม่สมมาตรของแรงยก retreating blade stall translational lift ground effect ความสัมพันธ์ pitch/AoA/inflow และ blade washout สามบริเวณลมที่ทำให้เกิด LTE กราฟ power required กับ Vy และเหนือสิ่งอื่นใดคือ autorotation กับ vortex ring state ที่อาจหมายถึงชีวิต
ร่อนลงช้าตรง ๆ พร้อมใช้กำลัง → สูญเสียแรงยก แก้ด้วยบินออกหน้า
Pitch Angleมุมพิทช์
มุมระหว่างคอร์ดใบกับระนาบการหมุน — นักบินตั้งผ่าน collective/cyclic
Angle of Attack (AoA)มุมปะทะ
มุมระหว่างคอร์ดใบกับลมสัมพัทธ์รวม = pitch − inflow angle (สร้างแรงยกจริง)
Inflow Angleมุมไหลเข้า
มุมที่ลมเหนี่ยวนำลงล่างทำกับระนาบการหมุน — ยิ่งมาก AoA ยิ่งลด
Blade Twist (Washout)การบิดใบ
พิทช์ที่โคนมากกว่าปลายใบ เพื่อกระจายแรงยกให้สม่ำเสมอ (ปลายใบเร็วกว่า)
LTEการสูญเสียประสิทธิภาพ tail rotor
สามบริเวณลม FAA: disc-vortex ~285–315°, weathercock ~120–240°, TR-VRS ~210–330°
Power Required Curveกราฟกำลังที่ต้องใช้
รูปอ่าง U — ก้นอ่าง = minimum power speed ≈ Vy ให้อัตราไต่ดีสุด
Ground Effectผลกระทบพื้นดิน
เบาะอากาศลด induced power ภายในความสูง ~1 rotor diameter เหนือพื้น
LTE มี 3 บริเวณลม: disc-vortex / weathercock / tail rotor VRS
Vy = ก้น power-required bucket; ground effect ~1 rotor diameter tail rotor แก้ torque reaction + บังคับการส่าย บินเร็วเกินไป → retreating blade stall (จำกัดความเร็วสูงสุด) HIGE ใช้กำลังน้อยกว่า HOGE เครื่องยนต์ดับ → autorotation (ลด collective ทันที) Vortex ring state แก้ด้วย cyclic ไปหน้า ไม่ใช่เพิ่ม collective 
