This is an HTML version of an attachment to the Freedom of Information request 'AP3456 RAF Manual'.



AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
CHAPTER 1 - ROTOR AERODYNAMICS AND CONTROL (HELICOPTER) 
ROTOR AERODYNAMICS 
Introduction 
1. 
The  same  basic  laws  govern  the  flight  of  both  fixed  and rotary wing aircraft and, equally, both 
types  of  aircraft  share  the  same  fundamental  problem;  namely  that  the  aircraft  is  heavier  than  air 
and  must,  therefore,  produce  an  aerodynamic  lifting  force  to  overcome  the  weight  of  the  aircraft 
before  it  can  leave  the  ground.    In  both  types  of  aircraft  the  lifting  force  is  obtained  from  the 
aerodynamic reaction resulting from a flow of air over an aerofoil section.  The important difference 
lies in the relationship of the aerofoil to the fuselage.  In the fixed-wing aircraft, the aerofoil is fixed to 
the fuselage as a wing whilst in the helicopter, the aerofoil has been removed from the fuselage and 
attached to a centre shaft which, by one means or another, is given a rotational velocity. 
2. 
Helicopters have rotating wings, which are engine-driven in normal flight.  The rotor provides both 
lift and horizontal thrust. 
Rotor Systems 
3. 
Helicopters may be single or multi-rotored, each rotor having several blades, usually varying from 
two  to  six  in  number.    The  rotor  blades  are  attached  by  a  rotor  head  to  a  rotor  shaft  which  extends 
approximately vertically from the fuselage.  They form the rotor, which turns independently through the 
rotor shaft, see Fig 1. 
12-1 Fig 1 The Rotor Head Arrangement 
Shaft Axis
Rotor Blades
Plane of Rotation
Rotor Head
Rotor Shaft
The  shaft  axis  is  a  straight  line  through  the  centre  of  the  main  drive  shaft.    The  rotor  blades  are 
connected to the rotor head, at an angle to the plane of rotation, called the pitch angle, see Fig 2. 
Revised Jul 12 
 
Page 1 of 8 

AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
12-1 Fig 2 Blade Pitch Angle 
Chordline
Pitch
Angle
Plane of
Rotation
4. 
The axis of rotation is perpendicular to the plane of rotation, and is a line through the rotor head 
about  which  the  blades  rotate.    Under  ideal  conditions  the  axis  of  rotation  will  coincide  with  the  shaft 
axis.  This however is not usually so since the rotor is tilted under most flight conditions, see Fig 3. 
12-1 Fig 3 The Rotor Disc Tilted 
Shaft Axis
Axis of
Rotation
Tip Path Plane
(Rotor Disc)
Plane of Rotation
5. 
The tip path plane, shown in Fig 3, is the path described by the rotor blades during rotation and is 
at right angles to the axis of rotation and parallel to the plane of rotation.  The area contained within this 
path is known as the rotor disc. 
Forces on an Aerofoil 
6. 
The airflow around the aerofoil gives rise to a pressure distribution.  The pressure differences produce a 
force distribution which can be represented by total reaction, see Fig 4.  Total reaction may be resolved into a 
force perpendicular to the relative airflow (RAF) called lift and a force parallel to the RAF called drag.  The 
angle which the chord line makes with the RAF is the angle of attack. 
12-1 Fig 4 Total Reaction 
Lift
Total Reaction
Angle of
Drag
Attack
Relative Airflow
Revised Jul 12 
 
Page 2 of 8 

AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
The magnitude of lift is given by: 
1
2
LIFT =  C × ρV S
L
2
where 
ρ

Air density 


Velocity of RAF 


Plan area of aerofoil 
CL 

Coefficient of lift 
The magnitude of drag is given by: 
1
DRAG =  C ×
V
ρ 2S
D
2
where 
CD 

Coefficient of drag 
Blade Design 
7. 
The design requirements of a rotor blade are complicated: 
a. 
The combined area of the blades is small compared to the wings of an aeroplane of similar 
weight, so high maximum CL is needed. 
b. 
Power to weight ratio problems can be minimized by use of blades having a good lift to drag 
ratio. 
c. 
The pitch angle of a blade is held by a control arm and a large pitching moment caused by 
movement  of  the  centre  of  pressure  would  cause  excessive  stress  in  this  component.    A 
symmetrical aerofoil has a very small pitching moment and is also suitable for relatively high blade 
tip speeds. 
d. 
Torsional  stiffness  is  required  so  that  pitching  moment  changes  are  minimized.    A  typical 
blade  has  an  extruded  alloy  D  spar  leading  edge  with  a  fabricated  trailing  edge.    It  is 
symmetrical,  with  a  thickness  ratio  of  about  1:7,  and  is  rectangular  in  plan,  see  Fig  5.    Later 
designs  of  blade  incorporate  torsional stiffness, opposing pitching moments, and aerodynamic 
and planform balancing to allow cambered and high speed sections to be used to improve the 
overall performance of the blades. 
Revised Jul 12 
 
Page 3 of 8 

AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
12-1 Fig 5 Typical Rotor Blade Section 
Blade Tip
Lift Area
Attachment Area
A
A
a  Plan View
Balance
Spar
Polyurethane
Weight
Carbon
Band
Filling
Skin
Fillet
Tab
b  Section AA
Relative Airflow 
8. 
If a rotor blade is moved horizontally through a column of air, the effect will be to displace some of 
the air downwards.  If a number of rotor blades are travelling along the same path in rapid succession 
then the column of air will eventually become a column of descending air.  This downward motion of air 
is known as induced flow (IF), see Fig 6.  The direction of the airflow relative to the blade (RAF) is the 
resultant  of  the  blade’s  horizontal  travel  through  the  air  and  the  induced  flow,  see  Fig  7.    The  angle 
between the Relative air Flow and the Chord line is the angle of attack. 
12-1 Fig 6 Induced Airflow 
Column
of
Still
Descending
Air
Air
(Induced)
Direction of
Rotation
Revised Jul 12 
 
Page 4 of 8 

AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
12-1 Fig 7 Forces Acting on a Rotor Blade 
Axis of Rotation
Drag
Lift
Total
Induced
Rotor
Reaction
Flow
Angle of
Thrust
Attack
α
Relative Airflow
Plane of
Rotational
Pitch
Rotor
Rotation
Airflow
Drag
Lift and Drag 
9. 
The Total Reaction is the vector resultant of lift, which is produced by the relative air flow passing 
over the blade at an angle of attack, and drag, which is perpendicular to the lift, or parallel to the RAF.  
The  Total  Reaction  may  be  split  into  components;  the  Rotor  Thrust  acting  along  the  axis  of  rotation, 
and the Rotor Drag acting parallel to the plane of rotation. 
Total Rotor Thrust 
10.  The rotor thrusts of each blade are added together and make up the total rotor thrust.  The total 
rotor  thrust  is  defined  as  the  sum  of  all  the  blade  rotor  thrusts  and  acts  along  the  axis  of  rotation 
through the rotor head, see Fig 8. 
12-1 Fig 8 Total Rotor Thrust 
Total Rotor Thrust
Rotor
Rotor
Thrust
Thrust
Equalising Lift 
11.  The rotational velocity of each part of a rotor blade varies with its radius from the rotor head; the 
blade tip will always experience a greater velocity of airflow than the root.  Lift, and hence rotor thrust, 
is proportional to V2 and will be much greater at the blade tip than at the root - an unequal distribution 
of lift which would cause large bending stresses in the rotor blade. There are various methods used by 
blade manufacturers to equalise lift as follows: 
a. 
Washout.
  
Washout is a designed twist in the blade which reduces blade pitch angle 
from root to tip giving a more uniform distribution of lift (see Fig 9).  The angle of attack, and 
hence rotor thrust, is decreased with the pitch angle at the tip. 
Revised Jul 12 
 
Page 5 of 8 

AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
12-1 Fig 9 Lift Distribution with Washout 
Potential Lift
Realistic Lift
Ideal Lift
V Low
V High
Nil or very little
wash-out
Excessive
wash-out
Correct shaping
and wash-out
b. 
Varying Aerofoil Section and Tapering.  Varying  the  aerofoil  section,  in  particular  the 
flattening of the aerofoil section on the outboard, high speed, portion of the blade will reduce the 
lift  produced.  Additionally,  tapering  the  outboard  section  of  the  rotor  thereby  reducing  the  chord 
and therefore the lifting section can be used to aid equalisation of lift. 
CONTROL 
Introduction 
12.  For  various  stages  of  flight,  the  total  rotor  thrust  requirements  will  change.    Although  rotor  rpm 
(Nr), and hence rotational velocity, can be changed, the reaction time is slow and the range of values is 
small.    The  other  controllable  variable  is  pitch  angle;  a  change  in  pitch  angle  will  cause  a  change  in 
angle of attack and, therefore, total rotor thrust. 
Collective Pitch Changes 
13.  The pitch angle of a rotor blade is changed by turning it about a sleeve and spindle bearing on its 
feathering hinge by means of a pitch operating arm connected to a rotating swash plate.  The rotating 
plate may be raised and lowered or have its angle changed by a non rotating swash plate below, which 
is connected to the collective pitch lever and cyclic control stick in the cockpit by control rods which are 
usually hydraulically assisted, see Fig 10. 
Revised Jul 12 
 
Page 6 of 8 

AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
12-1 Fig 10 Rotor-Head Detail 
Pitch
Operating Arm
Sleeve and Spindle
Feathering
Hinge
Rotating
Swash Plate
Non-rotating
Swash Plate
Control Rods
The pitch angle is thus increased or decreased collectively by the pilot raising or lowering the collective 
pitch lever or changed cyclically by movement of the cyclic control stick. 
Control of Rotor RPM (Nr) 
14.  Changes  in  total  rotor  thrust  will  produce  corresponding  changes  in  rotor  drag.    Engine  power 
must, therefore, be controlled to maintain Nr when altering total rotor thrust. 
15.  Most  helicopters  have  automatic  devices  to  sense  the  slightest  variation  in  rotor  speed  and  to 
compensate by altering the fuel supply to the engine to maintain constant Nr.  Such control is usually 
provided by a fuel computer or a hydro-mechanical governor. 
Flapping 
16.  Flapping is the angular movement of the blade above and below the plane of the hub.  Flapping 
relieves  bending  stresses  at  the  root  of  the  blade  which  might  otherwise  be  caused  by  cyclic  and 
collective pitch changes or changes in the speed and direction of the airflow relative to the disc.  In a 
rigid  rotor  system  bending  stresses  are  absorbed  by  designed  deformation  of  the  rotor/hub 
combination.  In an articulated rotor, bending stresses are avoided by allowing the blade to flap about 
the flapping hinge, see Fig 11. 
12-1 Fig 11 Flapping Hinge 
Flapping
Hub
Blade
Flapping
Hinge
Revised Jul 12 
 
Page 7 of 8 

AP3456 – 12-1 - Rotor Aerodynamics and Control 
Coning 
17.  Rotor  thrust  will  cause  the  blades  to  rise  about  the  flapping  hinges  until  they  reach  a  position 
where their upward movement is balanced by the outward force of centrifugal reaction being produced 
by  the  rotation  of  the  blades(see  Fig  12).    In  normal  operation  the  blades  are  said  to  be  coned 
upwards, the coning angle being measured between the spanwise length of the blade and the blades 
tip path plane.  The coning angle will vary with combinations of rotor thrust and Nr (see Fig 12).  If rotor 
thrust  is  increased  and  Nr  remains  constant,  the  blades  cone  up.    If  Nr  is  reduced,  centrifugal  force 
decreases and if rotor thrust remains constant, the blades again cone up.  The weight of the blade will 
also have some effect but for any given helicopter this will be constant. 
12-1 Fig 12 Centrifugal Reaction 
Rotor
Thrust
Tip Path Plan
Centrifugal
e
Reaction
Coning
Angle
Limits of Rotor RPM 
18.  Because the area of the rotor disc reduces as the coning angle increases, the coning angle must 
never  be  allowed  to  become  too  big.    As  centrifugal  force  gives  a  measure  of  control  of  the  coning 
angle through Nr, providing the Nr is kept above a laid down minimum, the coning angle will always be 
within safe operating limits.  There will also be an upper limit to Nr due to transmission considerations 
and blade root loading stresses.  Compressibility, due to high blade tip speeds, is also a limiting factor.  
Nr limits are to be found in the appropriate Aircrew Manual. 
Overtorqueing 
19.  Over  torqueing  can  be avoided by careful monitoring of the torque gauge and careful use of the 
helicopter controls.  The condition is described in Volume 12, Chapter 12. 
Overpitching 
20.  Overpitching is a dangerous condition reached following the application of pitch to the rotor blades 
without sufficient engine power to compensate for the extra rotor drag.  The condition is described fully 
in Volume 12, Chapter 12. 
Revised Jul 12 
 
Page 8 of 8 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
CHAPTER 2 - HOVERING AND HORIZONTAL MOVEMENT 
HOVERING 
Take-off and Climb to a Free Air Hover 
1. 
To  lift  a  helicopter  off  the  ground,  a  force  must  be  produced  greater  than  the  weight  which  acts 
vertically downwards through the aircraft’s centre of gravity (CG).  On the ground with minimum pitch set, 
the total Rotor Thrust is small, and on some aircraft can even be negative, and the aircraft remains on the 
ground.  As the collective lever is raised blade pitch and the angle of attack are increased and the Total 
Rotor  Thrust  (TRT)  becomes  equal  to  AUW  and  the  helicopter  is  resting  only  lightly  on  the  ground.    A 
further  increase  in  angle  of  attack  causes  TRT  to  exceed  the  AUW  and  the  helicopter  accelerates 
vertically (in still air conditions) (see Fig 1). 
12-2 Fig 1 Forces in the Take-off and Climb 
TRT
Nt
TRT Tilted
Pitch
to Right
Increased
Drag
Thrust
Increase
α
α
ift
1
2
L
IF
Increased
Rotor Drag
Increased
2. 
As  the  Rate  of  Climb (ROC) increases there is a relative airflow down through the rotor.  This 
adds  to,  and  increases,  the  induced  airflow.    The  Angle  of  Attack  and  Total  Rotor  Thrust  are 
automatically  reduced  by  the  increased  induced  flow  (IF)  and  the  acceleration  decreases  until  a 
steady ROC is achieved with TRT = AUW (see Fig 2). 
12-2 Fig 2 Steady Rate of Climb 
TRT
ROC
Wt
Revised Mar 10   
Page 1 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
3. 
In  the  climb,  the  Total  Reaction  Vector  is  tilted  away  from  the  axis  of  rotation  because  the 
direction  of  the  Relative  Aiflow  (RAF)  has  changed.    Rotor  drag  is  increased  and  more  power  is 
required to maintain rotor rpm (Nr). 
4. 
To stop the climb, collective pitch and angle of attack are reduced and the TRT is now less than AUW.  
The helicopter’s ROC decreases, IF reduces, angle of attack re-increases and TRT increases until a steady 
hover is achieved with TRT equal to AUW.  The helicopter is now said to be in a Free Air Hover. 
Vertical Descent 
5. 
At low rates of descent the sequence is the reverse of the vertical climb, that is, due to downward 
movement, IF will be opposed and angle of attack will increase (see Fig 3).  At higher rates of descent, 
airflow is more complex and is discussed in detail in Volume 12 Chapter 5, paras 4 to 10. 
12-2 Fig 3 Vertical Descent 
Induced Flow
Rate of Descent Airflow
6. 
When climbing or descending there will be some parasite drag from the fuselage but the amount 
is small, since a ROC or ROD of 1200 ft/min is barely 12 kt. 
Ground Effect 
7. 
In a free air hover, the airflow through the rotor disc begins at zero velocity some distance above and 
accelerates through the disc and into the air below.  There is little resistance to the downward movement of 
air.    If  the  helicopter  is  hovered  close  to  the  ground,  the  downwash  meets  the  ground,  is  opposed,  and 
escapes horizontally.  A divergent duct is produced causing an increase in pressure (see Fig 4). 
12-2 Fig 4 Hover in Ground Effect 
+
Pressure
Distribution
+
+
+
+
+
+
+
+
Divergent
Duct
Revised Mar 10   
Page 2 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
The increased pressure of the air beneath the helicopter opposes and reduces the IF so that angle of 
attack and hence TRT are increased for a given pitch setting (see Fig 5).   
12-2 Fig 5 Angle of Attack and Total Rotor Thrust Increase 
Angle of
Attack
Drag
Increase
Thrust
Increase
ift
α
L
1
α2
IF
Reduced
Rotor Drag
Increased
In  order  to  remain  at  a  constant  height  the  collective  pitch  must  be  reduced,  to  reduce  the  angle  of 
attack  and  keep  the  TRT  equal  to  AUW  (see  Fig  6).    The  TR  will  have  moved  closer  to  the  axis  of 
rotation, producing a reduction in rotor drag in power required to hover is Ground Effect.  Helicopters 
are said to hover Inside Ground Effect (IGE) or, when in free air hover, Outside Ground Effect (OGE). 
12-2 Fig 6 Collective Pitch Decreasing 
Pitch Angle
Decreased
2
1
IF
Rotor Drag Reduced
8. 
Factors affecting Ground Effect.  Ground effect is affected by the following factors: 
a. 
Height.  The reduction in IF is greater when the rotor is close to the ground.  Ground effect 
reduces  with  increase  in  height  until  it  is  negligible  above  2/3  rotor  diameter  distance  from  the 
ground. 
b. 
Slope.  On sloping ground much of the air flows downhill and there is reduced ground effect 
because there is no development of a divergent duct. 
c. 
Nature of the Ground.  Rough ground will tend to disrupt the air flow preventing a divergent 
duct from being formed. 
d. 
Wind.  The ground effect is displaced downwind reducing ground effect.  However, as wind 
speed increases IF is reduced by translational lift which is described in Volume 12, Chapter 3. 
Recirculation 
9. 
Whenever  a  helicopter  is  hovering  near  the  ground,  some  of  the  air  passing  through  the  disc  is 
recirculated and it would appear that the recirculated air increases speed as it passes through the disc 
a second time (see Fig 7). 
Revised Mar 10   
Page 3 of 11 


AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
12-2 Fig 7 Increased IF near the Blade Tips 
This local increase in IF near the tips gives rise to a loss of rotor thrust.  Some recirculation is always 
taking  place,  but  over  a  flat,  even  surface  the  loss  of  rotor  thrust  due  to  recirculation  is  more  than 
compensated  for  by  ground  effect.    If  a  helicopter  is  hovering  over  tall  grass,  or  similar  types  of 
surface,  the  loss  of  lift  due  to  recirculation  will  increase  and, in some cases the effect will be greater 
than ground effect and more power would be required to hover near the ground than in free air (see Fig 
8).  Heavy helicopters can experience this phenomenon hovering over water. 
12-2 Fig 8 Increased Recirculation due to Long Grass 
10.  Recirculation  will  increase  when  any  obstruction  on  the  surface  or  near  where  the  helicopter  is 
hovering prevents the air from flowing evenly away.  Hovering close to a building, wire link fencing or 
cliff face may cause severe recirculation (see Fig 9). 
12-2 Fig 9 Recirculation near a Building 
Revised Mar 10   
Page 4 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
HORIZONTAL MOVEMENT 
Cyclic Pitch Changes 
11.  For  a  helicopter  to  move  horizontally,  the  rotor  disc  must  be  tilted  so  that  the  total  rotor  thrust 
vector  has  a  component  in  the  direction  required  (see  Fig  10).    To  enable  the  rotor  disc  to  tilt,  the 
swash plates are tilted so that the pitch angle on one side of the disc increases causing the blade to 
rise,  while  the  pitch  angle  on  the  other  side of the disc must, at the same time, be decreased by the 
same amount, causing the blade to descend.  The tilting of the swash plates is controlled by the pilot 
moving the cyclic stick. 
12-2 Fig 10 Producing Horizontal Movement 
Total Rotor
Vertical
Thrust
Component
Horizontal
Component
Flapping to Equality 
12.  A  cyclic  pitch  change  does  not  markedly  alter  the  magnitude  of  total  rotor  thrust  but  simply 
changes the disc attitude.  This is achieved by the blades flapping to equality of rotor thrust.  If a blade 
in  a  hover  has  an  angle  of  attack,  α  (Fig  11a),  a  cyclic  stick  movement will decrease the blade pitch 
and,  assuming  that  initially  the  direction  of  the  RAF  remains  unchanged,  the  reduction  in  pitch  will 
reduce  both  the  blade’s  angle  of  attack  (α)  and  rotor  thrust  (Fig  11b).    The  blade  cannot  maintain 
horizontal flight and will now begin to flap down, causing an automatic increase in the blade’s angle of 
attack.  When the angle returns to α, the blade thrust will return to its original value and the blade will 
continue  to  follow  the  new path required to keep the angle of attack constant (Fig 11c).  Thus, cyclic 
pitch will alter the plane in which the blade is rotating, but the angle of attack remains unchanged.  The 
reverse  takes  place  when  a  blade  experiences  an increase in cyclic pitch.  It should be remembered 
that when a cyclic pitch change is made, the blades continuously flap to equality as they travel through 
360° of movement. 
Revised Mar 10   
Page 5 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
12-2 Fig 11 Flapping to Equality 
Rotor
Thrust
α
RAF
Plane of Rotation
a
Rotor
Thrust
RAF
α
Plane of Rotation
b
Rotor
Thrust
α
RAF
Plane of Rotation
c
Control Orbit 
13.  In its simplest form of operation, movement of the cyclic stick causes a flat plate, or non-rotational 
swash plate, mounted centrally on the rotor shaft to tilt, the direction being controlled by the direction in 
which the cyclic stick is moved.  Rods of equal length, known as pitch operating arms (POA) or pitch 
change  rods  connect  the  swash  plate  to  the  rotor  blades.    When  the  swash  plate  is  tilted  the  pitch 
operating arms move up or down, increasing or decreasing the pitch on the blades (see Fig 12).  The 
amount by which the pitch changes, and which blades are affected, depends on the amount and direction 
in which the swash plate is tilted.  The swash plate can be more accurately described as a control orbit 
because it represents the plane in which the pitch operating arms are rotating. 
12-2 Fig 12 Control Orbit 
Pitch Operating
Arms
Shaft
Swash
Plates
Cyclic
Cyclic
Revised Mar 10   
Page 6 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
Pitch Operating Arm Movement 
14.  Now consider the effect of the movement of the POA when the control orbit has been tilted 2°
(assuming  that  the  control  orbit  tilts  in  the  same  direction  as  the  stick  is  being  moved),  see 
Fig 13a.    A  Plan  view,  Fig  13b,  shows  clearly  the  amount  by  which  the  control  orbit  has  been 
tilted at four positions, A, B, C and D. 
12-2 Fig 13 Pitch Operating Arm Movement 
Tilt Axis
C
B +2°
−2° D
+2°
− °
2
A
a
b
If  the  movement  of  the  POA  through  360°  of  travel  is  plotted  on  a  simple  graph,  the  result 
would be as shown in Fig 14. 
12-2 Fig 14 Movement of Pitch Operating Arms Through 360°
B
2
C
A
0
2
D
A
B
C
D
A

90°
180°
270°
360°
The  rate  at  which  the  POA  is  moving  up  and  down  is  not  uniform.    This  can  be  shown  more 
clearly  as  a  comparison  is  made  between  the  control  orbit  in  plan  view  and  the  control  orbit  in 
side elevation; and noting how much movement takes place in each 30° of travel over a range of 
90° (see Fig 15). 
12-2 Fig 15 Rate of Movement of Pitch Operating Arm 
Tilt Axis
+ 2
2
30
30
30
+ 2
Control Orbit
2
Revised Mar 10   
Page 7 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
15.  Resultant Change in Disc Attitude.  In order to determine the resultant change in disc attitude, 
the  movement  of  each  blade  is  followed  through  four  points  A,B,C  and  D  during  360°  of  movement.  
The control orbit has been tilted by the cyclic stick and hence the pitch operating arms move so that a 
maximum pitch of +2° is applied at point B; a minimum pitch, –2°, at point D, and zero pitch at points A 
and C (see Fig 16). 
12-2 Fig 16 Relationship of Blade Position to Control Orbit Position 
Max Rate of Flap Up
B
+2°
A

0° C
Blade
Blade
Low
High
− °
2
D
Max Rate of Flap Down
As the blade moves clockwise from A, it will experience an increase in pitch and the blade will begin to 
flap up.  The rate of flapping will vary with the amount of pitch change so the blade will be experiencing 
its greatest rate of flapping as it passes B, the point of maximum pitch change.  In its next 90° of travel 
the  pitch  is  returned  from  +2°  to  0°  at  point  C  and  the  rate  at  which  the  blade  is  flapping  will  slowly 
reduce to reach zero at point C.  Flapping up, however, will have continued past B and the blade will be 
at  its  highest  point  at  C.    The  exact  reverse  will  take  place  after C, resulting in the blade being at its 
lowest  at  point  A.    The  disc  will  now  be  tilted  along  the  axis  B-D.    This  is  90°  out  of  phase  with  the 
maximum and minimum pitch positions, see Fig 17. 
12-2 Fig 17 High and Low Blade Positions 
Max Pitch
C
Blade
High
Blade
C
Low
A
Max Pitch
D
Revised Mar 10   
Page 8 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
Phase Lag 
16.  When cyclic pitch is applied the blades will automatically flap to equality and, in so doing, the disc 
attitude will change, the blade reaching its highest and lowest positions 90° later than the point where it 
experiences the maximum increase and decrease of cyclic pitch.  The variation between the tilt of the 
control  orbit  in  producing  this  cyclic  pitch  change  and  subsequent  tilt  of  the  rotor  is  known  as  phase 
lag.  Phase lag will also occur when the blades experience a cyclic variation resulting from a change in 
speed or direction of the RAF, as occurs in horizontal flight. 
Advance Angle 
17.  Phase lag, if uncorrected, would have the effect that movement of the cyclic stick would cause the 
rotor  to  tilt  in  a  direction  90°  out  of  phase  with  the  direction  in  which  the  cyclic  stick is moved.  Thus 
moving  the  cyclic  stick  forward  would  have  the  effect  of  moving  the  helicopter  sideways.    This 
undesirable feature is overcome by arranging for the blade to receive the maximum alteration in cyclic 
pitch  change  90°  before  the  blade  is  over  the  highest  and  lowest  points  on  the  control  orbit  (see 
Fig 18).  The angular distance that the POA is positioned on the control orbit in advance of the blade to 
which it relates is known as the advance angle. 
12-2 Fig 18 Advance Angle 
Advance
Blade
Blade
Angle
−2° +2°
Low
High
90°
Control Orbit
Tilt Axis
Stick
Forward
When  the  control  orbit  tilts  to  follow  the  stick,  to  compensate  fully  for  phase  lag,  the  advance  angle 
would have to be 90°.  If the control orbit is 45° out of phase with stick movement, then the advance 
angle needs to be only 45° to make full compensation for phase lag (see Fig 19). 
Revised Mar 10   
Page 9 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
12-2 Fig 19 45° Advance Angle 
Ad
A
v
n
a
g
n
°
4
l
c
e
e

45
− °
0
2
Blade
Blade
Low
High
0
+2°
Control Orbit
Tilt Axis
45°
+2°
0
Control Orbit
Tilt Axis
0
− °
2
Stick 
Forward
Dragging 
18.  Dragging  is  the  freedom  given  to  each  blade  to  allow  it  to  move  in  the  plane  of  rotation 
independently of the other blades.  To avoid bending stresses at the root, the blade is allowed to lead 
or  lag  about  a  dragging  hinge  (see  Fig  20),  but  rate  of  movement  is  restricted by some form of drag 
damper to avoid undesirable oscillations. 
12-2 Fig 20 Dragging Hinge 
Drag
Flapping
Hinge
Hinge
Dragging
Blade
Hub
Dragging is caused by: 
a. 
Periodic  Drag  Changes.    When  the  helicopter  moves  horizontally,  the  blade’s  angle  of 
attack is continually changing during each complete revolution to provide symmetry of rotor thrust.  
The  variation  in  angle  of  attack  results  in  variation  in  rotor  drag  and  consequently  the  blade  will 
lead or lag about the dragging hinge. 
b. 
Conservation of Angular Momentum.  If a helicopter is stationary on the ground in still air 
conditions, rotor running, the radius of the blade’s CG relative to the axis of rotation/shaft axis will 
be  constant.    If  the  cyclic  stick  is  now  moved  the  blades  will  flap  to  produce  a  change  in  disc 
attitude.  The axis of rotation will no longer be coincident with the shaft axis and this results in a 
continual  change  of  the  CG  radius  relative  to  the  shaft  axis  through  360°  of  travel.    The  radius 
variation  will  cause  the  blades  to  speed  up  or  slow  down  depending  on  whether  the  radius  is 
reducing or increasing (see Fig 21). 
Revised Mar 10   
Page 10 of 11 

AP3456 – 12-2 - Hovering and Horizontal Movement 
12-2 Fig 21 Variation in Radius of Blade CG Resulting from Flapping 
Shaft Axis
Shaft Axis
Radius
Blade
Radius
CG
Blade
CG
Axis of
Rotation
a  
b
c. 
Hooke’s Joint Effect.   Hooke’s joint effect is the movement of a blade to reposition itself 
relative  to  the  other  blades  when  cyclic  stick  is  applied;  its  effect  is  very  similar  to  the 
movement of the blades CG relative to the hub.  If a rotor is hovering in still air (see Figs 22a 
and  22b),  when  viewed  from  above  the  shaft  axis  the  blades  A,B,C  and  D  appear  equally 
spaced relative to the shaft axis.  When a cyclic tilt of the disc occurs (Figs 22c and 22d), the 
cone axis will have tilted but, if still viewed from the shaft axis, which has not tilted, blade A will 
appear  to  have  increased  its  radius  and  blade  C  decreased  its  radius.    Blades  B  and  D  must 
maintain  position  as  in  Fig  22c  in  order  to  achieve  their  true  positions  on  the  cone.    It  follows 
therefore that they must move in the plane of rotation to position themselves, as in Fig 22d. 
12-2 Fig 22 Hooke’s Joint Effect 
C
B
B
A
C
D
D
A
Ground Running
Ground Running,
a
of Hovering -
c
Stick Displaced,
Stick Central,
Disc Tilited
Disc Level
B
B
Plane
New
Tip Path Plane
ath
P
ip
T
Shaft Axis
Original
Shaft Axis
Tip Path Plane
C
A
A
C
D
D
b
d
Revised Mar 10   
Page 11 of 11 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
CHAPTER 3 - CONTROL IN FORWARD FLIGHT (HELICOPTER) 
Introduction 
1. 
When  torque  is  applied  to  the  rotor  shaft  of  a  helicopter,  there  is  an  equal  and  opposite  torque 
reaction applied to the helicopter by the rotor shaft.  If the torque reaction is not balanced the helicopter 
fuselage will turn in the opposite direction to the rotor.  In this chapter, torque reaction and the solution 
to it will be discussed.  The forces in the hover and in forward flight, and transition from forward flight to 
the hover will also be discussed. 
Torque Reaction 
2. 
The torque reaction on a single rotor helicopter is shown in Fig 1.  A torque compensating force at 
the  tail  is  the  most  common  method  of  balancing  torque  reaction  and  the  force  is  provided  by  a  tail 
rotor,  shrouded  tail  rotor  (Fenestron),  or  blown  air  in  the  case  of  No-Tail  Rotar  (NOTAR)  helicopters 
(Volume 12, Chapter 8). 
12-3 Fig 1 Torque Reaction 
Torque
Reaction
3. 
The  Tail  Rotor.    The  tail  rotor  is  mounted  vertically  at  the  rear  of  the  fuselage  and  clear  of  the 
main rotor (see Fig 2).  It is driven from the main gearbox by a tail rotor drive shaft and geared such 
that  the  shaft  revolves  at  a  very  high  speed  compared  to  the  main  gearbox  and  the  tail  rotor.    The 
reason  for  an  increase  in  the  rpm  of  the  tail  rotor  drive  shaft  is  to  allow  the  construction  of  it  to  be 
flimsier  because  the  torque,  which  is  directly  proportional  to  rpm,  is  reduced.    It  is  also  easier  to 
balance the shaft if it rotates at high rpm. 
Revised Jul 12 
 
Page 1 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
12-3 Fig 2 Conventional Tail Rotor 
Control Shaft
Tail Cone
Spider
4. 
The Shrouded Tail Rotor.  The shrouded tail rotor, or Fenestron, is a high speed, variable pitch 
ducted  fan  mounted  in  a  cambered  fin.    It  has  many  features  in  common  with  a  propeller  but  it  has 
control characteristics similar to a tail rotor (see Fig 3 and Volume 12, Chapter 8). 
12-3 Fig 3 Shrouded Tail Rotor (Fenestron) 
Cross-section of
Cambered Fin
5. 
Control Mechanism.  When the moment of the tail rotor thrust equals the torque reaction couple, 
then  the  fuselage  will  maintain  a  constant  direction.    As  the  torque  reaction  is  not  constant  some 
means must be provided to vary the thrust from the tail rotor.  This is achieved by the pilot moving yaw 
pedals which collectively change the pitch and, therefore, the thrust from the tail rotor. 
6. 
Additional Tail Rotor Functions.  The tail rotor has the following additional functions: 
a. 
Heading control in the hover is achieved by increasing or decreasing tail rotor thrust so that 
torque reaction is not balanced and the helicopter is able to turn about the rotor shaft. 
b. 
Balance  in  forward  flight  is  adjusted  by  tail  rotor  thrust  in  a  similar  fashion  to  the  rudder 
control of an aeroplane. 
Revised Jul 12 
 
Page 2 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
c. 
In power-off flight (autorotation), there is no torque reaction.  The rotor is turning and there is 
friction  in the transmission which tends  to  turn  the  helicopter in the same direction as the rotor.  
The  turn  is  prevented  by  negative  pitch  on  the  tail  rotor  which  produces  thrust  opposite  to  that  in 
powered flight. 
Tail Rotor Compensation 
7. 
Tail Rotor Drift.  If a fuselage is being turned by a couple YY1, about a point, the rotation will stop if 
a couple ZZ1, of equal value, acts in the opposite direction (see Fig 4a).  The rotation would also stop if a 
single force ZZ1 was used to produce a moment equal to the couple YY1 (Fig 4b), but there would now be 
a side force X on the pivot point (Fig 4c).  This side force is known as tail rotor drift and, unless corrected, 
it would result in the helicopter moving sideways over the ground. 
12-3 Fig 4 Tail Rotor Drift 
a
b
c
Y
Z
Y
Y
Pivot 
Point
X
Z 1
1
Y
Z
Z
Z
1
1
Y
8. 
Correcting  For  Tail  Rotor  Drift.    Tail  rotor  drift  can  be  corrected  by  tilting  the  rotor  disc  away 
from the direction of the drift.  This can be achieved by: 
a. 
The pilot making a movement of the cyclic stick. 
b. 
Rigging  the  controls  so  that  when  the  stick  is  in  the  centre  the  disc  is  actually  tilted  by  the 
correct amount. 
c. 
By mounting the gearbox so that the drive shaft to the rotor is offset. 
9. 
Tail Rotor Roll.  If the tail rotor is mounted on the fuselage below the level of the main rotor the tail 
rotor drift corrective force being produced by the main rotor will create a rolling couple with the tail rotor 
thrust, causing the helicopter to hover one wheel or skid low.  The amount of roll depends upon the value 
and angle of the tail rotor thrust and the vertical separation between main and tail rotors.  In the hover, the 
helicopter will roll about the horizontal couple until the movement is balanced by the couple of the vertical 
component of total rotor thrust and the helicopter all up weight (see Fig 5). 
Revised Jul 12 
 
Page 3 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
12-3 Fig 5 Tail Rotor Roll 
Total
Rotor
Vertical 
Thrust
Component
Horizontal
Component
Tail Rotor
Thrust
Weight
A  helicopter  is  usually  designed  so  that  the  tail  rotor  is  in  line  with  the  main  rotor  head  at  forward 
speed.  In the hover, tail rotor roll is accepted. 
Rotor Configurations 
10.  It  is  possible  to  counteract torque reaction by using twin main rotors which may be mounted co-
axially and revolve in opposite directions, or in a fore and aft configuration, or even side-by-side.  In all 
cases synchronization of the rotors is vital for the maintenance of directional control. 
Forces in the Hover and in Forward Flight 
11.  Forces in Balance - Hover.  In a free air hover the total rotor thrust will be acting vertically upwards 
through the axis about which the blades are rotating and at right angles to the tip path plane.  Weight will 
be  acting  vertically  downwards  through  the  CG,  Fig  6a.    If  the  helicopter  is  loaded  to  position  the  CG 
immediately below the blades’ axis of rotation, and discounting downdraft on any horizontal surfaces, no 
change in fuselage attitude will occur when the helicopter leaves the ground, Fig 6b.  If, however, the CG 
is not below the axis of rotation, Fig 6c, a couple will exist between total rotor thrust and the weight, and 
the fuselage will pitch until both forces are in line, Fig 6d.  It should be noted that a helicopter in the hover 
often adopts a nose-up attitude in any case, irrespective of the position of the CG.  This happens because 
downwash from the main rotor exerts a force on the tail stabilizer causing a tail-down moment.  In still air 
conditions  the  nose-up  attitude  is  quite  marked  but  as  wind  speed  increases  the  vertical  component  of 
rotor  downwash  is  reduced  and  the  helicopter  adopts  a  more  level  attitude.    Hovering  attitude  is  also 
affected by flapback which is discussed in para 28. 
Revised Jul 12 
 
Page 4 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
12-3 Fig 6 Forces in Balance - Hover
Fig 6a 
Fig 6c 
Total Rotor Thrust
CG
CG
Weight
Fig 6b 
Fig 6d 
CG
CG
12.  Forces  in  Balance  -  Forward  Flight.    If  a  helicopter  moves  from  a  free  air  hover  into  forward 
flight with no change in the fuselage attitude, the rotor disc will be tilted forward and the disposition of 
forces will be as shown in Fig 7a.  Total rotor thrust is now inclined forward and produces a nose-down 
pitching moment about the CG.  The vertical components of TRT and AUW remain in line but a couple 
now exists between the horizontal component of TRT and fuselage parasite drag as the aircraft speed 
increases.    The  fuselage  will  pitch  forward  but  the  moment  will  now  be  opposed  by  the  vertical 
component of TRT and Wt with the forces resolved as in Fig 7b.  The fuselage will only pitch forward 
until the couples are in balance.  This will occur when TRT is in line with the CG.  CG therefore controls 
the position of the fuselage in relation to the disc.  This relationship is affected in forward flight by the 
negative lift effect of the tail stabilizer and the moment exerted by it. 
12-3 Fig 7 Forces in Balance - Forward Flight 
Fig 7a  Level Attitude With Pitching Moment 
Fig 7b  Forces in Balance 
Pitching
Moment
TRT
Vertical Component
TRT
Vertical Component
Horizontal 
Component
Horizontal 
Thrust
CG
Parasite
Stabiliser
CG
Drag
Parasite Drag
Weight
Weight
Transition 
13.  To  achieve forward flight the rotor disc is tilted so that TRT produces not only a vertical force to 
balance  the weight but also a horizontal force in the direction of flight.  The change of state from the 
hover to forward flight, or from forward flight to the hover, is known as transition. 
14.  The Sequence of Events During Transition.  As the helicopter moves initially from the hover the 
disc, and hence TRT, is tilted.  The vertical component of TRT is reduced and becomes less than Wt 
Revised Jul 12 
 
Page 5 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
and to prevent the helicopter from descending TRT is increased with more collective pitch.  The power 
required  increases  (see  Fig  8).    As  the  aircraft  accelerates  the  fuselage  acts  pendulously  below  the 
main rotor and pitches nose down (Fig 9). 
12-3 Fig 8 Forces During Transition 
Acceleration
Increased TRT
Vertical Component
Horizontal 
Component
CG
Weight
12-3 Fig 9 Fuselage Pendularity 
Acceleration
TRT
CG
Weight
Translational Lift 
15.  When a helicopter is in a free air hover in still air conditions, for a given rotor rpm (Rrpm) a certain 
value  of  collective  pitch,  say  8°,  will  be  required  to  support  it  in the air.  A column of air, the induced 
flow,  will  be  continually  moving  down  towards  the  rotor  disc,  and  thus  downward  flow  of  air  must  be 
considered when determining the direction of the airflow in relation to the blades (see Fig 10).  It will be 
noted that the angle of attack, say 4°, is less than the pitch angle.  The angle of attack depends on the 
value of the induced flow; if the induced flow is removed, the angle of attack becomes the same as the 
pitch angle. 
12-3 Fig 10 Induced Flow from Vertically Above 
Induce d Flow
4 o α
Hover
8  
o  Pitch
IF
Revised Jul 12 
 
Page 6 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
16.  If  the  effect  of  a  helicopter  facing  into  a  20  kt  wind  is  considered,  and  it  is  assumed  that  it  is 
possible for it to maintain the hover without tilting the disc, the horizontal flow of air (wind) will blow 
across the vertically induced column of air and deflect it downwind before it reaches the disc.  The 
column of air, which was flowing down towards the disc, will, therefore, be modified and gradually be 
replaced by a mass of air which is moving horizontally across the disc.  The rotor will act on this air 
mass to produce an induced flow but the velocity of the induced flow will be greatly reduced (see Fig 
11).    Therefore,  an  airflow  parallel  to  the  disc  must  reduce  the  value  of  the  induced  flow,  increase 
the angle of attack and, therefore, rotor thrust. 
12-3 Fig 11 Induced Flow with Air Moving Horizontally 
H orizontal Flo w (Win d)
o
6 α
R educed IF
8  
o  Pitch
Red uced
IF
17.  To  maintain  the  hover  condition  when  facing  into  wind,  the  disc  must  be  tilted  forward.    The 
horizontal flow of air will not now be parallel to the disc, and a component of it can now be considered to 
be  actually  passing  through  the  disc  at  right  angles  to  the  plane  of  rotation,  effectively  increasing  the 
induced flow (see Fig 12).  To consider the extreme case if the rotor disc were tilted 90° to this horizontal 
flow of air, then all of it would be passing through the disc at right-angles to the plane of rotation. 
12-3 Fig 12 Induced Flow with Disc Tilted Forward 
Rotor Disc
Horizontal Component
Tilted Forward
Increased
IF
18.  As described in para 16, the effect of the horizontal airflow across the disc when hovering into wind is 
to reduce the induced flow but, because the disc has had to be tilted forward, (para 17) a component of 
this horizontal airflow will now be passing through the disc, effectively increasing the induced flow; both of 
these effects must now be taken into consideration to give the total flow towards the disc and to determine 
the direction of the airflow relative to the blades.  Provided the reduction in the induced flow caused by the 
flow parallel to the disc is greater than the increase caused by the component of horizontal airflow passing 
through the disc, then the relative airflow will be nearer the plane of rotation than when the helicopter is in 
the hover, the angle of attack will increase and the aircraft will climb.  Therefore, the collective pitch can 
be decreased to say, 7°, while maintaining an angle of attack of 5°.  As the relative airflow moves nearer 
the plane of rotation, the total reaction must move forward.  There will, therefore, be less rotor drag, and 
rotor rpm can be maintained with less power. 
19.  The reduction in induced flow, translational lift, first takes effect when air moves towards the disc 
at approximately 12 kt.  The reduction is appreciable at first, and although it continues to reduce as the 
Revised Jul 12 
 
Page 7 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
velocity  of  the  horizontal  airflow  increases,  the  rate  at  which  it  reduces  becomes  progressively  less 
because there is less induced flow to be influenced.  If induced flow is plotted against forward speed, 
the graph appears as shown in Fig 13a. 
12-3 Fig 13 Variation of Induced Flow and Component of Horizontal Airflow passing through the 
Disc with Forward Speed 
Fig 13a 
Fig 13b 
Component
of Horizontal
Airflow passing
through the Disc
at Right Angles
Induced
Flow
Velocity of Horizontal Airflow
Velocity of Horizontal Airflow
20.  The rotor disc has to be tilted forward to provide a thrust component equal to parasite drag.  Parasite 
drag is low at low forward speed so only a small tilt of the disc is required to provide a balancing amount 
of  thrust  and,  with  only  a  small  tilt  of  the  disc,  only  a  small  component  of  the  horizontal  airflow  will  be 
passing through the disc at right angles to the plane of rotation.  Because the parasite drag increases as 
the  square  of  the  speed,  the  greater  must  be  the  amount  that  the  disc  must  be  tilted  to  provide  the 
necessary increase in thrust and, as the horizontal airflow approaching the disc increases, the greater will 
be the component of it passing through the disc at right angles to the plane of rotation (see Fig 13b).  If 
the curves in Fig 13a and Fig 13b are now transferred to one graph it will be seen that the total flow of air 
at right angles to the plane of rotation at first decreases and then increases again, becoming a minimum 
when  the  two  airflows  have  the  same  value  (see  Fig  14).    As  the  flow  of  air  through  the  disc 
decreases,  less  collective  pitch  and  power  will  be  required  to  maintain  the  required  angle  of  attack.  
When the flow of air through the disc begins to increase again, then collective pitch and power must be 
increased if the required angle of attack is to be maintained. 
12-3 Fig 14 Variation of Total Airflow Through the Disc with Forward Flight 
Total
Airflow
Passing
Through
the Disc
Component
of Horizontal
Airflow
Induced
Flow
Velocity of Horizontal Airflow
Revised Jul 12 
 
Page 8 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
Summary of Transition 
21.  The sequence of events as a helicopter moves into forward flight is summarized as follows: 
a. 
The cyclic stick is moved forward to tilt the disc and the TRT forward. 
b. 
The  vertical  component  of  TRT  is  reduced  and  the  collective  pitch  must  be  increased  to 
maintain height.  More power is required. 
c. 
As  airspeed  increases  the  disc  flaps  back.    The  disc  attitude  is  maintained  by  increasing 
forward cyclic control. 
d. 
As  airspeed  increases  inflow  roll  tilts  the  disc  to  the  advancing  side.    The  disc  attitude  is 
maintained by cyclic control to the retreating side. 
e. 
As airspeed increases the TRT increases with increased translational lift and the pilot lowers 
the collective to maintain height.  Less power is required. 
f. 
During power changes the changing torque reaction is balanced by movement of the yaw pedals. 
Transition From Forward Flight to Hover 
22.  In order to decelerate a helicopter from steady level flight to the hover the balance of forces must 
be changed.  The general method of coming to the hover from forward flight is by the pilot executing a 
flare by tilting the disc in the opposite direction to that in which the helicopter is moving.  The handling 
techniques needed to control the manoeuvre differ from those required for a more gentle transition. 
23.  The Flare.  To execute a flare the cyclic stick is moved in the opposite direction to that in which 
the helicopter is moving.  The harshness of the flare depends upon how far the stick is moved.  The 
flare will produce a number of effects. 
24.  Flare Effects.  The following effects occur during the flare: 
a. 
Thrust  Reversal.    By  tilting  the  disc  away  from  the  direction  of  flight,  the  horizontal 
component  of  total  rotor  thrust  will  now  act  in  the  same  direction  as  parasite  drag  causing  the 
helicopter  to  slow  down  very  rapidly  (see  Fig  15a).  The  fuselage  will  respond  to  this  rapid 
deceleration  by  pitching  up  because  reverse  thrust  is  being  maintained  whilst  parasite  drag 
decreases.    If  no  corrective  action  is  taken  the  disc  will  be  tilted  further  still,  adding  to  the 
deceleration effect (Fig 15b). 
12-3 Fig 15 The Flare Effect 
Fig 15a 
Fig 15b 
TRT
Vertical Component
TRT
Horizontal Component
Parasite Drag
Airspeed
Parasite Drag
Weight
Weight
Revised Jul 12 
 
Page 9 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
b. 
Increase in Total Rotor Thrust.  Another effect of tilting the disc back whilst the helicopter is 
moving forward is to change the airflow relative to the disc, Fig 16.  As was explained in para 19, 
translational  lift,  a  component  of  the  horizontal  airflow  (due  to  the  forward  movement  of  the 
helicopter)  is  passing  through  the  disc  at  right  angles  to  the  plane  of  rotation,  opposing  the 
induced flow.  The result is an increase in total rotor thrust.  To prevent a climb the collective lever 
must be lowered. 
12-3 Fig 16 Change in Relative Airflow 
Fig 16a 
Fig 16b 
Total Reaction
Moves Towards
Axis of Rotation
Drag
Rotor Thrust
Increased
Lift
n
tiocaeRl
IF
ta
Reduced
oT
Component of
Plane of
Rotor Drag
Horizontal Airflow
Rotation
Decreased
c. 
Increase in Rotor RPM.    Unless  power  is  reduced  when  collective  pitch  is  reduced,  the 
Rrpm will rise.  They will also increase rapidly in the flare for two other reasons, conservation 
of angular momentum and reduction in rotor drag. 
(1)  Conservation  of  Angular  Momentum.    An  increase  in  total  rotor  thrust  causes  the 
blades to cone up.  The radius of the blades’ CG from the shaft axis decreases and the 
rotational velocity will automatically rise. 
(2)  Reduction  in  Rotor  Drag.    Rotor  drag  is  reduced  in  the  flare  because  the  total 
reaction  moves  towards  the  axis  of  rotation.   This results from the changed direction of 
the relative airflow.  The forward movement of the total reaction vector causes the rotor 
drag component to be reduced, Fig 16b. 
As a result of the flare the speed reduces rapidly and the flare effects disappear.  Collective pitch 
and  power  which  had  been  reduced  during  the  flare  must  be  replaced  and,  in  addition,  more 
collective  pitch  and  power  must  be  used  to  replace  the  loss  of  translational  lift  caused  by  the 
speed  reduction, otherwise the aircraft would sink.  The cyclic stick must also be moved forward 
to  level  the  aircraft  and  to  prevent  the  helicopter  moving  backwards.    The  power  changes 
necessary  during  the  flare  have  an  effect  on  the  aircraft  in  the  yawing  plane.    Therefore,  yaw 
pedals must be used to maintain heading throughout. 
Landing 
25.  If collective pitch is reduced slightly in a hover IGE, the helicopter will descend but settle at a 
height where ground effect has increased total rotor thrust to again equal all up weight.  Therefore 
a  progressive  lowering  of  the  collective  lever  is  required  to  achieve  a  steady  descent  to 
touchdown.    When  the  helicopter  is  close  to  the  ground  the  tip  vortices  are  larger  and  unstable 
Revised Jul 12 
 
Page 10 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
causing  variation  in  the  thrust  around  the  rotor  disc  and  turbulence  around  the  tail  and  makes 
control  difficult.    For  this  reason,  and  to  help  to  prevent  ground  resonance,  the  helicopter  is 
normally landed firmly to decrease the chance of drifting when touching down. 
Symmetry and Dissymmetry of Rotor Thrust 
26.  Symmetry of Rotor Thrust.  If a helicopter is stationary on the ground in still air conditions, rotor 
turning and some collective pitch applied, then the rotor thrust produced by each blade will be uniform.  
The speed of the relative airflow over each blade will be equal to the speed of rotation of the blade, and 
if  a  given  section  on  each  blade  of  a  four-bladed  rotor  is  considered,  the  vector  showing  the  relative 
airflow will have the same value irrespective of the position of the blade during its 360° of travel, see 
Fig  17.    As  the  velocity  of  this  airflow  is  equal  to  the  blade’s  speed  of  rotation,  this  airflow  will  be 
referred to as VR. 
12-3 Fig 17 Relative Airflow - Still Air 
VR = Rotational 
    Airflow
VR
VR
VR
VR
27.  Dissymmetry  of  Rotor  Thrust.    If  the  conditions  change  and  the  helicopter  now  faces  into  a 
wind,  during  the  blade’s  rotation  through  360°  half  the  time  it  will  be  moving  into  wind  and  the 
remainder of the time it will be moving with the wind.  The disc can therefore be divided in half, one half 
being the advancing side and the other the retreating side, see Fig 18. 
Revised Jul 12 
 
Page 11 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
12-3 Fig 18 Relative Airflow - Wind Conditions 
Wind
V
= Wind Velocity
W
C
VR
VW
RAF
VR
VW
B
D
RAF
V R
V R
A
Advancing
Retreating
Side
Side
When the blade is at right angles facing into wind (position B), the velocity of the relative airflow will be 
a maximum and if the value of the wind speed is referred to as VW, then at position B the velocity of the 
relative  airflow  will  be  VR  +  VW.    As  the  blade  continues  to  rotate,  the  effect  of  VW  will  decrease  and 
when the blade reaches position D the velocity of the relative airflow will have become VR – VW.  If no 
change  has  taken  place  in  the  blade’s  plane  of  rotation,  the  rotor  thrust  being  produced  by  the 
advancing  blade  at  position  B  will  be  greatest  and,  for  the  retreating  blade  at  position  D,  least.    The 
value of rotor thrust across the disc will no longer be uniform and unless some method is employed to 
provide equality, the helicopter will roll towards the retreating side.  This condition, where one side of 
the disc produces more rotor thrust than the other, is known as dissymmetry of rotor thrust. 
Flapback 
28.  To maintain control of the helicopter dissymmetry must be prevented; one method of doing this is to 
decrease  the  angle  of  attack  of  the  advancing  blade  and  increase  the  angle  of  attack  of  the  retreating 
blade  so that each blade again produces the same value of rotor thrust.  With the fully articulated rotor 
head this change in angle of attack takes place automatically by flapping but, as a result, the disc attitude 
changes.    The  manner  in  which  it  changes  and  the  reason  why  this  change  in  attitude  prevents 
dissymmetry can be seen by following the movement of a blade through 360° of travel. 
29.  Starting  at  position  A  of  Fig  19,  the  blade  starts  to  travel  on  the  advancing  side  and  the  relative 
airflow will increase.  Rotor thrust begins to increase and, because it is free to do so, the blade will begin 
to flap up about the flapping hinge.  As the blade flaps up the angle of attack will begin to decrease, rotor 
thrust decreases and the blade will proceed to follow a path to maintain the same value of rotor thrust as it 
was producing before it began to flap up.  The blade, in fact, is flapping to equality.  The further round that 
the  blade  progresses  on  the  advancing  side,  the  greater  will  be  the  velocity  of  the  relative  airflow; 
therefore, to maintain a constant value of rotor thrust, the rate at which the blade is flapping will steadily 
increase, with the maximum rate of flapping and, therefore, minimum angle of attack occurring when the 
blade reaches position B.  For the next 90° of travel the velocity of the relative airflow begins to decrease, 
so the rate of flapping will decrease.  When the blade reaches position C, the relative airflow will have the 
same value as at position A, so the rate of flapping dies out completely but, because the blade has been 
rising all the time from position A, the blade will reach its highest position at C.  The reverse will take place 
Revised Jul 12 
 
Page 12 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
on  the  retreating  side,  with  the  blade  having  its  maximum  rate  of  flapping  down  and,  therefore,  its 
maximum angle of attack at position D, reaching its lowest position at A.  In flapping to equality, the blade 
will  have  flapped  away  from  the  wind.    This  change  of  disc  attitude,  which  has  occurred  without  any 
control movement by the pilot, is known as flapback. 
12-3 Fig 19 Disc Tilt Resulting from Blades Flapping to Equality 
Wind
Blade High
C
Maximum Velocity
Minimum Velocity
Maximum Rate of
Maximum Rate of 
B
D
Flapping Up
Flapping Down
Minimum Angle of Attack
Maximum Angle of Attack
A
Blade Low
30.  Fig  20a  and  Fig  20b  show  that  when  the  helicopter  is  on  the  ground  and  the  disc  is  subject  to 
wind, the disc attitude is altered, although no cyclic stick has been applied.  The disc has flapped back 
relative  to  the  wind  and  to  the  control  orbit,  and  the  blades  are  moving  about  their  flapping  hinges.  
However, the rotor thrust being produced will be the same value as before the disc flapped back, but 
tilted in direction. 
12-3 Fig 20 Relationship between Disc, Control Orbit and Stick resulting from Flapback 


Rotor Thrust
Rotor Thrust
Still-Air
Conditions
Wind
Control Orbit
Control Orbit
Stick
Stick

Rotor Thrust
Wind
Control Orbit
Stick
Revised Jul 12 
 
Page 13 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
31.  If  the  pilot  now  moves  the  stick  forward  to  return  the  disc  to  its  original  position (Fig 20c) it will be 
seen  that  the  disc  is  now  flapped  back  only  in  relation  to the control orbit and not to the wind, and that 
movement is no longer taking place about the flapping hinges.  Thus flapback has been counteracted by 
cyclic  feathering,  and,  since  the  cyclic  stick  only  changes  the  disc  attitude,  the  value  of  the  rotor  thrust 
force  remains  unchanged.    When  the  helicopter  is  airborne  and  moving  in  any  horizontal  direction,  the 
effect  will  be  the  same  as  has  been  described  for  a  helicopter  on  the  ground  facing  into  wind,  with 
flapback  being  prevented  by  cyclic  feathering.    The  first  movement  of  the  cyclic  stick  will  tilt  the  disc  to 
initiate horizontal flight, then a second movement will be necessary to prevent the disc from flapping back 
when the aircraft moves and gains speed.  It should be noted however that some movement about the 
flapping hinges will still take place if the CG of the helicopter is not in the ideal position. 
Inflow Roll 
32.  The  effect  of  moving  air  horizontally  across  the  disc  causes  a  reduction  in  the  induced  flow.  
However,  this  reduction  is  not  uniform  because  air  passing  across  the  top  of  the  disc  is  being 
continually pulled down by the action of the rotors.  Thus air which is moving horizontally towards the 
disc will cause the greater reduction in induced flow at the front of the disc, and the smallest reduction 
at the rear of the disc (see Fig 21). 
12-3 Fig 21 Relative Airflow at Front and Rear of Disc 
The  reduction  in  induced  flow  for  the  disc  as  a  whole  will  produce  an  increase  in  rotor  thrust  but 
because  the  increase  in  the  angle  of  attack  is  not  uniform,  it  will  also  produce  a  change  in  the 
attitude  of  the  disc.    Assuming  the  flapback  has  been  corrected  (see  Fig  22),  the  effect  of  a cyclic 
variation in angle of attack for a blade starting at position B (Fig 22b) must be considered. 
12-3 Fig 22 Combined Effect of Flapback and Inflow Roll 
Fig 22a 
Fig 22b 
Fig 22c 
Flight Direction
Flight Direction
Increased
Blade High
Angle Attack
Blade High
C
C
Blade
B
D
B
D Blade 
Low
High
A
A
Blade Low
Decreased
Blade Low
Angle Attack
Revised Jul 12 
 
Page 14 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
As the blade moves towards position C, the increased angle of attack will cause the blade to flap to 
equality. The rate of flapping up will be a maximum as the blade passes position C because this is 
the  point  where  there  has  been  the  greater reduction in induced flow.  In the next 90° of travel the 
rate of flapping will slow down, dying out completely when the blade is at position D.  Thus the blade 
will be rising all the time it is travelling from position B to reach its highest position at D.  The reverse 
will take place for the next 180° of travel, with the blade having its maximum rate of flapping down at 
A  and  its  lowest  position  at  B.    As  a  result  of  the  inflow  the  disc  will,  therefore,  tilt  about  axis  AC 
towards the advancing side.  The combined effect of inflow roll and flapback is, therefore, to tilt the 
disc about axis ZZ1, Fig 22c.  As inflow roll will have its greatest effect at low speed, and flapback its 
greatest effect at high speed, the axis about which the disc will tilt will vary with forward speed.  In 
general,  the  cyclic  stick  has  to  be  positioned  forward  towards  the  retreating  side  to  correct  these 
effects in forward flight. 
Factors Affecting Maximum Forward Speed 
33.  There are several factors which must be taken into account when trying to increase the maximum 
speed of a helicopter. 
34.  Cyclic Control Limits.  To achieve forward flight the cyclic stick is moved to tilt the disc forward, 
the disc tilting by the same amount that the control orbit has been moved.  As the airspeed increases 
the rotor disc flaps back relative to the cyclic control position and the attitude of the disc is maintained 
by moving the cyclic stick forward.  There will be a speed at which the cyclic stick is fully forward and 
no further acceleration is possible.  The amount of forward cyclic control is reduced if the helicopter’s 
centre of gravity is aft. 
35.  Power  Available.    In  level  flight  VMAX  is  limited  by  power  available  (Volume  12  Chapter  6).    A 
higher speed may be possible in a descent. 
36.  Structural Strength.  As speed increases both the forces on the rotor and transmission and the 
levels  of  vibration  increase.    Apart  from  the  limitation  of  the  strength  of  the  airframe  and  other 
components  against  these  forces,  the  combination  of  stress  and  vibration  causes  fatigue.    It  is 
impractical  to  make  components  so  strong  that  they  do  not  suffer  fatigue  and,  therefore,  the  level  of 
vibration must be kept below that at which the failure of components may occur.  This will set a limit to 
the maximum speed. 
37.  Airflow Reversal.  The speed of rotation of the retreating blade is high at the tip and low at the 
root, but the airflow from forward flight will have an equal value for the whole length of the blade and, 
where the airflow from forward flight is greater than the blade’s rotational velocity, eg at the root end, 
the airflow will be from the trailing edge to the leading edge, causing a loss of rotor thrust.  At higher 
airspeeds  the  airflow  is  reversed  over  a  progressively  large  section  of  the  blade  leading  to  a  greater 
loss of thrust (see Fig 23).  The reduction of rotor thrust on the retreating blade by airflow reversal is 
countered  by  greater  cyclic  control  and  hence  the  retreating  blade  operates  at  an  increasingly higher 
pitch angle and hence angle of attack. 
Revised Jul 12 
 
Page 15 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
12-3 Fig 23 Airflow Reversal 
VR − V w
Airflow
Reversed
Forward
Air Speed
Vw
VR + V w
38.  Retreating Blade Stall.  As the angle of attack of the retreating blade is steadily increased with 
increasing forward airspeed there will be a speed at which the airflow breaks away and the blade stalls.  
The  large  sudden  loss  of  rotor  thrust  will  cause  the  blade  to  flap  down,  but  instead  of  flapping  to 
equality  the  effect  will  be  simply  to  stall  the  blade  even  further.    The  stall  starts  at  the  tip  first  and 
spreads inboard as shown in Fig 24. 
12-3 Fig 24 Retreating Blade Stall 
Area and
Pattern of 
Stall
Forward
Air Speed
The  reason  why  the  stall  commences  at  the  tip  is  shown  in  Fig  25.    The  variation  in  angle  of  attack 
along  the  blade  will  be  offset  to  some  extent  by  washout  but  in  all  conditions  of  forward  flight  the 
highest angle of attack will be at the tip. 
Revised Jul 12 
 
Page 16 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
12-3 Fig 25 Stall at Tip Before Root 
Angle of Attack Close 
Angle of Attack
to Blade Root
at Blade Tip
Vr at Blade TIP
Vr Close to Blade Root
39.  Characteristics  of  Retreating  Blade  Stall.    The  approach  of  the  retreating  blade  stall  can  be 
detected by: 
a. 
Rotor roughness. 
b. 
Erratic stick forces. 
c. 
Stick shake. 
If these conditions are ignored, a pitch up tendency will develop followed by a roll to the retreating side.  
There will be a substantial loss of control and if the stall is severe, control may be lost completely. 
40.  Causes of Retreating Blade Stall.  Retreating blade stall can occur as a result of: 
a. 
High forward speed. 
b. 
High G manoeuvres. 
c. 
Rough, abrupt or excessive control movements. 
d. 
Flying in turbulent air. 
A high all up weight/high density altitude will also aggravate the situation.  Recovery action will depend 
upon  which  of  the  above  in-flight  conditions  are  prevailing  when  the  stall  symptoms  are  recognized. 
Recovery  will  normally  be  made  by  reducing  forward  speed,  reducing  collective  pitch,  reducing  the 
severity of the manoeuvre or by a combination of these recovery actions. 
41.  Compressibility.    As  an  example,  the  speed  of  rotation  of  the  tip  of  a  Gazelle  rotor  blade  is 
approximately  400  kt.    In  forward  flight  at  150  kt,  the  advancing  blade  tip  has  a  relative  velocity  of 
550 kt.  The velocity of sound at sea level is 660 kt.  Compressibility is therefore significant.  The main 
effects of compressibility are: 
a. 
A reduction in the lift/drag ratio, requiring more power for the same total rotor thrust. 
b. 
An  increase  in  the  pitching  moment  on  the  aerofoil  which  is  normally  very  small.    This 
requires greater control forces and leads to vibration. 
Revised Jul 12 
 
Page 17 of 18 

AP3456 – 12-3 - Control in Forward Flight 
c. 
The  production  of  shock  waves  which  increase  vibration  and  noise.    The  effects  can  be 
reduced  by  using  a  high  speed  aerofoil  section  or  sweep  back  at  the  blade  tips.    Any  such 
solutions have penalties at low speeds. 
Revised Jul 12 
 
Page 18 of 18 

AP3456 – 12-4 - Autorotation 
CHAPTER 4 – AUTOROTATION (HELICOPTER) 
AUTOROTATION IN STILL AIR 
Introduction 
1. 
In  powered  flight,  the  rotor  drag  is  overcome  with  engine  power  but,  when  the  engine  fails  or  is 
deliberately  disengaged  from  the  rotor  system,  some  other  force  must  be  used  to  maintain  the  rotor 
rpm.  This is achieved by allowing the helicopter to descend and by lowering the collective lever fully so 
that the resultant airflow strikes the blades in such a manner that the airflow itself provides the driving 
force.    When  the  helicopter  is  descending  in  this  manner,  the  rate  of  descent  becomes  the  power 
equivalent and the helicopter is said to be in a state of autorotation. 
2. 
Although  most  autorotations  are  carried  out  with  forward  speed,  the  explanation  as  to  why  the 
blades  continue  to  turn  when  in  rotation  can  best  be  seen  if  it  is  considered  that  the  helicopter  is 
autorotating vertically downwards in still air.  Under these conditions, if the various forces involved are 
calculated for one blade, the calculations will be valid for all the other blades irrespective of where the 
blade is positioned in its 360° of travel.  The various airflows and angles which will be referred to are 
shown in Fig 1. 
12-4 Fig 1 Autorotation - Terms Used 
Axis of
Rotation
Pitch Angle
Plane of
Rotational Airflow
Rotation
Rate of
Descent Airflow
Relative
Inflow
Angle of
Airflow
Angle
Attack
3. 
It will be noted that the inflow has been determined from the blades’ rotational velocity and the airflow 
arising  from  rate  of  descent.    This  is  not  strictly  true  as  the  action  of  the  blades  slows  down  the  rate  of 
descent airflow, producing, in effect, an induced flow, making the inflow angle smaller than has been shown 
in Fig 1; the fact that it is smaller and how this affects the blade is considered later. 
Autorotative Force/Rotor Drag 
4. 
Consider three sections, A, B and C, of a rotor blade (Fig 2).  The direction of the relative airflow 
for  each  section  can  be  determined  from  the  rotational  velocity  and  the  helicopter’s  rate  of  descent.  
The rate of descent will have a common value for each section but the rotational velocity will decrease 
from the tip towards the root.   
Revised Mar 10   
Page 1 of 7 

AP3456 – 12-4 - Autorotation 
12-4 Fig 2 Distribution of Rotational Forces 
D
C
B
A
Direction of
Rotation
Rotor Drag Section
Rotor
Autorotative Section
Drag Section
Comparing  sections  A,  B  and  C,  the  inflow  angle  must  therefore  be  progressively  increasing  (Fig  3).  
Because  of  the  wash-out  incorporated  in  the  blade,  the  pitch  angle  is  also  increasing  and  as  the 
blade’s angle of attack is the pitch angle plus the inflow angle, the blade’s maximum angle of attack will 
be at the root. 
12-4 Fig 3 Autorotation - Position of Total Reaction and Autorotative Forces 
Fig 3a Position of Total Reaction 
Fig 3b Autorotative Force 
Drag
Total 
Rotor
Total
Reaction
Thrust
Reaction
Lift
A
A
Rotor Drag
(Deceleration)
RAF
Rate of
Descent
Rotor
Total
Airflow
Thrust
Reaction
B
B
(Equilibrium)
Total
Rotor
Reaction
Thrust
C
C
Axis of
Autorotative
Rotation
Force
(Acceleration)
5. 
If  the  angle  of  attack  for  each  section  of  the  blade  is  known,  the  lift/drag  ratio  for  these  angles  of 
attack can be ascertained by referring to the aerofoil data tables, and, by adding lift and drag vectors in 
the  correct  ratio,  the  position  of  the  total  reaction  can  be  determined  (Fig  3).    Relating  total  reaction 
position to the axis of rotation (see Fig 3b) at section A, the total reaction lies behind the axis; at section B 
it  is  on  the  axis  and  at  section  C  it  is  in  front  of  the  axis.    Having  determined  the  position  of  the  total 
reaction,  it  can  now  be  considered  in  terms  of  rotor  thrust  and  rotor  drag  (Fig  3b).    At  section  A,  the 
condition  is  the  same  as  in  powered  flight  and  the  component  of  total  reaction  in  the  plane  of  rotation 
opposes rotation and is continually trying to decelerate the blade.  At section B no part of the total reaction 
is acting in the plane of rotation and it is all rotor thrust; at section C the component of total reaction in the 
plane of rotation assists rotation and is continually trying to accelerate the blade.  Under these conditions it 
is no longer referred to as rotor drag, but as the autorotative force. 
Revised Mar 10   
Page 2 of 7 

AP3456 – 12-4 - Autorotation 
6. 
Considering the blade as a whole, the section producing an autorotative force will be accelerating 
the  blade,  whilst  the  section  producing  rotor  drag  will  endeavour  to  slow  it  down.    To  maintain  a 
constant rotor rpm, the autorotative section must be sufficient to balance the rotor drag section of the 
blade, plus the drag set up by the ancillary equipment, tail rotor shaft and tail rotor, all of which continue 
to function in autorotation. 
7. 
In normal conditions with the lever lowered, the blade geometry is such that the autorotative rpm 
are in the correct operating range, provided an adequate rate of descent exists.  If the lever is raised 
during autorotation the pitch angles increase on all sections (Figs 2 and 3).  Section B will tend towards 
section A and section C will tend towards B, thus the autorotative section moves outwards.  However, 
section D at the root becomes stalled and the extra drag generated causes a decrease in the size of 
the autorotative section and therefore rpm decreases, stabilizing at a lower figure.  This continues with 
further raising of the lever until such time as the blade is no longer able to autorotate. 
8. 
Autorotative descent from high altitudes or at a high all-up weight leads to high rates of descent.  
Inflow angles will be higher and autorotative sections will be further outboard on the blades; rpm will be 
higher  in  autorotation  under  these  conditions.    It  should  be  noted,  however,  that  descent  into  more 
dense air decreases rate of descent and rpm for a constant lever position. 
Rate of Descent 
9. 
If  the  engine  fails  during  a  hover  in  still  air  and  the  collective  pitch  is  reduced,  the  helicopter  will 
accelerate  downwards  until  such  time  as  the  angle  of  attack  is  producing  a  total  reaction  to  give  an 
autorotative  force  to  maintain  the  required  rotor  rpm  and  a  rotor  thrust  equal  to  the  weight.    When  this 
condition has been established, the acceleration will stop and the helicopter will continue downwards at a 
steady rate of descent.  If some outside influence causes the angle of attack to increase, there will be an 
automatic reduction in the rate of descent, the reverse taking place if the angle of attack is decreased. 
10.  Compared  with  a  vertical  autorotation  in  still  air,  the  rate  of  descent  will  initially  decrease  with 
forward speed, but beyond a certain speed the rate of descent will start to increase again.  The cause 
of  this  variation  of  rate  of  descent  with  forward  speed  is  the  changing  direction  of  the  relative  airflow 
which occurs throughout the speed range in autorotation. 
Relative Airflow - Vertical Autorotation 
11.  Consider a helicopter of a given weight requiring a mean angle of attack of 8° to provide the required 
rotor thrust and autorotative forces to maintain it in a vertical autorotation, and assume that this angle of 
attack is obtained when the rate of descent is 2,000 fpm.  If the inflow angle is determined from rate of 
descent and a mean rotational velocity, it will be found to have a  value of, say 10° (Fig 4a) but because 
the action of the blades slows down the airflow coming from below the disc, the actual inflow angle will be 
less, say, only 6° (Fig 4b).  If the mean pitch value of the blade is 2°, then the angle of attack will be 8°, 
which  is  the  angle  required.    So  2,000  fpm  rate  of  descent  is  required  by  this  particular  helicopter  to 
produce an inflow angle of 6°. 
Revised Mar 10   
Page 3 of 7 

AP3456 – 12-4 - Autorotation 
12-4 Fig 4 Inflow Angle and Rate of Descent Relationship 
Fig 4a  
Pitch 2
Rotational
Airflow
Calculated
Airflow for
Inflow
a 2,000 fpm
Angle 10o
Rate of 
RAF
Descent
Fig 4b 
Pitch 2
Effective
Airflow from
a 2,000 fpm
Inflow
Rate of Descent
Angle 6o
AUTOROTATION WITH FORWARD SPEED 
Relative Airflow - Forward Autorotation 
12.  In determining the direction of the relative airflow when the helicopter is in a forward autorotation, 
three  factors  must  be  taken  into  account.    The  effect  of  these  factors on the inflow angle will first be 
considered individually and then collectively. 
13.  Individual Effect.
a.
Factor A.  To achieve forward autorotation the disc must be tilted forward.  If the effective airflow 
from  rate  of  descent  (Fig  4)  remains  unchanged  then  the  inflow  angle  must  decrease  (Fig  5).    The 
angle of attack and therefore the rotor thrust must also decrease, causing an increased rate of descent. 
12-4 Fig 5 Inflow Angle - Disc Tilted Forward 
Plane of
Rotation
Inflow Angle
Rate of
Decreased
Descent 
RAF
Airflow
b.
Factor B.  When the helicopter is moving forward, the disc will be subjected to not only the 
descent airflow, but also to a horizontal airflow.  Because the disc is tilted to this horizontal airflow, 
it will further reduce the inflow angle (Fig 6).  The angle of attack is further decreased therefore, 
causing an increased rate of descent. 
Revised Mar 10   
Page 4 of 7 

AP3456 – 12-4 - Autorotation 
12-4 Fig 6 Inflow Angle - Effect of Horizontal Airflow 
Plane of
Rotation
Inflow Angle
Further
RAF
Decreased
Horizontal
Airflow
c.
Factor  C.    When  the  helicopter  moves  forward,  the  disc  is  moving into air which has not been 
slowed down by the action of the blades to the same extent as it is when the helicopter is descending 
vertically, therefore the effective rate of descent airflow will increase, which will result in the inflow angle 
increasing (Fig 7).  The angle of attack and rotor thrust increases, giving a decreased rate of descent. 
12-4 Fig 7 Inflow Angle - Effect of Forward Speed 
Plane of
Rotation
Inflow Angle
Increased
Increased
Effective
Airflow
RAF
from Rate 
of Descent
14.  Combined EffectAt low forward speed only a small tilt of the disc is required and the effect of 
factor C will be greater than the combined effects of factors A and B, so the inflow angle will increase.  
Angle of attack, and therefore rotor thrust, will increase and the rate of descent will decrease.  As the 
rate of descent reduces, the inflow angle will decrease and the rate of descent will stabilize again when 
the  angle  of  attack  is  such  that  the  value  of  rotor  thrust  equals  the  weight.    As  forward  speed  is 
progressively increased, the effect of factor C will continue to increase the inflow angle, but, similar to 
the induced flow in powered level flight, its effect is large initially but diminishes with increasing forward 
speed.    Since  the  disc  has  to  be  tilted  more and more to overcome the rising parasite drag from the 
fuselage,  the  combined  effects  of  factors  A  and  B  rapidly  increase  with  forward  speed.  Therefore, a 
forward  speed  is  eventually  reached  where  the  combined  effects  of  factors  A  and  B  equal  C  and 
balance  out.    When  this  occurs  the  helicopter  will  be  flying  at  the  speed  to  give  minimum  rate  of 
descent.  Beyond this speed the effects of factors A and B will be greater than factor C, inflow angle 
will therefore reduce and the required rotor thrust can only be obtained from a higher rate of descent. 
Rate of Descent Requirements in Autorotation 
15.  In autorotation, a rate of descent will be required to: 
a. 
Produce a rotor thrust equal to the weight. 
b. 
Provide an autorotative force for the selected rotor rpm. 
c. 
Produce a thrust component equal to parasite drag. 
Revised Mar 10   
Page 5 of 7 

AP3456 – 12-4 - Autorotation 
If  these  three  components  are  plotted  against  forward  speed,  the  graph  would  be  similar  to  the  one 
showing the power requirements for level flight (Fig 8). 
12-4 Fig 8 Effect of Forward Speed on Rate of Descent 
Total Rate
t)
n
of Descent
le
a
iv
u
q
E
Parasite Drag
r
e
Rate of Descent
w
o
(P
t
Autorotative
n
e
Force Rate 
c
s
of Descent
e
D
f
o
te
a
R
Rotor Thrust
Rate of Descent
TAS
Autorotation for Endurance and Range in Still Air 
16.  Autorotating to give the maximum time in the air must be at the speed to give the minimum rate of 
descent.  The speed for endurance will therefore correspond to the lowest part on the rate of descent 
curve (Fig 9).  Maximum range will be achieved when the helicopter is descending along its shallowest 
flight path.  This will be achieved when flying at the best forward speed/rate of descent ratio.  Relating 
this  to  the  rate  of  descent  curve,  the  optimum  ratio  will  be  at  the  speed  where  a  line drawn from the 
point of origin of the graph is tangential to the rate of descent curve.  For both range and endurance, 
rotor rpm should be as quoted in the Aircrew Manual. 
12-4 Fig 9 Range and Endurance 
t
n
e
c
s
e
D
f
o
te
a
R
Range
Endurance
TAS
Flare 
17.  The flare effect in autorotation will be exactly the same as for a flare in powered flight.  Rotor rpm 
will  rise  because  the  increased  inflow  angle  will  cause  the  autorotative  section  to  move  further  out 
towards the tip, and increased rotor thrust will reduce the rate of descent while flare effects last. 
Revised Mar 10   
Page 6 of 7 

AP3456 – 12-4 - Autorotation 
Avoid Area for Autorotation 
18.  To  establish  fully  developed  autorotation,  following  power  failure,  it  is  vital  to  lower  the  lever 
immediately, probably fully, depending on forward speed and how quickly the lever is lowered after power 
loss  is  detected.    At  low  forward  speed  it  may  also  be  necessary  to  gain  forward  speed.    Lowering  the 
lever and gaining forward speed will require considerable height loss before full autorotation is established 
at  a  safe  speed  to  execute  an  engine-off  landing.    If  power  failure  occurs  above  optimum  autorotation 
speed,  flare  may  be  used  to  recover  Nr  and  reduce  height  loss  as  autorotation  is  established.    At  high 
airspeed and low level there may be insufficient time to reduce speed for a safe landing, despite the use 
of the lever and flare to maintain Nr and reduce height loss as autorotation is established.  Avoid areas, 
determined by test flying, are published in the relevant aircraft Aircrew Manual; Fig 10 shows an example.  
Power failure when operating inside the avoid areas may result in an unsuccessful engine off landing as 
the  aircraft  may  be  too low and too slow, or too low and too fast, to establish full autorotation at a safe 
speed for landing.  Operation within the avoid areas should be kept to a minimum.  The relevant Aircrew 
manual should be consulted for specific techniques following power failure. 
12-4 Fig 10 Typical Autorotation Avoid Areas 
500
400
(ft)
t 300
h
ig
e
H 200
Avoid Area
100
Avoid Area
10
0
10
20
30
40
50
60
Air Speed (kt)
19.  Autorotative LandingWhen engine failure occurs at height, the aircraft has potential energy to 
dissipate  and  this  is  converted  into  kinetic  energy  during  the  descent  process  in  autorotation.    When 
near the ground, the kinetic energy stored in the rotor by virtue of its rpm is converted into work, in the 
form of a large increase in rotor thrust, by use of the collective lever, with a consequent rapid decay in 
Rrpm as the kinetic energy is used.
Revised Mar 10   
Page 7 of 7 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
CHAPTER 5 - HAZARDOUS CONDITIONS AND RECOVERY ACTION  
Ground Resonance 
1. 
Ground resonance can be defined as being a vibration of large amplitude resulting from a forced or 
self-induced  vibration  of  a  helicopter  in  contact  with,  or  resting  on,  the  ground.    The  pilot  will  recognize 
ground  resonance  from  a  rocking  motion  or  oscillation  of  the  fuselage.    If  early  corrective  action  is  not 
taken,  the  amplitude  of  the  oscillation  can  increase  to  the  point  where  it  will  be  uncontrollable  and  the 
helicopter will roll over.  The speed of onset of ground resonance can be very fast and result in extremely 
violent oscillations.  Experience has shown that, in extreme cases, there may be less than 2 seconds from 
onset  to rolling over.  It is, therefore, important that pilots are aware of the circumstances when ground 
resonance can occur, and the need to initiate appropriate recovery action immediately. 
2. 
Causes  of  Ground  Resonance.    The  initial  vibration  which  causes  ground  resonance  can 
already be present in the rotor head before the helicopter comes into contact with the ground.  Ideally 
the disc should have its centre of gravity (CG) over the centre of rotation.  However, if for any reason 
its CG is displaced, a 'wobble' will develop; the effect being similar to an unbalanced flywheel rotating 
at high speed.  Ground resonance can also be induced by the undercarriage being in light contact with 
the ground, particularly if the frequency of the oscillation of the oleos and/or tyres is in sympathy with 
the rotor head vibration. 
a. 
Rotor Head Vibration.  Rotor head vibration can be caused by: 
(1)  Blades  of  Unequal  Weight  or  Balance.    Blades  should  be  correctly  weighed  and 
balanced during manufacture, but blade damage or flight in icing conditions, which can cause 
imbalance  due  to  the  uneven  shedding  of  ice  on  the  rotor  blades,  can change the balance.  
Moisture absorption can also be a cause of imbalance. 
(2)  Faulty  Drag  Dampers.    With  a  multi-bladed  system  the  blades  should  be  equally 
spaced  and  drag  dampers  are  fitted  and  adjusted  to  ensure  this.    If  one  damper  is  faulty 
allowing that blade to assume a dragged position different to the others, the CG of the entire 
rotor will be displaced from the axis of rotation (see Fig 1). 
12-5 Fig 1 Effect of Faulty Drag Dampers 
Rotor
CG
120  
120  
120  
130  
120  
110  
Rotor
CG
 (3)  Faulty  Tracking.    Rotor  blades  are  'tracked'  to  ensure  that  the  tip  path  planes  of  all 
blades  coincide.    This  is  done  by  making  adjustments  to  the  basic  pitch  settings  of  the 
blades.    If  one  blade  has  excessive  basic  pitch,  its  tip  path  plane  will  be  higher  than  the 
others.    More  important,  it  will  have  a  higher  rotor  drag  and  will,  therefore,  maintain  an 
Revised Jul 12 
 
Page 1 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
excessive  dragged  position,  causing  an  out-of-balance  condition,  and  a  roughness  or 
vibration apparent to the pilot (see Fig 2). 
12-5 Fig 2 Faulty Tracking 
Rotor
CG
b. 
Fuselage Vibration.  Fuselage vibration can be caused by: 
(1)  Mishandling  of  the  cyclic  stick  during  landing  which  causes  the  aircraft  to  bounce  from 
side to side. 
(2)  A taxiing take-off or run-on landing over rough, uneven ground. 
(3)  Incorrect or unequal tyre or oleo pressures. 
(4)  A  wheel  dropping  into  a  hole  or  rut  on  landing,  or  deplaning  troops  contacting  the 
undercarriage when hovering in light contact with the ground. 
3. 
Susceptibility to Ground Resonance.  Helicopters with multi-bladed rotors and fully articulated 
heads  are  more  susceptible  to  ground  resonance,  since  there  are  more  areas  where  vibrations  can 
arise.    Conversely,  helicopters  with  teetering-head  two-bladed  rotors  are  almost  immune.    Similarly, 
aircraft  fitted  with  skids,  instead  of  pneumatic  tyres  and  oleos,  are  much  less  prone  to  ground 
resonance, since the part of the aircraft in contact with the ground is more rigid and less likely to initiate 
vibration.
4. 
Recovery Action.  The more appropriate of the following actions should be taken: 
a. 
If the aircraft is serviceable to fly and rotor rpm (Rrpm) are available, take-off immediately.  Rrpm 
should always be maintained in the operating range until the final landing has been completed. 
b. 
If  the  aircraft  is  not  serviceable  to  fly  or  Rrpm  are  not  available,  lower  the  lever,  close  the 
throttles and shut down.  The rotor brake should be applied as quickly as possible. 
Blade Sailing 
5. 
A  condition  known  as  'blade  sailing'  can  occur  when  a  rotor  is  starting  up  or  slowing  down  in 
strong  wind  conditions,  particularly  if  the  wind  is  gusting  (this  is  a  common  problem  with  helicopters 
aboard ships).  With the helicopter facing into wind, the advancing blade experiences an increase in lift 
and will flap up excessively due to the low centrifugal force, reaching a maximum height to the front of 
the helicopter.  As the blade progresses on the retreating side, it experiences a sudden loss of lift and 
will flap down rapidly, flex and reach its lowest position to the rear of the helicopter, over the tail cone.  
Revised Jul 12 
 
Page 2 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
There is a danger that the blade may strike the tail cone or, when the wind is from the rear, the blade 
may strike the ground.  Because of poor stick control and low Rrpm it is almost impossible to control 
blade sailing.  The effects may be minimized by displacing the stick forward and slightly into wind, or by 
facing the helicopter slightly out of wind so that the lowest point of the blade’s path does not occur over 
the tail cone.  It may also be possible to find shelter in the lee of a hangar, but it may be more turbulent 
there  and  care  is  needed.    Helicopter  pilots  should  also  be  aware  of  the  possibility  of  blade  sailing 
occurring due to the downwash from other helicopters which are hover-taxiing nearby. 
6. 
Since the condition occurs at low Rrpm in strong winds, it is advisable to slow the rotor down as 
quickly  as  possible  on  shut  down  by  using  rotor  brake.    On  start  up,  Rrpm  should  be  increased  at  a 
faster  rate  than  normal.    Limits  for  maximum  permitted  power  and  rotor  brake  are  published  in  the 
Aircrew Manual.  Safe wind limits for engaging the rotor are found in trials and are published as polar 
diagrams in the limitations section of the Aircrew Manual. 
Static and Dynamic Rollover 
7. 
Static  Rollover.    A  simple  explanation  of  static  rollover  is  that  it  occurs  when  a  helicopter  is 
parked  on  a  slope  which  is  steeper  than  it  can  negotiate.    A  normal  helicopter  could  be  expected  to 
withstand  slopes  in  the  order  of  40º  to  the  horizontal.    Static  rollover  will  occur  when  the  CG  moves 
outside the down-slope skid or undercarriage wheel (see Fig 3). 
12-5 Fig 3 Static Rollover 
8. 
Static  Rollover  -  Flying  Configuration.    Once  the  helicopter  is  in  a  flying  configuration  the 
factors  affecting  static  rollover  become  much  more  complicated.    Thus,  a  more  practical  definition 
would  be  that  static  rollover  occurs  when  all  the  forces  acting  on  the  airframe,  without  taking  into 
consideration angular momentum, cause the aircraft to roll over.  The following are brief summaries of 
the factors that determine the point at which static rollover will occur: 
a. 
Tail Rotor Thrust.  If the down-slope is in the same direction as the tail rotor thrust, then the 
tail rotor thrust will tend to roll the aircraft in that direction (see Fig 4). 
Revised Jul 12 
 
Page 3 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
12-5 Fig 4 Effect of Tail Rotor Thrust 
Tail Rotor
Thrust
b. 
Landing  Point.    As  explained  in  para  7,  any  lateral  slope  will  play  a  part  in  static  rollover.  
However,  a  nose-down  slope  will  often  increase  the  rolling  moment  due  to  the  tail  rotor  by 
effectively increasing its height above the point of rotation (Fig 5). 
12-5 Fig 5 Effect of Nose-down Slope
Fig 5a  Level Ground 
Level Ground
Tail Rotor thrust 
vertically close 
to point of rotation
Fig 5b  Sloping Ground 
Elevated position
of Tail Rotor Thrust
Sloping Ground
Note:  Extra care must be taken by pilots of Apache aircraft in this particular configuration, when 
using tail rotor thrust to control fuselage roll. 
c. 
Wind Velocity.  A crosswind in the same direction as the tail rotor thrust will tend to roll the 
fuselage  in  the  same  direction  as  the  tail  rotor  thrust.    This  effect  will  be  most  noticeable  on 
aircraft with large lateral cross-sectional areas, such as the Puma, Sea King and Merlin.  A wind 
from  the  12  o’clock  position  will  cause  the  main  rotor  blades  to  flap  back.    A  wind  from  the  up-
Revised Jul 12 
 
Page 4 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
slope direction will cause the rotor disc to flap down-slope with an additional force acting laterally 
on the fuselage (Fig 6). 
12-5 Fig 6 Wind Effect - Plan View 
Aircraft Axis
Maximum
Flap-down
Wind
Velocity
Lateral
Downslope
Component
Side
of Wind
Velocity
Rotor Disc at
Lowest
d. 
Centre  of  Gravity.    The  majority  of  helicopters  store  fuel  in  the  floor  section  or  sponsons.  
Thus a low fuel state will result in the CG being vertically higher.  This will make the aircraft less 
statically  stable.    In  addition,  a  CG  displaced  laterally  towards  the  down-slope  will  make  static 
rollover more likely (see Fig 7).  Asymmetric weapon loads on external pylons can cause extreme 
lateral movement of the CG. 
12-5 Fig 7 Centre of Gravity 
e. 
Undercarriage.  For numerous reasons, it is possible to compress the main wheels and/or oleos 
on  one  side  of  the  aircraft.    Normally  this  would  be  countered  with  lateral  cyclic;  however,  if  the 
compression  is  not  countered  then  the  effect  on  the  CG  will  be  to  move  it towards the 'compressed' 
undercarriage.  In addition, because the axis of rotation of the rotor disc is displaced, any application of 
power will tend to rotate the fuselage towards the 'compressed' undercarriage side. 
9. 
Dynamic  Rollover.    Dynamic  rollover  may  cause  a  helicopter  to  be  irreversibly  committed  to 
rolling over at angles of much less than 10º, depending on the rate of roll.  The principle contributor to 
this  condition  is  the  build-up  of  angular  velocity  of  the  helicopter  mass  about  the  skid  or  wheel  in 
contact with the ground.  The contributory factors are: 
Revised Jul 12 
 
Page 5 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
a. 
The  degree  of  slope  of  the  landing  point.    The  deck  of  a  moving  ship  will  have  the  same 
effect, possibly magnified. 
b. 
The lateral control authority available to the pilot. 
Other factors that affect the likelihood of dynamic rollover are: 
c. 
The total mass of the helicopter. 
d. 
The distance of the CG from the undercarriage. 
e. 
The tail rotor thrust (if it enhances the rolling moment initiated by collective).  This will apply to: 
(1)    Left  undercarriage  up-slope  for  aircraft  with  clockwise  rotating  blades  e.g.  Puma  and 
Squirrel. 
(2)    Right  undercarriage  up-slope  for  aircraft  with  anti-clockwise  rotating  blades  eg  Merlin, 
Lynx and Sea King. 
f. 
Extraneous  factors  concerning  the  surface  conditions  may  predispose  the  aircraft  towards 
rollover, e.g. asymmetric deck lashings or obstacles.  Landing gear might also sink through snow, 
mud or sand, or possibly freeze to the surface. 
10.  Cyclic  Roll  Power.    In  order  to  understand  why  dynamic  rollover  is  so  dangerous  once  it  has 
developed, it is important to understand the limitations of cyclic roll power.  Aircraft designers calculate the 
roll power of a helicopter to give it a specific roll rate about the axis of rotation whilst in forward flight.  The 
axis of rotation is roughly concurrent with the longitudinal axis through the CG.  The roll power is, therefore, 
calculated to be sufficient to rotate large masses with very short moment arms and small masses with long 
moment  arms.    On  sloping  ground  (or  in  other  circumstances  outlined  in  para  9),  when  a  rate  of  roll  is 
initiated with the collective, the point of rotation transfers to the up-slope undercarriage.  This new pivot point 
results in the rotation of large masses and large moment arms and therefore, higher magnitudes of angular 
momentum than the aircraft is designed to control with the cyclic. 
11.  The  Development  of  Dynamic  Rollover.    The  following  sequence  describes  the  build  up  of 
dynamic  rollover  during  take-off  from  sloping  ground,  although  it  would  apply  equally  to  crosswind  or 
deck take-offs, or to a take-off where one wheel/skid is stuck to the ground.  Fig 8 shows a helicopter 
on sloping ground with the cyclic central.  The CG is well within the undercarriage and there is a small 
tail rotor force acting up the slope. 
12-5 Fig 8 Helicopter on Sloping Ground 
Tail Rotor
Thrust
Cyclic
Control
Revised Jul 12 
 
Page 6 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
The disc is now levelled by use of the cyclic (Fig 9).  Any offset flapping hinges will produce a turning 
force on the fuselage; semi-rigid and rigid rotor heads produce more force.  As the collective lever is 
applied  the  aircraft  will  pivot  about  the  up-slope  undercarriage  and  the  CG  moves,  creating  angular 
momentum.    The  collective  power  has  now  created  a  rate  of  roll  about  the  up-slope  undercarriage 
which,  because  of  the  long  moment  arm,  creates  significant  angular  momentum.    It  is  possible, 
therefore, that application of collective can start a rate of roll about the up-slope undercarriage that is 
impossible to overcome with cyclic. 
12-5 Fig 9 Helicopter on Sloping Ground with Rotor Disc Parallel to the Horizon 
Rotor Disc parallel to Horizon
Tail Rotor
Thrust
Cyclic 
Control
moved to Vertical
12.  Recovery from Static and Dynamic Rollover.  The two types of rollover described previously act 
in opposite senses, in that static rollover will tend to roll the aircraft down the slope and dynamic rollover 
will roll the aircraft towards the up-slope.  From the pilot’s point of view, there are a number of similarities 
that call for similar aircraft handling to prevent rollover and also to recover should it start. 
a. 
Overcontrolling.    One  handling  characteristic,  which  may  lead  to  rollover  of  either  kind,  is 
overcontrolling  on  the  collective  or  cyclic.    Overcontrolling  can  lead  to  high  rotational  speeds  for 
which the cyclic roll power is insufficient to overcome; thus, a pilot’s natural reaction to counter roll 
with  cyclic  is  ineffective.    The  initial  reaction  to  un-demanded  roll  should  be  to  rapidly  lower  the 
collective  (the  chances  of  recovery  diminish  rapidly  with  time)  and  follow  with  cyclic.    Using 
smooth  collective  movements  to  initiate  a  lift  into  the  hover  is  the  best  way  to  avoid 
overcontrolling.    Care should always be employed when lifting off with AFCS disengaged as this 
often results in more rapid control responses. 
b. 
Disc  and  Aircraft  Attitude.    The  pilot  must  always  monitor  the  disc’s  attitude  in  relation  to 
the aircraft’s attitude.  The disc’s attitude can be monitored against the visual horizon and should, 
whenever  possible,  be  parallel  to  that  horizon,  particularly  when  changing  power  in  contact  with 
sloping  ground.    The  aircraft’s  attitude  is  more  difficult  to  monitor  using  external  references  and 
therefore  requires  frequent  cross-reference  to  the  attitude  indicator.    In  some  aircraft,  it  is  not 
possible to pre-position the cyclic, so a smooth application of collective prior to cyclic movement 
will suffice.  Special care must be taken at night (and particularly if using NVD) when it is difficult 
to monitor disc and aircraft attitudes. 
c. 
Wind  Velocity.    The  pilot  should  monitor  the  wind  velocity  continuously  to  anticipate  and 
prevent any adverse effects on the airframe and rotor blades. 
d. 
Centre  of  Gravity.    The  pilot  should  always  be  aware  of  the  aircraft’s  CG.    The  fore  and aft 
displacement  is  normally  calculated  and,  for  some  aircraft,  lateral  displacement  is  measurable.  
Revised Jul 12 
 
Page 7 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
However,  as  vertical  displacement  is  rarely  calculated,  pilots  must  remain  alert  to  those 
circumstances when vertical movement of CG has taken place eg low fuel states, payload changes. 
13.  Summary.    The  dangers  of  static  and  dynamic  rollover  remain  ever  present.    When  operating  on 
sloping ground, most pilots are aware of the phenomenon, and adjust their operation accordingly.  However, 
two out of three accidents caused by rollover have occurred on relatively level landing sites.  A static, stable 
helicopter can, after rotor start, quickly become unstable in certain conditions.  A running take-off/landing in a 
crosswind is one of the less obvious circumstances which may also lead to the scenarios described within 
this section.  Finally, pilots should always be careful when operating with AFCS disengaged and be alert to 
any unusual or rapid roll rates. 
Vortex Ring 
14.  Although vortices are always present around the periphery of the rotor, under certain airflow conditions 
the vortices will intensify and, coupled with a stall spreading outwards from the root end of the blade, result in 
a sudden loss of rotor thrust and a subsequent rapid loss of height.  This condition is similar in some ways to 
stalling in a fixed wing aircraft and when it occurs the helicopter is said to be in a state of vortex ring.  This 
state  can  be  entered  from  several  in-flight  manoeuvres  but  the  airflow  conditions  which  give  rise  to  its 
formation  remain  substantially  the  same  in  all  cases.    These  conditions  will  only  occur  when  all  of  the 
following are present: 
a. 
The helicopter has induced flow passing down through the disc, as occurs in powered flight. 
b. 
There is an external airflow directly opposing the induced flow, as occurs with a high rate of 
descent. 
c. 
The indicated airspeed is low. 
One flight manoeuvre from which vortex ring state can develop is when the helicopter enters a power-
assisted descent with low airspeed.  Other manoeuvres where vortex ring can develop are: 
d. 
As  a  result  of  applying  power  to  recover  from  a  low  airspeed  autorotation  without  first 
increasing the airspeed. 
e. 
Allowing  the  helicopter  to  lose  height  during  a  harsh  flare,  such  as  at  the  end  of  a  gate 
approach or a quickstop. 
f. 
Downwind approach. 
g. 
A steep approach. 
Development of Vortex Ring State 
15.  When the helicopter is hovering in still air (Fig 10), the direction of the relative airflow can be determined 
from the blade’s speed of rotation and the induced flow, both of which will have their greatest value near the 
tip.  Assuming that the ratio of the rotational velocity to induced flow is constant throughout the length of 
the blade, then the direction of the relative airflow all along the blade will be the same, but, because of 
the wash-out, the root end of the blade will have the greatest angle of attack (Figs 10b and 10c). 
Revised Jul 12 
 
Page 8 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
12-5 Fig 10 Hover 
Fig 10a  Airflow 
Induced Flow
Tip
Vortices
Fig 10b  Blade Tip 
Fig 10c  Blade Root 
RAF
Induced
Flow
RAF
Induced
Flow
16.  The effect of reducing collective pitch to commence a rate of descent is shown in Fig 11a.  When 
the descent is established, a new airflow component will exist directly opposing the induced flow which, 
in turn, will alter the direction of the relative airflow along the blade.  If, at the root end of the blade, the 
airflow from rate of descent is equal to the induced flow, then the relative airflow will be in the plane of 
rotation, causing the angle of attack to increase (Fig 11c). 
12-5 Fig 11 Slow Descent 
Fig 11a  Airflow 
Rate of Descent Flow
Fig 11b  Blade Tip 
Fig 11c  Blade Root 
Recirculatory Airflow
Induced
Flow
RAF
Rate of
Descent Flow
Induced Flow
In  the  area  of  the  tip,  the  conflicting  airflow  outside  and  inside  the  disc  will  intensify  the  tip  vortices, 
further increasing the induced flow (Fig 11b).  If the increase in induced flow has the same value as the 
Revised Jul 12 
 
Page 9 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
airflow  from  the  rate  of  descent,  a  change will take place in the direction of the airflow relative to the 
blade but, because the collective pitch has been lowered, the angle of attack in the area of the tip will 
have actually decreased (Fig 11b). 
17.  If  the  collective  pitch  lever  is  lowered  further,  the  rate  of  descent  will  again  increase  (Fig  12a).  
The  process  will  be  repeated,  and  eventually  a  condition  will  be  reached  where  the  root  end  of  the 
blade will reach its stalling angle (Fig 12c).   
12-5 Fig 12 Vortex Ring State
Fig 12a  Airflow 
Stall
Fig 12b  Blade Tip 
Fig 12c  Blade Root 
Recirculatory Airflow
Induced
Flow
RAF
Rate of
Descent Flow
Induced Flow
At this stage, rotor thrust is decreasing both at the tip of the blade, due to the vortices, and at the root of 
the  blade,  because  of  its  stalled  condition,  leaving  an  area  in  between  to  produce  the  rotor  thrust 
necessary to balance the weight.  Any further increase in rate of descent resulting from lowering the lever 
will  further  reduce  the  area  of  the  blade  that  is  effectively  producing  rotor  thrust.    Once  a  condition  is 
reached where rotor thrust becomes insufficient to balance the weight, then the rate of descent will rapidly 
increase, being as high as 8,000 fpm on some types of helicopter.  Wind-tunnel experiments indicate that 
vortices form and intensify in a most erratic manner, subjecting each blade inboard from the tip to large 
and sudden variations in angle of attack.  Dissymmetry of rotor thrust occurs and the helicopter will pitch, 
roll  and  yaw  to  no  set  pattern,  making  control  of  the  aircraft  extremely  difficult.    In  the  fully  developed 
vortex ring state, raising the collective pitch lever will only aggravate the condition and, instead of checking 
the rate of descent, it will cause it to increase.  The higher the all-up weight (AUW) of the helicopter for a 
given  Rrpm,  the  higher  the  collective  pitch  setting  necessary  to  maintain  the  hover  at  the  given  Rrpm.  
Consequently, vortex ring state can occur at an earlier stage in a heavily-laden helicopter than it would in 
a lightly-laden one, under the same conditions. 
Effects of Vortex Ring State and Recovery Action 
18.  Effects of Vortex Ring State.  The onset of vortex ring state can be identified from the following 
effects: 
Revised Jul 12 
 
Page 10 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
a. 
Significant vibration caused by vortices forming and breaking away, and the stall at the root 
increasing the pitch control forces. 
b. 
Random  pitching  and  rolling  due  to  the  complex  airflow  causing  the  rotor  blades  to  flap 
without control inputs. 
c. 
Fluctuating power demands and torque indications due to large changes in rotor drag. 
d. 
Random yawing caused by the tail rotor being in the unstable airflow from the tip vortex region. 
e. 
Slow control response caused by the reduced length of rotor blade which is producing thrust 
and, therefore, able to respond to control inputs. 
f. 
Rapid increase in rate of descent. 
19.  Recovery From Vortex Ring.  If the vortex ring is allowed to develop, a very high rate of descent 
will occur.  An incipient stage can be identified by an increasing rate of descent with power on.  This will 
be accompanied by an increase in vibration and random pitch, roll and yaw.  Recovery action must be 
taken  at  this  stage  because  recovery  from  a  fully  developed  vortex  ring  state  may  be  impossible 
because control response is so restricted.  The recovery requires the following: 
a. 
Increasing airspeed by a large nose-down attitude change, then applying power 
b. 
If  sufficient  height  is  available,  entering  auto-rotation  by  reducing  power  to  zero  and  then 
gaining airspeed; however, it may be impossible to prevent the rotor over speeding. 
20.  Avoidance  of  Vortex  Ring.    The  actions  described  in  sub-paras  19a  and  19b  both  entail  a 
considerable  loss  of  height,  but  the  conditions  in  which  vortex  ring  may  occur  are  those  close  to  the 
ground.  Therefore, the following stages of flight should be carried out with great care: 
a. 
Vertical descent.  When descending vertically into a confined area from above the level of 
the obstacles, it is difficult to judge height and a high rate of descent can develop (Fig 13). 
12-5 Fig 13 Vertical Descent 
b. 
Steep  Approach.  In light winds, a misjudged steep approach can cause the conditions for 
vortex ring (see Fig 14). 
Revised Jul 12 
 
Page 11 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
12-5 Fig 14 Steep Approach 
Flying Too High
Steep
Approach
Intended Flight Path
c. 
Downwind Manoeuvres.  Downwind manoeuvres result in low or negative airspeeds (Fig 15). 
12-5 Fig 15 Low Airspeed During Downwind Manoeuvre 
Wind 10 kt
Airspeed 0 kt
Groundspeed 10 kt
d. 
Quick  Stop  Flares.    When  a  helicopter  is  flared  in  a  quick  stop,  the  horizontal  airflow  past 
the rotor comes more nearly from below as the disc is tilted back.  If a rate of descent develops, 
the airflow directly opposes the induced airflow (Fig 16). 
12-5 Fig 16 Quick Stop Flare 
Large Nose-up
Attitude
Rate of Descent
Develops
If  a  recovery  is  made  from  a  practice  autorotation  by  increasing  power  in  the  flare,  before  levelling  the 
helicopter, the situation is similar to the quick stop.  This is not so when carrying out an engine-off landing, 
when the rotor is autorotating until the lever is raised to cushion the touchdown.  If recovery from a slow 
speed autorotation is made with low airspeed, the situation is similar to descending into a clearing. 
Tail Rotor Failure 
21.  The primary function of the tail rotor is to produce a variable thrust to counter torque reaction from 
the main rotor system and to change aircraft heading in the hover, so that a balanced condition can be 
maintained  throughout  the  flight  envelope  (see  Volume  12,  Chapter  3).    A  failure  or  malfunction  will 
cause  the  tail  rotor  thrust  to  become  fixed  anywhere  between  zero  (e.g.  drive  failure)  and  maximum 
Revised Jul 12 
 
Page 12 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
(e.g.  pitch  control  failure).    Successful  recovery  to  a  safe  landing  will depend upon the pilot’s speedy 
and  accurate  assessment  of  the  nature  of  the  problem.    The  following  paragraphs  are  intended  as 
general  guidelines  for conventional helicopters, detailed procedures for specific types will be found in 
Flight Reference Cards . 
22.  Structural Failure.  In powered flight, structural failure of the tail rotor will result in an immediate yaw 
in the direction opposite to main rotor rotation, with severe vibration.  If part of the assembly has become 
detached, there is likely to be a sharp nose-down trim change.  Imbalance in a large rotating mass would 
impose unacceptable stress loadings, and the immediate response must be to lower the collective fully, 
shut down the engines, and carry out an engine-off landing (EOL), maintaining positive airspeed. 
23.  Drive Failure in Forward Flight.  Tail rotor drive failure in forward flight results in a sharp yaw in 
the direction opposite to main rotor rotation, with the loss of pedal control.  The immediate action is to 
lower the collective fully to reduce yaw, regain control of the aircraft, and assess height.  Pilots should 
be  aware  that  ASI  readings  will  be  unreliable  due  to  sideslip,  and  that  loss  of  airspeed  at  this  stage 
may  lead  to  loss  of  control.  If  height  is  insufficient  for  a  reasonable period in autorotation, shut down 
the engines and carry out a progressive flare EOL, ideally retaining some forward speed for a run-on 
landing to provide directional stability.  The tailwheel or back end of the aircraft can be dragged along 
the ground in the flare attitude to prevent excessive yaw as the airspeed decreases during the landing 
run.  If an immediate EOL is inadvisable, and height permits, establish autorotation at about 65 to 70 
kt, then apply power gradually to find a power/speed combination at which directional stability can be 
maintained in level flight.  Cyclic pitch changes will be required to counter yaw as power is increased, 
and bank in excess of 20º will probably be necessary to hold a heading with level flight power applied.  
Manoeuvres under power will require extreme caution.  Turns should be made in the direction of main 
rotor  rotation  if  possible;  turns  in  the  opposite  direction  (which  are  probably  achieved  merely  by 
reducing bank) may induce excessive side-slip, leading to loss of airspeed, an increased rate of yaw, 
and  the  risk  of  entry  into  an  uncontrollable  spiral  descent.    Finally,  although  an  EOL  is  normally  the 
better  choice,  if  aircraft  performance,  landing  site,  or  weather  considerations  dictate  the  need  for  a 
powered landing, the first priority is to determine the minimum speed at which control and heading can 
be  maintained.    Minimum  approach  and  touchdown  speeds  should  then  be  at  least  15  kt  and  5 kt 
higher, respectively.  The landing site must be wide enough to accept the inevitably curved landing run.  
A slightly nose-up flare (not more than 5º) is recommended a few feet above the ground, whilst gently 
lowering the collective to maintain the rate of descent.  The aircraft is then levelled laterally, and as the 
wheels/skids touch, the collective is lowered fully and the engines shut down immediately.  Asymmetric 
wheel braking can be applied to keep straight. 
24.  Drive Failure in the Hover.  The consequences of tail rotor drive failure are most severe in the 
hover  since,  without  forward  speed,  both  the  facility  to  apply  cyclic  turn  against  the  yaw,  and  the 
directional stability derived from the fuselage/tail boom, are lost.  Because of the high power setting in 
the hover, the rotation forces are strong; the yaw at failure will be very rapid, and may be accompanied 
by  violent  attitude  changes  in  pitch  and  roll  which,  if  allowed  to  develop,  could  cause  pilot 
disorientation.    From  a  low  hover  the  recommended  action  is  to  shut  down  the  engines  immediately, 
attempt  to  level  the  aircraft,  and  cushion  the  touchdown  with  collective.    In  a  high  hover  the  problem 
may  be  complicated  by  a  deployed  winch cable or an underslung load; if the engines are shut down, 
the aircraft is likely to reach the ground with too high a rate of descent and insufficient main rotor rpm.  
Clearly  the  collective  will  probably  need  to  be  lowered  to  reduce  yaw  but  subsequent  actions  will 
depend  on  aircraft  performance,  AUW,  wind  and  terrain.    In  any  case,  the  engines  must  be  stopped 
before the collective is raised for touchdown.  Power-on landings have been made in the past but some 
aircraft types do not lend themselves to this course of action. 
Revised Jul 12 
 
Page 13 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
25. Pitch  Control  Failure.    Control  failure  can  leave  the  tail  rotor  pitch  fixed  anywhere  between 
maximum  and  minimum,  and  the  pedals  could  be  free,  stiff,  or  jammed.    The  first  action  must  be  to 
control  the  aircraft  and  attempt  to  climb  to  a  safe  height  to  carry  out  systems  checks.    If  pitch  control 
cannot be regained it is essential to ascertain broadly the setting at which it has become fixed, since the 
effects at the opposite extremes of the range will be reversed.  Thus, with a fixed high value of tail rotor 
pitch, the selection of mid-power cruise settings will result in a tendency to yaw in the direction of turn of 
the main rotor.  Lowering the collective will increase the yaw, and a power increase will reduce it.  Clearly 
this  is  not  a  safe  condition  for  autorotation  or  an  EOL.    Conversely,  the  selection  of  mid-power  cruise 
settings with tail rotor pitch fixed in the negative range will result in a yaw opposite to the direction of turn 
of the main rotor; raising the collective will increase the yaw and a power reduction will lessen it. 
a. 
Control  Failure  at  High  Pitch  Settings  in  Forward  Flight.    With  the  tail  rotor  fixed  in  high 
pitch, the main rotor thrust will need to be in the upper range to maintain balance, and even small power 
reductions must be made with great caution.  If the tail rotor pitch has 'thrown-on' to its normal top limit 
or  beyond,  some  degree  of  yaw  might  not  be  containable  at  the  lower  power  settings  for  a  descent.  
Before attempting a descent, it is important to establish the lowest collective position at which yaw in the 
direction  of  main  rotor rotation is acceptable, and it must not be set below this position until after the 
aircraft has landed.  The descent must then be a compromise between the need for a low airspeed with 
a high power setting, and the requirement to convert speed into cyclic turn.  Uniquely in this case, a low 
speed spiral descent in the direction opposite to main rotor rotation would appear to be the best course 
of  action.    Attempt  to  level  the  aircraft  using  cyclic  and  collective  immediately  prior  to  reaching  the 
ground, and when firmly in contact, shut down the engines before fully lowering the collective. 
b. 
Control Failure at High Pitch Settings in the Hover.  Without forward speed, neither cyclic 
turn nor the airframe’s inherent directional stability can counter yaw.  However, if tail rotor control 
failure occurs in the hover, the power settings are likely to be high, and the rate of yaw ought not 
to be excessive.  In the low hover the recommended recovery is to lower the collective and get the 
aircraft onto the ground quickly, before the tail rotor induced yaw has time to develop, stopping the 
engines immediately on touchdown.  From the high hover, the best course of action is probably to 
apply power, gain airspeed and then proceed as for failure in forward flight.  Alternatively, it may 
be possible to inch down vertically, but the aircraft is likely to be rotating under the influence of tail 
rotor torque throughout the descent. 
c. 
Control  Failure  at Low Pitch Settings.  The symptoms of control failure at low pitch settings 
are obviously similar to, but less severe than, those of drive failure, and the recommended actions are 
also similar in general terms.  However, in this case a powered landing is considered preferable to the 
EOL alternative. 
Loss of Tail Rotor Effectiveness (LTE) 
26.  LTE is a phenomenon that can happen to any single main rotor helicopter during low speed flight 
(≤ 40 kt).  It manifests itself as an uncommanded yaw rate that, if not corrected promptly, can rapidly 
increase and lead to loss of directional control.  The direction of uncommanded yaw is dependent on 
the  direction  of  rotation  of  the  main  rotor  and  the  consequent  direction  of  thrust  of  the  tail  rotor.  
Helicopters  with  a  clockwise-rotating  main  rotor  would  experience  uncommanded  yaw  to  the  left  with 
the opposite being true of helicopters with an anti-clockwise-rotating main rotor.  LTE is dependent on 
features  such  as  the  size  of  the  helicopter  and  the  geometric  and  aerodynamic  relationship  between 
the  main  and  tail  rotors,  thereby  varying  the  susceptibility  of  different  helicopter  types.    LTE  is  an 
Revised Jul 12 
 
Page 14 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
aerodynamic  effect  and  not  a  result  of  mechanical  malfunction.    The  following  paragraphs  highlight 
scenarios and conditions with reference to a clockwise rotating main rotor. 
27.  Factors Affecting Control of Yaw
a. 
Tail  Rotor  Thrust  Margin.    The  tail  rotor  is  designed  to  produce  sufficient  thrust  such  that 
heading control can be maintained at all points within the flight envelope.  When operating at the edge 
of the low speed area of the flight envelope, there will be an amount of tail rotor authority remaining and 
therefore  a  tail  rotor  thrust  margin.    This  may  be  indicated  by  the  amount  of  residual  pedal  travel.  
Helicopters with a small tail rotor thrust margin are more susceptible to LTE, are likely to experience a 
greater rate of uncommanded yaw, and will be more difficult to recover. 
b.
Relative  Wind.    Flight  trials  and  wind  tunnel  tests  have  shown  that  there  are  three  relative 
wind  regions  that  create  an  environment  in  which  LTE  can  occur.    The  size  of  these  regions  is 
dependent  on  helicopter  type,  so  the  figures  indicate  typical  regions  only.    Two  of  the  three 
regions  are  dependent  on  main  rotor  rotation  direction  and,  for  simplicity,  these  areas  are 
described  with  reference  to  a  clockwise  rotating  main  rotor.    Where  appropriate,  the 
corresponding  region  for  an  anti-clockwise  rotating  main  rotor  is  noted  at  the  end  of  each  sub-
para.  The regions are: 
(1)    Main  Rotor  Vortex  Interference  (030º  to  080°).    Relative  winds  in  this  region,  at 
velocities  in  the  10  to  30 kt range, can cause the main rotor vortex to be blown into the tail 
rotor,  thereby  creating  a  turbulent  environment  (see  Fig  17).    As  the  vortex  passes  through 
the tail rotor, the angle of attack can change markedly with consequent large changes in tail 
rotor thrust.  Pilots need to react positively to prevent an excessive rate of yaw to the left from 
developing.  (Anti-clockwise region is 280° to 330°). 
12-5 Fig 17 Main Rotor Disc Vortex Interference 
000
330
030
300
40
060
30
20
270
090
240
120
210
150
180
(2)  Downwind (120° to 240°).  Relative winds in this region will attempt to weathercock the 
helicopter into wind (see Fig 18).  Again, pilots need to react positively to control the heading 
or rate of turn. 
Revised Jul 12 
 
Page 15 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
12-5 Fig 18 Downwind 
000
330
030
300
40
060
30
20
270
090
240
120
210
150
180
(3)  Right Crosswind (030° to 150°).  Relative winds in this region can result in the development 
of a vortex ring state of the tail rotor, as its induced flow will be opposed by the crosswind (see Fig 
19).  As vortex ring develops, the thrust produced by the tail rotor will vary markedly making control 
of heading or yaw rate difficult.  This may induce an element of overcontrolling by the pilot, which 
may lead to LTE.  (Anti-clockwise region is 210° to 330°). 
12-5 Fig 19 Right Crosswind 
000
330
030
300
40
060
30
20
270
090
240
120
210
150
180
Fig 20 shows a combined azimuth diagram with the areas of overlap highlighted.  Slow reaction to 
uncommanded  yaw  in  one  region  could  lead  to  a  rapidly  accelerating  rate  of  yaw  as  an  overlap 
area is entered. 
12-5 Fig 20 Areas of Overlap 
000
330
030
300
40
060
30
20
270
090
240
120
210
150
180
Revised Jul 12 
 
Page 16 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
c. 
Manoeuvring.  During low speed manoeuvres, power requirements, and therefore tail rotor 
thrust, can vary markedly, especially if translational lift is lost.  If a low speed left hand turn is being 
flown,  any  reduction  in  wind  awareness  may  lead  to  a  reduction  in  IAS  and  a  consequent 
increased  power  requirement  in  order  to  maintain  height.    A  large  power  demand  will  require  a 
large increase in tail rotor thrust thereby increasing the potential for LTE. 
d. 
Wind  Velocity.    A  steady  wind  velocity  can  make  assessment  of  the  onset  of  LTE  easier.  
However,  there  are  many  environments  in  which  wind  velocity  can  change  markedly.    For 
example,  during  mountain  flying,  rapid  and  unexpected  changes  of  both  wind  direction  and 
strength  can  occur.    These  changes  could  lead  to  LTE  as  a  combination  of  factors  mentioned 
previously.    Additionally,  inadvertent  operation  outside  the  published  flight  envelope  could  occur 
making recovery from LTE impossible. 
e. 
Ground  Effect.    LTE  is  possible  in  both  Inside  Ground  Effect  (IGE)  and  Outside  Ground 
Effect (OGE) flight but is more likely in OGE due to the greater collective pitch settings. 
f. 
Other  Factors.    Any  increase  in  power  requirement  needs  more  collective  pitch  and 
therefore greater tail rotor thrust.  The following factors should be considered: 
(1)  Increased Aircraft Mass. 
(2)  Higher Density Altitude. 
(3)  Main Rotor Droop. 
(4)  Overcontrolling. 
Pilots should be aware that LTE is possible if they enter a flight profile where one or a combination of 
the above factors is present.  They should recognise the onset and react quickly before it develops. 
28.  LTE  Conducive  Flight  Profiles.    The  factors  described  in  para  27  will  vary  according  to 
helicopter type.  However, there are certain flight profiles where LTE is more likely to occur, regardless 
of type.  Note that this list is not exhaustive. 
a. 
Reconnaissance. 
b. 
Weapons Firing. 
c. 
Searching. 
d. 
Winching. 
e. 
Underslung Loads (USLs). 
f. 
Confined Areas. 
g. 
Mountain Flying. 
Revised Jul 12 
 
Page 17 of 18 

AP3456 – 12-5 - Hazardous Conditions and Recovery Action 
29.  Recovery  Action.    Having  encountered  LTE,  recovery  action  will  vary  according  to  the 
circumstances, but the suggested actions should be: 
a. 
Maintain full yaw-opposing pedal. 
b. 
Increase forward airspeed. 
c. 
If height above the ground allows, lower the lever. 
Carrying  out  the  first  two  actions  simultaneously  will  allow  yaw  control  to  be  regained  in  the  shortest 
time.  Knowledge of helicopter performance and handling characteristics (especially any stated critical 
azimuths) and maintenance of situational awareness are the best tools for assisting with prevention of 
LTE.    The  conditions  for,  and  onset  of,  LTE  can  be  nebulous;  early  detection  followed  by  positive 
corrective action is essential to prevent prolonged loss of control. 
30.  Warning.  A natural pilot reaction, particularly if close to the ground, might be to raise the lever.  
This should only be done in the knowledge that it will increase the rate of uncommanded yaw. 
Revised Jul 12 
 
Page 18 of 18 

AP3456 – 12-6 – Helicopter Power Requirements 
CHAPTER 6 - HELICOPTER POWER REQUIREMENTS 
Introduction 
1. 
The  power  required  to  maintain  level  flight  in  a  helicopter  will  vary  from  the  hover  to  maximum 
forward speed. This chapter considers, in detail, how and why these requirements vary.  
Work 
2. 
If a body is to be moved from one position to another, then a force must be applied to overcome 
the  resistance  to  movement.    When  the  body  is  moved,  work  is  said  to  have  been  done,  and  it  is 
calculated by multiplying the force used by the distance that the body has been moved.  The resistance 
set up by the rotor blades to be turned, or the resistance caused by moving the fuselage through the 
air, is termed drag.  Since, in any state of equilibrium, force equals drag, then work must equal drag ×
distance. 
Power 
3. 
Power is defined as the rate of doing work, or the ratio of the work done to the time taken.  Therefore: 
Work
Power 
=  
Time
Drag × Distance
 
 
=  
Time
Distance
But   
 = Velocity,     and therefore 
Time
Power   =  
Drag × Velocity 
 
 
=  
Drag × TAS 
The equation for calculating drag is: 
Drag  
=  
CD½ρV2S 
therefore,   Power  =  
CD½ρV2S × Velocity. 
Assuming CD½ρS is constant, (K), 
Power 
=  
KV2 × V   =  
KV3
The resistance, or drag, of a body moving through the air will vary as the square of the speed, but the 
power required to balance the drag will vary as the cube of the speed.  Power is normally expressed in 
terms of kilowatts (1 kw is equal to 737.6 foot pounds force/sec). 
Revised Feb 11   
Page 1 of 6 

AP3456 – 12-6 – Helicopter Power Requirements 
POWER REQUIRED 
Introduction 
4. 
The  power  required  by  the  rotor  to  maintain  level  flight  throughout  the  helicopter’s  speed  range 
can be considered under three headings: 
a. 
Rotor Profile Power. 
b. 
Induced Power. 
c. 
Parasite Power. 
Rotor Profile Power  
5. 
Rotor Profile power is the power required to drive the rotor at minimum pitch at a constant Nr, plus 
the power required to drive the tail rotor and all ancillary equipment.  With minimum pitch applied, there 
is  drag on the blades as they rotate.  As the speed of the airflow past the rotor increases, the profile 
drag  (Zero  Lift  Drag,  see  Volume  1,  Chapter  5)  of  the  advancing  blade  is  increased,  and  that  of  the 
retreating blade is reduced.  There is, however, an imbalance because the amount by which the drag is 
increased  on  the  advancing  blade  is  greater  than  the  amount  by  which  the  drag  is  reduced  on  the 
retreating  blade  and  so,  as  airspeed  increases,  the  power  required  to  maintain  Nr  will  also  increase.  
Furthermore, since power increases in proportion to speed cubed, the graph representing rotor profile 
power  might  be  expected  to  rise  very  steeply.    This  is  not  the  case,  however,  because  in  the  early 
stages  of  the  increase  in  airspeed,  the  tail  rotor  experiences  translational  lift  and  therefore  less  pitch 
and  less  power  are  required  to  keep  the  aircraft  straight.    The  conventional  tail  rotor  also  flaps  back 
and so obtains flare effect leading to a small further saving in power.  As forward speed increases, the 
rotor  profile  power  curve  rises  only  slowly at first but rises more rapidly in the higher speed range as 
the  beneficial  effects  of  the  conventional  tail  rotor  are  over-ridden  by  the  increasing  drag,  see  Fig  1.  
The fenestron is different in that the aerofoil section of the cambered fin provides thrust in the required 
direction  as  airspeed  increases,  and  hence  the  tail  rotor  requires  less  power  as  airspeed  increases.  
This applies up to about 120 kt. 
12-6 Fig 1 Rotor Profile Power 
Rotor Profile Power
r
e
w
(Conventional Tail Rotor)
o
P
TAS
Induced Power 
6. 
When the collective pitch is minimum, there is virtually no rotor thrust being produced.  In order to 
increase rotor thrust, it is necessary to increase blade pitch and this leads to an increase in rotor drag.  
To maintain Nr, the power must be increased to overcome the rising drag.  This increase in power is 
known as the induced power because it is the extra power required to overcome the rise in drag when 
Revised Feb 11   
Page 2 of 6 

AP3456 – 12-6 – Helicopter Power Requirements 
the  blades  are  inducing  air  to  flow  down  through  the  rotor.    As  explained  in  Volume  12,  Chapter  3, 
induced flow diminishes with forward speed, and less collective pitch is needed to produce the required 
angle of attack.  The curve of induced power will start at a position on the vertical axis of the graph at 
Fig 2 and will fall rapidly at first due to the onset of translational lift, and then fall more slowly as forward 
speed  increases.    The  ground  effect,  shown  by  the  dotted  line,  will  also  reduce  power  required  to 
hover.  Induced power accounts for approximately 60% of the power required to hover. 
12-6 Fig 2 Induced Power 
Ground Effect
r
e
w
o
P
Induced Power
TAS
Parasite Power 
7. 
As the helicopter speed increases, so does fuselage parasite drag and the rotor disc needs to be 
tilted progressively further forward to provide an increasing horizontal component of total rotor thrust to 
balance the parasite drag.  The further forward the rotor disc is tilted, the greater the horizontal airflow 
through  the  disc  becomes.    This  component  adds  to,  and  increases,  the  induced  airflow  hence 
increasing  rotor  drag.    Parasite  power  is  the  power  required  to  overcome  this  increasing  rotor  drag.  
Parasite power increases as V3, see Fig 3. 
12-6 Fig 3 Parasite Power 
Parasite
r
e
Power
w
o
P
TAS
Power Required 
8. 
The  power  required  to  maintain  the  helicopter  in  steady  straight  and  level  flight  at  any  given 
forward speed will be the combination of rotor profile power, induced power and parasite power for that 
speed, see Fig 4. 
Revised Feb 11   
Page 3 of 6 

AP3456 – 12-6 – Helicopter Power Requirements 
12-6 Fig 4 Power Required 
Total
Power
Required
r
e
w
Parasite
o
P
Power
Rotor
Profile
Power
Induced
Power
TAS
Power Available 
9. 
For a helicopter, the power available is considered to be the power which is available to the rotor 
and  not  that  which  is  available  from  the  rotor.    For  any  given  altitude,  this  power  will remain more or 
less constant and it, therefore, appears on the power graph as a straight line, see Fig 5. 
10.  Performance.    The  performance  of  a  helicopter  will  lie  in  the  relationship  between  the  power 
available and the power required - the greater the difference between them the greater the margin of 
power.    From  Fig  5,  it  can  be  seen  that  a  surplus  of  power  available  over  the  power  required  exists 
over the greater part of the speed range.  The greater the power margin the more power can be used 
for manoeuvring or for climbing. 
11.  Significant Speeds.  Significant speeds are marked on Fig 5. 
a. 
The best rate of climb speed is at point 1, the maximum power margin. 
b. 
Vmax occurs at point 2, where there is no longer power available to accelerate the helicopter in 
level flight. 
c. 
Minimum power required, and also minimum fuel consumption, occur at point 1.  This is the 
endurance speed and, for most helicopters, is around 60 kt to 70 kt. 
d. 
The range speed occurs at point 3 where a tangent from the origin to the curve indicates the 
best ratio of power required to airspeed. 
Revised Feb 11   
Page 4 of 6 

AP3456 – 12-6 – Helicopter Power Requirements 
12-6 Fig 5 Power Available/Power Required 
Power Available
2
Hover (OGE)
Power
Maximum Power
Margin
Margin
Power
Hover (IGE)
Required
3
1
r
e
w
o
P
TAS
Endurance
Range Speed
Maximum
Speed
(Still Air)
Straight &
Level Speed
Effect of Limited Power 
12.  With  changes  in  air  density,  weight  and  altitude,  the  power  available  and  power  required  curves 
will  move  closer  together,  and  power  available  may  eventually  be  sufficient  to  hover  only  with  the 
assistance  of  ground  effect;  in  extreme  conditions,  there  may  be  insufficient  power  to  hover  at  all.  
Under  these  conditions,  there  will  be  a  minimum  speed  below  which,  even  with  ground  effect,  the 
helicopter cannot maintain height (see Fig 6). 
12-6 Fig 6 The Effect of Reduced Power Available on Helicopter Performance 
Hover out of Ground
Effect not Possible
Hover in
Ground Effect
Power Available
Power Required
r
e
(High Altitude/auw)
w
o
P
TAS
Minimum
Best Climbing
Level Speed
Angle Speed
Revised Feb 11   
Page 5 of 6 

AP3456 – 12-6 – Helicopter Power Requirements 
Power Checks 
13.  Conditions  at  the  take-off  and  landing  areas  may differ, and in order that the pilot may make an 
airborne  assessment  of  the  power  available  before  committing  himself  to  a  landing,  a  simple  power 
check  can  be  carried  out.    When  flying  straight  and  level  at  a  predetermined  speed  and with landing 
Rrpm, the torque required to maintain that speed is noted.  The difference between this torque and the 
maximum available represents the power margin which, by reference to prepared data, can be used to 
determine  the  slow  speed  capabilities  of  the  helicopter.    A  similar  check  can  be  carried  out  while 
hovering and before moving into forward flight, in order to assess the take-off capabilities. 
14.  In  making  the  check  of  power  available,  some  allowance  must  be  made  if  the  helicopter  is 
operating above the altitude where the rotor is most efficient.  Information on this is available from the 
Operating Data Manual for the aircraft. 
Best Climbing Angle 
15.  When operating with limited power, the helicopter must be moving forward in order to climb.  To 
assess  the  steepest  climbing  angle,  it  is  necessary  to  find  the best rate of climb/forward speed ratio.  
This can be determined by drawing a line from the point where the power available line cuts the vertical 
axis of the graph, tangential to the power required curve (see Fig 6).  The point of tangency indicates 
the speed for maximum climbing angle, and this will always be less than the speed for maximum rate 
of climb. 
Turning 
16.  In addition to providing a component to balance the weight and a thrust force to maintain speed, 
the  total  rotor  thrust  must  supply  a  further  component  to  change  the  direction  of  the  helicopter  in  a 
balanced turn, and the greater the angle of bank, the greater this force must be.  Its effect is similar to 
an increase in weight; with 30° of bank, the apparent weight increases by 15%, with 60° of bank, the 
apparent  weight  will  increase  by  100%.    More  collective  pitch  and,  therefore,  more  power  will  be 
required to maintain height in the turn, and the effect on the power required curve is to cause it to move 
up  the  graph.    The  maximum  angle  of  bank  to  maintain  a  level  turn  is  reached  when  full  power  is 
applied and best climbing speed is maintained.  If bank is increased beyond this point, any attempt to 
maintain  height  by  use  of  lever  will  result  in  loss  of  Rrpm,  due  to  overpitching,  see  Volume  12, 
Chapter 1 and Volume 12, Chapter 12. 
Revised Feb 11   
Page 6 of 6 

AP3456 – 12-7 – Helicopter Stability 
CHAPTER 7 – HELICOPTER STABILITY 
Introduction 
1. 
Stability  is  discussed  in  some  detail  in  Volume  1,  Chapter  17,  with  particular  reference  to  fixed 
wing aircraft.  For the sake of completeness the following paragraph summarizes stability generally and 
the rest of the chapter is devoted specifically to stability in helicopters. 
2. 
Stability can be simply classified as static stability or dynamic stability. 
a. 
Static Stability.  If an object is disturbed from a given position and following this disturbance 
it tends to return to this position of its own accord, it is said to be statically stable.  If, following the 
disturbance, it continues to move further and further away from its original position, it is said to be 
statically unstable; if it remains in the disturbed position, it is said to be statically neutrally stable.  
Figs 1a, 1b and 1c illustrate this. 
12-7 Fig 1 Static Stability 
Fig 1a Stable 
Fig 1b Unstable 
Fig 1c Neutrally Stable 
b.
Dynamic Stability.  If an object is statically stable it will return to its original position, but in doing 
so, it may initially overshoot.  If the amplitude of the oscillations decreases and dies out, it is said to be 
dynamically  stable.    If  the  amplitude  of  the  oscillations  increases,  then  it  is  said  to  be  dynamically 
unstable,  and  if  the  oscillations  continue,  but  at  a  constant  amplitude,  it  is  said  to  be  dynamically 
neutrally stable.  Figs 2a, 2b and 2c illustrate this. 
Revised Mar 10   
Page 1 of 5 

AP3456 – 12-7 – Helicopter Stability 
12-7 Fig 2 Dynamic Stability 
Fig 2a Stable 
Fig 2b Unstable 
Fig 2c Neutrally Stable 
Stability in the Hover 
3. 
Consider a helicopter hovering in still air when a gust of wind affects the rotor disc from the side.  The 
disc  will  flap  away  from  the  wind  and,  if  no  corrective  action  is  taken  by  the  pilot,  the helicopter will move 
away  from  the  gust.    After  a  short  while,  the  gust  of  wind  dies  out  but,  because  the  helicopter  is  moving 
sideways, it will now experience an airflow coming from the opposite direction.  The helicopter will now slow 
down as the disc begins to flap away from this new airflow; in addition, the fuselage will tend to follow through 
as an overswing, thereby tilting the disc further than it was tilted before, and the helicopter will move sideways 
back towards its original position faster than it originally moved away.  The movement of the helicopter will 
result in it experiencing continual sideways changes in the airflow affecting the disc and, although it will be 
statically stable, because the amplitude of the oscillations will be continually increasing, it will be dynamically 
unstable.  The effect of a gust of wind from any direction will produce the same effect on the disc, therefore 
the helicopter is dynamically unstable in the pitching and rolling planes. 
4. 
A  gust  of  wind  will  also  affect  the  tail  rotor.    If,  for  example,  the  helicopter  has  a  starboard 
mounted  rotor  and  is  struck  by  a  gust  from  the  starboard  side,  the  tail  rotor’s  angle  of  attack  will 
decrease.    Assisted  by  the  weathercock  action  of  the  fuselage,  the  helicopter  will  then  yaw  into  the 
gust, i.e. to starboard.  The aircraft will also move away from the gust and in so doing it will reduce the 
effect  of  the  gust  on  the  tail rotor.  The aircraft will then experience an airflow from its own sideways 
movement and the aircraft will yaw to port.  Following the movement of the helicopter as in para 3, it 
can  be  seen  that  the  fuselage  will  be  alternately  yawing  to  port  and  starboard  with  each  successive 
sideways movement of the helicopter.  Therefore, when hovering, the helicopter is statically stable but 
dynamically unstable in the yawing plane. 
Stability in Forward Flight 
5. 
If  a  gust  of  wind  from  the  starboard  side  strikes  the  fuselage  of  a  helicopter  with  a  starboard 
mounted tail rotor in forward flight, the immediate effect is for the tail rotor’s angle of attack to decrease 
and  the  helicopter  to  yaw  to  starboard.    But  the  inertia  of  the helicopter will continue to keep it on its 
Revised Mar 10   
Page 2 of 5 

AP3456 – 12-7 – Helicopter Stability 
original flight path; weathercock action will then return the fuselage to its original position.  In forward 
flight, therefore, the helicopter is both statically and dynamically stable in the yawing plane. 
6. 
If a gust of wind affects the disc from ahead, the disc will flap back, and forward thrust will reduce 
and the aircraft will decelerate.  Because the centre of gravity is below the thrust line, the inertia of the 
fuselage will cause the aircraft to pitch nose up, taking the disc back further and thus decreasing speed 
even more.  When the speed has stabilized at a lower figure, the fuselage will start to pitch down below 
its  original  position  (pendulosity):  at  the  same  time  the  disc  will  flap  forward  relative  to  the  fuselage 
(reduced  flap  back  due  to  lower  speed).    Now  the  speed  will  start  to  increase  with  the  helicopter 
descending in a shallow dive and, as the speed increases, the disc will begin to flap back again and the 
cycle  will  be  repeated,  but  with  increasing  amplitude.    The  helicopter  will  finally  be  pitching  outside 
control limits unless cyclic correction is applied early in the cycle.  The helicopter is, therefore, statically 
stable  because  each  oscillation  will  take  it  through  its  original  position,  but  is  dynamically  unstable 
because the amplitude of the oscillations progressively increases.
Stability Aids 
7. 
Tail Stabilizer One method of improving stability in forward flight is by fitting a stabilizer at the tail of 
the fuselage.  Its purpose is to help prevent the fuselage from following through when a gust of wind causes 
the disc to flap back.  As the fuselage begins to pitch up, the increasing angle of attack on the stabilizer will 
damp down the movement and the rearward tilt of the disc will be greatly reduced; the reverse effect takes 
place when the fuselage pitches down.  It should be noted, however, that the stabilizer will produce adverse 
effects if the helicopter is moving backwards: following a gust of wind which causes the disc to flap forward, 
the fuselage will pitch nose down and the tail will pitch up; this will increase the lifting force on the stabilizer, 
thereby increasing the pitch-up movement of the tail to a dangerous degree. 
8. 
The Autostabilizer.  The autostabilizer, is the simplest form of control system.  The autostabilizer 
is  a  damping  device  without  the  ability  to  hold  a  given  datum,  hence  a  helicopter  autopilot  often 
consists  of  an  autostabilizer  to  which  long  term  datum  holding  is  added.    There  are  two  types  of 
autopilot which may be fitted to helicopters: 
a. 
Basic  Autopilot.    A  basic  autopilot  provides  long-term  datum  holding  of  one  or  more 
variables but does not permit the pilot to introduce demands through his controls.  Trimmers may 
be used to make limited adjustments. 
b.
Directed  Autopilot.    A  directed  autopilot  provides  long-term  datum  holding  of  one  or  more 
variables and also permits the pilot to introduce demands through his controls.  Such an autopilot 
is  also  described  as  an  Attitude  Manoeuvre  Demand  System  and  may  also  be  called  Automatic 
Stabilization Equipment. 
9. 
Flight  Control  System.    When  a  basic  autopilot  receives  signals  other  than  those  required  to 
hold a simple datum e.g. height and heading, it is generally known as a Flight Control System.  Such 
signals come from a variety of sources and their purpose is to control the helicopter in relation to some 
fixed or moving exterior reference, e.g. ILS.  Some of the more common command options available in 
a flight control system are given below, together with the manner in which control is carried out: 
a. 
Barometric Altitude Hold Barometric altitude hold is conventionally applied to the collective 
lever for height hold at low speed but can be applied through the cyclic stick where it is normally 
required for cruising flight. 
Revised Mar 10   
Page 3 of 5 

AP3456 – 12-7 – Helicopter Stability 
b. 
Radio/Radar Altitude Hold Radio altitude information is applied through the collective lever 
as it is often used during programmed manoeuvres at low speed. 
c. 
Airspeed Hold Airspeed hold is applied through the cyclic stick. 
d. 
Co-ordinated/Programmed  Turns.    Two  types  of  turning  mode  may  be  incorporated.    Fully 
automatic turns onto preselected headings, or a balanced turn resulting from the application of bank. 
e. 
Programmed Manoeuvres.  If doppler and radio height information is available programmed 
transition  to  and  from  the  hover  may  be  provided.    Such  transitions  are  of  two  types;  those  that 
have  a  constant  transition  time  irrespective  of  entry/exit  conditions,  and  those  that  use  constant 
acceleration/deceleration and thus have variable transition times. 
f. 
Coupled Manoeuvres The flight path of the helicopter may be coupled to information from 
outside  sensors,  examples  being  the  cable  hovering  mode  of  ASW  and  automatic  following  of 
VOR and ILS information. 
Control Power 
10.  Control power can be defined as the effectiveness of the cyclic control in achieving changes in fuselage 
attitude.  The main factor determining the degree of control power is the distance from the main rotor shaft at 
which a cyclic force is effective.  This in turn depends upon which of the three basic types of rotor is being 
considered.  The three types of rotor systems, described further in Volume 12, Chapter 8, are: 
a. 
The teetering head 
b. 
The fully articulated head 
c. 
The semi-rigid rotor 
11.  The Teetering Head.  If a cyclic change is made on a teetering head, the plane of the disc alters 
and  total  rotor  thrust,  acting  through  the  shaft,  is  tilted.    This  produces  a  moment  about  the  CG  and 
causes the attitude to change, Fig 3. 
12-7 Fig 3 Teetering Head 
Total
Rotor
Thrust
Thrust
Control moment
about the CG
after disc tilt
Revised Mar 10   
Page 4 of 5 

AP3456 – 12-7 – Helicopter Stability 
12.  The Fully Articulated Head.  With a fully articulated head, a cyclic change alters the plane of the 
disc  and  tilts  total  rotor  thrust.    However,  the  point  at  which  cyclic  force  acts  in  causing  a  change  in 
fuselage attitude is not only the shaft as in para 10.  The plus and minus applications of cyclic pitch, as 
well  as  changing  the  plane  of  the  disc,  are  felt  at  the  flapping  hinges.    A  couple  is  set  up  which  is 
additional to the single force of the total rotor thrust in the teetering head; it is therefore more effective 
(Fig 4).  There is still a lag in fuselage response to cyclic changes.  The further the flapping hinges are 
from  the  centre  of  the  hub,  the  greater  is the effect of the couple set up at these points in producing 
attitude changes with application of cyclic pitch. 
12-7 Fig 4 Articulated Head 
Total
Rotor
Thrust
Flapping Hinge
Thrust
Control moment
about the CG
after disc tilt,
increased by
flapping hinge
couple
13.  The Semi-rigid Rotor.  In the semi-rigid rotor case (see Volume 12, Chapter 8, Fig 9), cyclic pitch 
changes  set  up  a  powerful  aerodynamic  couple  which  alters  the  fuselage  attitude  almost 
instantaneously.    The  couple  is  estimated  to  be  the  equivalent  of  placing  flapping  hinges  on  an 
articulated  head  at  17%  rotor  radius  from  the  shaft.    Flexing  properties  of  the  blade  account  for  the 
insignificant lag that does exist. 
14.  Comparison of Control Forces.  If the same cyclic force were applied to the three rotor systems, 
the  semi-rigid  rotor  would  be  the  most  effective  in  changing  the  aircraft  attitude,  the  fully  articulated 
rotor  less  effective  and  the  teetering  head  rotor  least  effective  in  terms  of  control  power.    Therefore, 
control power determines the aircraft manoeuvrability and, to some degree, speed range. 
Revised Mar 10   
Page 5 of 5 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
CHAPTER 8 - HELICOPTER DESIGN 
Introduction 
1. 
The helicopter is generally a low speed aircraft, but, because of its ability to hover and to take off 
and  land  vertically,  it  is particularly suitable for many military roles.  This chapter deals generally with 
the  design  of  helicopters  in  common  use  with  the  Services  and  with  developments  suited  to  higher 
performance helicopters. 
Types and Configurations 
2. 
There are four main types of rotorcraft which may be categorized according to the methods used 
to provide lift and propulsion. 
a. 
Gyroplane.  The gyroplane or 'autogyro' has a freely rotating wing supplying the aerodynamic 
force for lift; all forward thrust is supplied by a separate propeller as in a conventional aircraft. 
b. 
Pure  Helicopter.    The  pure  helicopter  has  powered  rotating  wings  supplying  all  necessary 
aerodynamic forces for lift and propulsion. 
c. 
Compound Helicopter.  The major part of the lift of a compound helicopter is supplied at all 
times by the rotor, but supplemented by power units or stub wings, mainly at high speed. 
d. 
Convertible Helicopter.  The convertible helicopter is capable of modifying its configuration 
during flight so that lift is transferred from rotating wings to other fixed wings, and vice versa. 
3. 
Most current helicopters have the power unit mounted on top of the fuselage, with a mechanical 
transmission system to drive the rotors.  The most common configuration is a single main rotor with a 
separate  tail  rotor  to  balance  torque  reaction.    Sometimes  however,  two  main  rotors  are  used  which 
contra rotate to balance torque reaction.  These are normally arranged in tandem but can be arranged 
coaxially with some loss of efficiency, or side-by-side.  Fig 1 shows some configurations employed by 
helicopter designers. 
12-8 Fig 1 Helicopter Configurations 
Fig 1a  
Fig 1b 
Fig 1c 
Single Rotor with Tail Rotor 
Torqueless Single Rotor 
Side-by-side Intermeshing 
Fig 1d 
Fig 1e 
Fig 1f 
Tandem 
Co-axial Contra-rotation 
Tandem Overlapping 
Pilot’s Controls 
4. 
The helicopter pilot’s main controls are shown in Fig 2 and consist of: 
Revised Mar 10   
Page 1 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
a. 
Collective  Pitch  Lever.    This  is  usually  operated  by  the  pilot’s  left  hand  and  controls  the 
total lift produced by the rotor.  Movement of the collective pitch lever simultaneously alters the 
pitch of all the blades by the same amount. 
b. 
Cyclic  Pitch  Control  Column.    This  is  usually  operated  by  the  pilot’s  right  hand  and 
varies the pitch of each blade cyclically, so tilting the rotor disc and enabling the helicopter to 
move  horizontally.    In  forward  flight, the effect of moving the cyclic pitch control is similar to 
that of a fixed wing aircraft control column. 
c. 
Yaw Pedals.  The yaw pedals are operated by the pilot’s feet and vary the force produced by 
the tail rotor to oppose torque reaction, thus controlling the movement of the helicopter about the 
vertical  axis.    The  sense  of  movement  is  identical  to  that  of  the  rudder  pedals of a conventional 
aircraft. 
d. 
Throttle.    Most  helicopters  do  not  have  a  pilot-operated  throttle.    The  engine  speed  is 
controlled by the variation in pilot demands of the rotor.  Where a throttle is used, it is mounted on 
the end of the collective pitch lever and usually takes the form of a twist-grip. 
12-8 Fig 2 Helicopter Pilot’s Controls 
Cyclic
Collective
Pitch
Pitch 
Control
Lever
Column
Yaw Pedals
5. 
Movement of the collective pitch lever will require changes of power because of the variation of 
lift and, therefore, the induced drag on the rotor blades.  An interconnecting linkage is normally fitted 
between  the  collective  pitch  lever  and  the  power  unit  so  that  when  collective  pitch  is  varied  the 
power  setting  is  varied  by  a  corresponding  amount  to  keep  the  speed  of  rotation  of  the  rotor 
essentially constant.  In most free turbine-engine helicopters, rotor rpm is maintained by centrifugal 
governors or by computer control of the fuel flow. 
POWER UNITS 
Piston Engines 
6. 
Early  helicopters  had  piston  engines  but,  except  for  a  few  small  types,  most  current  helicopters 
have free turbine engines.  Although the piston engine is economical on fuel and cheaper to produce 
and  service,  these  advantages  are  more  than  outweighed  by  the  much  higher  power  to  weight  ratio 
Revised Mar 10   
Page 2 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
and greater reliability of the free turbine engine.  Cooling is a problem with the piston engine due to the 
low air speeds at which the engine may have to give full power.  A cooling fan can absorb up to 10% of 
the engine power output. 
Free Turbine Engines 
7. 
The  power  to  weight  ratio  of  the  free  turbine  engine  is  so  superior  to  the  piston  engine  that  it  has 
become the popular choice for a helicopter engine despite its relatively high cost.  The free turbine engine 
has a gas generator of one or two spools, and both axial and centrifugal compressors are used.  Power 
take-off  is  affected  by  a  one  or  two-stage  free  power  turbine,  which  is  connected  to  the  transmission 
through a reduction gearbox.  A clutch is not required on a free turbine engine as there is no mechanical 
connection between the gas generator and the free turbine.  Early free turbine engines were mounted in 
the nose of the helicopter as a legacy of earlier piston engine types, but more recent helicopters have the 
engines  mounted  high  in  the  airframe  near  the  main  rotor  gearbox.    In  the  latter  position,  there  is  less 
chance  of  foreign  object  damage,  a  weight  saving  due  to  a  smaller  transmission  system,  and  a  design 
advantage of a better cabin/cockpit with a corresponding increase in cabin space. 
8. 
Free turbine engines are compact, lightweight, highly reliable, easily maintainable and have a relatively 
low specific fuel consumption.  They are supplied complete with a built-in torque meter and engine reduction 
gearbox, and the power take-off can be from the front or rear of the engine.  An important feature is the use 
of  the  modular  concept;  this  permits  the  replacement  of  major  assemblies  without  recourse  to  special 
equipment, expertise or performance checking.  From the maintenance and servicing aspects, the adoption 
of  condition  monitoring  is  widespread.    In  addition  to  normal  flight  instruments,  engines have provision for 
accelerometers to measure incipient vibrations and provision for internal inspection by Introscope.  Provision 
is also made for self-sealing magnetic chip detectors and oil sampling for spectrometric oil analysis.  These 
facilities permit regular monitoring and enable incipient defects to be recognized and rectified before damage 
occurs. 
9. 
All  engine  control  systems  are  either  mechanical  or  hydro-mechanical  and  provide  the  engine  and 
rotor  speed  governing  with  mechanical  and  electrical  overrides  for  system  protection.    However,  some 
engines have an automatic fuel computer; during normal operation the engine is automatically controlled 
to effect constant speeding of the engine/rotor system.  The optimum engine/rotor speed is selected by a 
speed  select  lever,  and  the  varying  power  demands  occasioned  by  change  of  rotor  pitch  are  met 
thereafter  by  the  automatic  fuel  computer;  the  computer  varies  the  rate  of  fuel  flow  to  suit  the  engine 
power demands.  The computer works in conjunction with a collective pitch anticipator unit and a throttle 
actuator.  Provision is made in some systems for rapid change-over to manual control in the event of the 
failure of electrical or computer systems. 
Engine Anti-Icing 
10.  A  helicopter  may  be  required  to  operate  in  adverse  ambient  conditions  and  therefore  engine 
intake anti-icing is a necessity.  The main methods of engine anti-icing used on helicopters are: 
a. 
Hot Air Bleed.  Hot air is bled from one of the later stages of the engine compressor and fed 
to the engine intake system. 
b. 
Electrical.  Electrical elements are fitted to the intake cowls and electrical mats are fitted to 
the fuselage forward of the intakes. 
c. 
Oil.  Oil heated within the engine is passed through the lower compressor support struts. 
d. 
Momentum  Separation.    An  air  dam  placed  in  front  of  the  intake  forces  the  air  stream  to 
make  a  sharp  change  of  direction  and  therefore  velocity.    During  the  change  of  direction,  the 
higher  momentum  of  water  particles  causes  them  to  separate  from  the  main  air  stream.    The 
rearward-facing  intake  effectively  uses  this  system  because  to  enter  the  intake  air  must  turn 
through 180 degrees, throwing any ice or water droplets clear.  The multi-purpose intake is able to 
close off the forward-facing air path and open side intakes containing swirl vanes which spin out 
any water or ice in the air. 
Revised Mar 10   
Page 3 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
11.  A typical example of the hot air bleed method of engine anti-icing uses hot air bled from the tenth 
stage of the engine compressors and fed to the majority of the forward locating engine frames located 
inside  the  intakes.    In  addition,  hot  air  is  supplied  to  the  leading  edges  of  the  inlet  guide  vanes  and 
through  the  nose  of  the  starter  bullet.    The  engine  cowling  intake  flares  are  also  heated  by  the 
circulation of hot engine oil, taken from the compressor main bearings. 
12.  Some credence has been given to the idea of mounting engines facing rearwards so that there is a 
much-reduced icing problem.  Unlike a high-speed conventional aircraft, a helicopter jet engine does not 
rely on ram air effect to increase performance.  Also, with the engines mounted facing rearwards, there is 
no danger of a flameout due to airframe ice becoming dislodged and entering the engine intake. 
TRANSMISSION SYSTEMS 
Typical Layout 
13.  The  transmission  system  is  required  to  transfer  power  from  the  power  unit  to  the  rotors.    The 
relative  position  of  the  power  unit  and  rotors  largely  determines  the  layout  of  the  transmission; in the 
majority of helicopters, the engines are mounted above the fuselage adjacent to the main rotor and this 
allows  the  use  of  a  minimum  number  of  gear-boxes.    A  typical  layout  for  this  type  of  transmission  is 
shown in Fig 3. 
12-8 Fig 3 Typical Transmission Layout of a Roof-mounted Engine 
Main Rotor Shaft
Free-wheel Unit
2-Stage Epicyclic 
Ancillary Drives
Reduction Gears
Rotor Brake
Tail Rotor Drive
Starboard Engine
Anciliary Drives
Free-wheel Unit
Input Gear
Port Engine
Transmission System Components 
14.  The  following  transmission  components  are  normally  found  in  helicopters:  main  rotor  gearbox, 
free-wheel unit, rotor brake, intermediate driveshaft, intermediate and tail rotor gearboxes. 
15.  Free-wheel Unit.  The free-wheel unit automatically disengages the drive in the event of a power 
failure,  thus  preventing  engine  drag  on  the  rotor.    One  such  system  consists  of  an  outer  cylindrical 
drive  head  and  an  inner  driven  cam  containing  a  number  of  cam  lobes.    A  retainer  ring  containing 
Revised Mar 10   
Page 4 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
rollers is spring-loaded to bias the rollers in the direction of rotation.  Under normal drive conditions this 
will cause the rollers to become wedged between the drive head and the lobes of the driven cams.  If 
power  failure  occurs  the  reduction  of  momentum  of  the drive head allows the driven cam to overrun, 
thus destroying the wedge action of the rollers and cams.  Another system uses a coiled spring which 
increases in diameter in the direction of drive and vice versa and provides a drive against a sleeve; this 
drive is released in the overrun condition. 
16.  Main  Rotor  Gearbox.    The  main  gearbox  transmits  the  drive  through  epicyclic gearing to the main 
rotor  shaft.    The  gearbox  also  provides  drive  for  the  tail  rotor,  generators,  alternators,  hydraulic  and  oil 
pumps, oil coolers and tachometers.  The gearbox housing is normally light alloy castings with steel liners in 
the bearing recesses and steel inserts for the threads.  The gearbox is usually bolted to the airframe at the 
base and is supported by A-frames or struts.  The main gearbox is pressure lubricated by a spur gear oil 
pump and the oil is cooled in a radiator matrix through which air is forced by the oil cooler fan. 
17.  Main Rotor Brake.  The main rotor brake is used to keep the rotor stationary while the power unit is 
being run up to normal operating speed and to stop the rotor quickly on shut down.  The brake may be of the 
disc  or  drum  type  and  it  is  usually  operated  hydraulically.    The  brake  is  usually  located  close  to  the  main 
gearbox; in some installations the brake is mounted on the intermediate drive shaft to the tail rotor. 
18.  Intermediate  Drive  Shaft.    The  intermediate  drive  shaft  transmits  the  drive  from  the  main  gearbox 
along the rear fuselage to the intermediate and tail gearboxes.  The shaft is carried on ball bearings housed 
in anti-vibration mountings.  A limited amount of axial and lateral movement of the shafting is permitted by 
flexible couplings; these allow for vibration and flexure of the rear fuselage.  On helicopters that fold the tail 
pylon for aircraft carrier stowage, a disconnect coupling is fitted at the tail pylon hinge line. 
19.  Intermediate  and  Tail  Rotor  Gearboxes.    The  intermediate  gearbox  changes,  by  means  of  bevel 
gears,  the  angle  of  the  drive  from  the  intermediate  drive  shaft  to  the  tail  rotor  drive  shaft.    The  tail  rotor 
gearbox reduces the speed and changes the direction of the drive to the tail rotor by means of a pair of spiral 
bevel gears.  The tail rotor gearbox also contains the tail rotor pitch control mechanism.  The pilot’s control 
movement is transmitted from the yaw pedals to the pitch control shaft, which passes through the centre of 
the gearbox (Fig 4).  Axial movement of the pitch control shaft takes place through the centre of the output 
gear shaft to the pitch control beam (but the pitch control shaft is splined onto the output shaft and, therefore, 
rotates with it).  Both gearboxes are immersion and splash lubricated. 
12-8 Fig 4 Tail Rotor Gearbox 
Tail Rotor Pitch Control Shaft
Tail Rotor Blade
Pitch Change
Operating Arms
Reduction Gear
Drive via Main Rotor Gearbox
Revised Mar 10   
Page 5 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
20.  Torque meter Transducer.  On most twin-engine installation helicopters each engine alone can 
give  sufficient  power  for  safe  flight,  therefore  the  power  output  of  the  engines  has  to  be  limited.  
Transducers of the strain gauge type are often installed in the transmission system so that the level of 
torque being transmitted can be displayed on a torque meter in the cockpit and, thus, kept within the 
limitation of the transmission system. 
Gearbox Condition Monitoring 
21.  The  condition  of  gearboxes  is  monitored  in  a  similar  manner  to  the  methods  used  on  engines.    A 
magnetic  chip  detector  is  mounted  in  the  gearbox,  usually  in  the  sump,  and  the  ferrous  wear  debris 
collected  by  the  chip  detector  is  analysed  periodically.    Also,  oil  samples  are  taken  periodically  for 
spectrometric  oil  analysis.    This  analysis  has  the  advantage  of  measuring  both  the  ferrous  and  non-
ferrous wear particles in suspension in the oil.  These methods enable the detection of incipient failures 
and also economically allow the extension of a healthy gearbox beyond its normal overhaul life. 
Conformal Gears 
22.  The advantage of the conformal mesh over the involute mesh is that the involute mesh only has a 
line contact between the two teeth of meshing gears, whereas the conformal mesh has an area contact 
such that higher loads can be taken by conformal gear teeth (Fig 5).  For the same load, a conformal 
gear can have a reduction in the number of teeth on pinions, thus giving a greater gear reduction per 
stage so that fewer stages are necessary in a main rotor gearbox.  This leads to a reduction in the size 
and  weight  of  the  gearbox  and  an  increase  in  transmission  efficiency,  as  there  are  fewer  gears  and 
bearings to cause friction.  There is also a corresponding increase in reliability and maintainability with 
a  simpler  and  more  compact  gearbox.    Conformal  gears  need  high  standards  of  manufacture  and 
depend  on  the  centre  between  gears  remaining  constant.    As  gearboxes  distort  under  load,  the 
gearboxes  containing  conformal  gears  are  constructed  more  rigidly,  therefore  some  of  the  weight 
advantage of conformal gears is counterbalanced by heavier gearbox castings. 
12-8 Fig 5 Gearbox using Conformal Gear 
Actuated Gear Train
Free-wheel
Conformal Main Rotor Drive
Conformal Input
Pinion
Tail Drive Shaft
Output
Actuated
Free-wheel
Accessory Gearbox Drive Shaft
Bevel Gears
Port Engine Input
Involute Mesh
Conformal Mesh
Starboard Engine Input
Linear Contact
Area Contact
Revised Mar 10   
Page 6 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
ROTOR HEADS 
Feathering Hinge 
23.  The  rotor  head  must  contain  a  feathering  hinge  for  application  of  collective  pitch  and  in  order  that 
cyclic  pitch  changes  can  be  applied  for  horizontal  flight.    The  velocity  of  the  air  over  the  rotor  due  to 
forward flight produces asymmetric aerodynamic conditions.  The helicopter can only be prevented from 
rolling over by equalizing the lift moment on the advancing and retreating blades.  This is effected either 
by hinging the blades to the hub, or it can be equalized deliberately by cyclic feathering of the blades. 
Gimbal-mounted Teetering Rotor 
24.  In  the  simple  teetering  rotor,  the  two  blades  are  rigidly  connected  to  each  other  with  a  built-in 
coning angle and gimbal-mounted to the rotor shaft (Fig 6). 
12-8 Fig 6 Gimbal-mounted Vectoring Rotor 
25.  The weighted bar attached below the rotor is an aid to stability.  The bar rotates with the rotor and, 
like  a  gyroscope,  tends  to  maintain  a  given  plane.    Control  levers  from  the  cyclic  and collective pitch 
mechanisms  are  linked  to  the  bar.    Any  tilt  of  the  rotor  disc  tends  to  be  corrected  automatically  by  a 
system of mixing levers leading from the bar to the cyclic pitch mechanism of the blades. 
Fully Articulated Rotor Head 
26.  The  fully  articulated  rotor  head  (Fig  7)  allows  the  rotor  blade  to  move  about  three  hinges.    The 
blade is allowed to flap vertically about a horizontal hinge (flapping hinge) and to move in the plane of 
rotation  about  a  vertical  hinge  (drag  hinge).    These  hinges  consist  of  trunnions  mounted  in  bearings.  
The blade is also allowed to change pitch about the feathering hinge which is usually outboard of the 
flapping and drag hinges. 
Revised Mar 10   
Page 7 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 7 Fully Articulated Rotor Head 
Drag Hinge
Flapping Hinge
Feathering Hinge
27.  Blade  Flapping  Constraints.    A  fully  articulated  rotor  head  is  usually  fitted  with  two  blade-
flapping constraints, viz: 
a. 
Flapping  Restrainer.    The  flapping  restrainer  prevents  the  blade  from  flapping  violently  in 
gusty  conditions  when  the  rotor  head  is  at  low  rpm  or  stationary.    When  the  rpm  increases,  the 
centrifugal  force  is  sufficient  to  overcome  a  spring  causing  the  flapping  restrainers  to  break  a 
geometric  lock  and  swing  outwards,  thus  permitting  the  full  range  of  blade  flapping  for  control 
purposes. 
b. 
Droop  Restrainer.    The  droop  restrainer  limits  the  droop  of  the  blade  when  the  blade  is 
rotating  below  normal  speed  or  is  at  rest.    As  the  rotor  speed  increases,  the  centrifugal  force 
overcomes a spring and carries a cam arm outwards so that a flap pad drops and allows the blade 
full freedom to flap downwards for control purposes. 
28.  Drag Dampers.  If the rotor blades could swing excessively about the drag hinges, the rotor would 
be  unbalanced,  and  severe  vibrations  would  develop.    A  drag  damper  is  attached  between  each  blade 
and the rotor hub and limits the rate and extent of the movement of the blades about the drag hinge.  It 
also  absorbs  any  shocks  which  might  otherwise  be  transmitted  from  the  blade  to  the  rotor  head  during 
acceleration or deceleration.  Damping can be carried out using either friction or hydraulic dampers. 
29.  Hydraulic Damping.  Hydraulic damping is achieved by allowing hydraulic fluid to pass from one 
side  of  the  piston  to  the  other.    A  differential  check  valve  controls  the  speed  and  flow  of  the  fluid 
through passages in the damper cylinder wall.  Two relief valves in the damper piston, which operate in 
opposite  directions,  allow  rapid  transfers  of  fluid  during  rapid  changes  of  rotor  speed.  Rubber shock 
absorbers are used to limit the travel of the piston and each damper has a fluid replenishment system. 
30.  Delta-three  Hinges.    The  delta-three  hinge  is  designed  to  improve  stability  of  the  rotor  head.  
When  the  flapping  hinge  is  mounted  at  right  angles  to  the  span  of  the  blade,  the  blade  does  not 
change pitch during flapping.  Instead, the flapping hinge can be set at an angle, thus when the blade 
flaps  up  its  pitch  angle  is  reduced,  and  the  blade  tends  to  reduce  its  angle  of  attack  (Fig  8a).    The 
stability of the helicopter is improved, as dissymmetry of lift will not cause such a large inclination of the 
disc due to flapping.  Setting the flapping hinge at an angle is not practical because the pitch change 
mechanism would be affected.  However, the delta-three effect can be achieved by offsetting the pitch 
control horn, as shown in Fig 8b. 
Revised Mar 10   
Page 8 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 8 Blade Configuration 
Fig 8a  
Comparison of Normal and Delta-three Theoretical 
Normal
Delta-three
Hinge
Hinge
When a Blade flaps up the 
When a Blade flaps up
Pitch Angle remains the same
the Pitch Angle is reduced
Fig 8b 
Achievement of Delta-three Configuration by Position of Pitch Control Arm 
31.  Lubrication.    The  rotor  head  hinges  and  components  are  subjected  to  high  centrifugal  loads  and 
constant  oscillatory  movement  during  normal  flight,  therefore  a  reasonable  degree  of  lubrication  is 
required at all times.  This is obtained either by periodic lubrication on the ground through nipples adjacent 
to the rotor head bearings, or by an automatic flight system which uses centrifugal force and air pressure 
from an accumulator to force grease or oil into the bearings during flight. 
32.  Blade  Folding.    On  the  ground  most  helicopters  have  the  ability  to  fold  the  rotor  blades  along  the 
fuselage for picketing or stowage.  This is normally achieved by removing all but one of the blade securing 
pins  and  swinging  the  blade  on  to  the  fuselage.    Each  blade  is  then  secured  to the fuselage by straps or 
frames.  On aircraft carriers, where there is an operational requirement to fold and spread the blades rapidly, 
an  automatic  system  can  be  incorporated  which  is  controlled  from  the  cockpit  and  operated  by  hydraulic 
pressure.  The necessary sequencing during blade folding is electrical. 
Semi-rigid Rotor 
33.  Better performance, improved handling, simplicity and less maintenance can be achieved by replacing 
the flapping and drag hinges of the articulated rotor with flexible portions at the root of the blade and hub (Fig 
9).  The flexible portions allow the blade to move in the flapping and dragging planes but are obviously more 
rigid than hinges.  Cyclic feathering is used to equalize the rolling moment during forward flight.  The unstable 
pitching moment due to vertical gusts and pitching motions are greater, and cross coupling effects cannot be 
avoided.    However,  very  powerful  control  movements  can  be  generated  and  the  pitching  and  rolling 
moments  are  heavily  damped  using  automatic  stabilization  to  improve  handling  qualities.    A  tendency  to 
become unstable at high speed due to incidence instability can be coped with by design of an auto stabilizer.  
Titanium and high performance and non-metallic composite materials have the necessary high strength and 
high flexibility required for the construction of a semi-rigid rotor hub. 
Revised Mar 10   
Page 9 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 9 Semi-rigid Rotor 
Flexible Flap
Element
Flexible Lag
Element
Pitch Change
Lever
Mono Block
Forging
Track Rod
Feathering Bearing Housing
integral with Flexible Lag Element
34.  The  problems  of  air  and  ground  resonance  are  different  with  the  semi-rigid  rotor  due  to  the 
flexibility  of  the  blades  and  the  hub.    These  can  be  eliminated by either incorporating damping within 
the blade structure or fitting hydraulic dampers. 
FLYING CONTROLS 
Swash Plate System 
35.  The  swash  plate  or  azimuth  star  is  divided  into  two  sections.    The  upper  section  (rotating  star)  is 
connected to the rotor shaft by a scissor link so that it rotates at the same speed as the rotor (see Fig 10).  
It is also mounted on a ball joint so that it can be tilted in any direction.  Tilting of the rotating star alters the 
blade pitch angles cyclically through the pitch control arms on the rotor blade sleeves.  The lower section 
(non-rotating  star)  is  mounted  on  the  rotating  star  by  bearings  and  is  kept  stationary  by  a  scissor  link 
connecting it to the main gearbox housing.  The push/pull rods from the pilot’s cyclic and collective pitch 
control  rods  are  connected  to  the  non-rotating  star.    The  ball  joint  on  which  the  stars  are  mounted  is  a 
sliding fit on the main rotor shaft.  Collective pitch changes are made by moving the whole swash plate 
bodily up and down while maintaining the tilt constant. 
12-8 Fig 10 Swash Plate System 
Rotating Portion
(Upper Star)
Non-rotating Portion
(Lower Star)
Revised Mar 10   
Page 10 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
36.  On swash plate systems, changes of both cyclic and collective pitch are made by moving the star 
assemblies.  Operation of the collective pitch lever and the cyclic pitch control column is combined in a 
mixing unit which transmits the resultant compound movements to the star assemblies. 
Phase Lag and Advance Angle 
37.  Due to inertia effects the blades give the desired flapping (up to down) approximately 90º after the blade 
pitch  has  been  altered  by  cyclic  changes.    To  achieve  correct  tilting  of  the  rotor  disc  the  pitch  is  altered  90º 
before the point at which the desired flapping is required.  This effect is called phase lag.  In practice, pitch 
control operating arms are attached at points ahead of the blades they control, the angular distance 
being  known  as  the  advance  angle.    To  correct  for  the  full  effect  of  phase  lag,  the  angular 
displacement of the fore and aft operating rod or servo-jack from the centre line of the helicopter is, 
therefore,  the  difference  between  the  phase  lag  and  the  advance  angle.    The  port  and  starboard 
lateral operating arms and servo jacks are 90º disposed to the fore and aft arms. 
Spider System 
38.  In  the  spider  system  of  pitch  control  (Fig  11)  the  arms  of  the  spider  are  connected  to  the 
leading  edge  of  the  blades  by  control  rods,  the  spider  spindle  being  situated  inside  the  rotor 
shaft.    A  ball  joint  mounting allows the spider to tilt when cyclic pitch changes are made.  Collective 
pitch changes are made by raising or lowering the whole spider. 
12-8 Fig 11 Spider System of Pitch Control 
Direction of Flight
Collective Pitch
Movement
Cyclic Pitch
Movement
Powered Flying Controls 
39.  The  pitching  moments  arising  from  aerodynamic  and  centrifugal  forces  give  resistance  to  the 
application  of  collective  pitch.    Also,  there  is  a  lateral  cyclic  stick  force  which  increases  with  forward 
speed.  This means that powered flying controls are necessary to provide sufficient force to operate the 
controls satisfactorily. 
40.  A  considerable  force  is  required  to  change  the  pitch  of  rotating  rotor  blades  and,  apart  from  the 
smaller  types,  most  helicopters  incorporate  some  means  of  assisting  the  pilot’s  control  effort.    This 
usually  takes  the  form  of  hydraulically  powered  servo-jacks  fitted  to  the  control  system  at  its  input  to 
the  spider  or,  as  shown  in  Fig  12,  to  the  non-rotating  star.    Both  main  and  tail  rotor  controls  may  be 
power  assisted  and  there  is  provision  for  reverting  to  manual  control  if  a  hydraulic  system  failure 
occurs.    On  the  larger  helicopters,  the  control  forces  are  too  great  for  manual  control  and  an 
emergency hydraulic system is activated automatically if the normal system fails. 
Revised Mar 10   
Page 11 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 12 Powered Control Arrangement 
Rear
Swashplate
Rear Control
Servo
Quadrant
Primary
Servo
System
Collective
Lever
Forward
Control
Cyclic
Control
Relays
Lever
Quadrant
Yaw
Pedals
Mixing
Unit
Torque
Shaft
Centre
Bearing
Yaw
Damper
41.  After a failure of one system, control is satisfactory but prolonged operating is not recommended.  
The  relevant  Aircrew  Manual  will  advise  on  the  action  to  be  taken  following  a  hydraulic  failure  that 
affects control. 
42.  Artificial  Feel  and  Trim  Control.    Artificial  feel  requirements  for  the  helicopter  are  simple 
because of the very limited speed range.  Artificial feel is normally only fitted to the cyclic pitch controls 
and  is  only  a  constant  rate  system  as  provided  by  spring  altering  the  datum  position  of  the  control 
column  in  relation  to the spring feel.  This can be done either by releasing a clutch and repositioning 
the control column, or the feel can be trimmed slowly by an electrical actuator unit.  The collective pitch 
normally has only a friction device to maintain the lever in the required position. 
Automatic Control 
43.  Unlike  fixed-wing  aircraft,  the  helicopter  is  basically  unstable  in  flight.    The  addition  of  auto-
stabilization improves the handling of most helicopters and, at the same time, makes them less tiring to 
fly.    More  comprehensive  automatic  systems  can  be  programmed  to  perform  transitions  to  and  from 
the hover, and to hover at a pre-selected height. 
ROTOR BLADES 
Blade Construction 
44.  The latest rotor blades are of composite construction using lightweight materials of great strength 
and resilience.  A typical blade and the materials used in its construction are shown in Fig 13. 
Revised Mar 10   
Page 12 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 13 Composite Main Rotor Blade 
Plan View
Section C-C
Outboard
Section
Balance
Weight
C
C
Section B-B
B
B
Honeycomb
L/E Stainless
Filler
Steel Strip
Centre
Section
Tab
Spar
Carbon
Carbon Cloth/
Cloth
Glass Cloth Skin
Balance
Weights
Section A-A
Glass Cloth
Spar
Moltoprene
Moltoprene
Root End
Foam
Cloth Skin
Foam
A
A
Section
45.  When  combined  with  the  semi-rigid  rotor,  which  was  described  in  para  33,  composite  blades 
considerably improve the forward speed and manoeuvrability of a helicopter. 
46.  Some  blades  are  constructed  of  glass  reinforced  plastic  and  stainless  steel  in  preference  to 
aluminium  alloys  which  have  a  lower  fatigue  life.    The  trailing  edges  are  normally  stiffened  with  a  light 
honeycomb structure.  The stainless steel/glass fibre blade is more resilient to erosion and as the blades 
are  fabricated  and  not  machined  then  a  non-linear  twist  and  non-parallel  planform  can  be  incorporated 
into its design.  The blade is attached to the rotor head assembly by a steel fitting which is attached to the 
blade root by two bolts.  An integral arm facilitates attachment for drag link dampers (Fig 14). 
12-8 Fig 14 Blade Root End 
Steel
Cover
Filling
Spar
Spaces
Bushes
Heel
Arm for
Damper
Fitting
Attachment
Balancing 
47.  Rotor blades are balanced chordwise to minimize the couple between the inertia axis of the blade 
and  the  aerodynamic  centre  at  which  the  lift  can  be  considered  to  act.    Without  chordwise  mass 
balance,  the  inertia  axis  is  well  behind  the  aerodynamic  centre.    With  upward  acceleration  the  blade 
Revised Mar 10   
Page 13 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
would  tend  to  twist,  increasing  the  angle  of  attack  and  hence  increasing  lift  still more.  This could be 
catastrophic as a violent type of blade oscillation or flutter could result.  The counter-balance weight is 
either secured or bonded into the leading edge of the blade spar. 
48.  Spanwise  balance  is  adjusted  during  manufacture  by  balancing  individual  trailing  edge  skin 
sections and by balance weights fitted at the outboard end of the spar.  The strict weight control and 
static and dynamic balancing which the blades receive during manufacture permit interchangeability of 
individual blades. 
Blade Development for Higher Forward Speed 
49.  The  British  Experimental  Rotor  Programme  (BERP),  a  co-operative  effort  between  the  UK 
Government  and  Westland  Aircraft,  has  produced  a  blade  design  that  improves  rotor  forward  speed 
performance by delaying both retreating rotor blade stall and compressibility effects. 
50.  Blade Camber.  To improve blade CLmax and, therefore, the stalling limit, cambered blade aerofoil 
sections  are  required.    Traditional  blades  are  uncambered  to  avoid  the  pitching  moments  and  blade 
twisting  associated  with  cambered  sections.    The  BERP  design  uses  a cambered section for 15% of 
the blade’s span, just inboard of the tip where high lift capability is mainly required.  Inboard of this, a 
reflex  trailing  edge  cambered  section  is  used  to  counteract  the  pitching  moment  of  the  cambered 
section.  The slight CLmax penalty imposed by this inboard section is more than offset by the increase in 
CLmax achieved by the cambered section of the blade. 
51.  Blade  Tip  Design.    To  improve  the  critical  mach  number  of  the  tip  the  BERP  blade  tip  leading 
edge  is  progressively  swept  to  a  maximum  of  30o.    To  maintain  the  tip  CG  coincident  with  the  blade 
CG, the complete swept tip section is moved forward, and to locate its Centre of Pressure (CP) on the 
blade  pitch  axis,  the  tip  chord  and  area  distribution  is  adjusted.    This  design  also  improves  the 
thickness/chord ratio and gives the tip its distinctive appearance (see Fig 15). 
12-8 Fig 15 The 'BERP' Blade Tip 
1  Large swept tip
2  Leading edge notch
4
3
5
2
1
3  Highly swept extreme edge
4  Increased planform area
5  Balanced tip lift and mass
52.  Blade Tip Vortex.  The outermost part of the blade tip is sharp edged and highly swept.  At any 
significant  angle  of  attack,  this  extremity,  which  is  effectively  a  delta  wing,  forms  a  powerful  vortex 
which moves inboard along the curved leading edge until eventually the entire tip is in the stable vortex 
flow (see Fig 16). 
Revised Mar 10   
Page 14 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 16 Vortex Behaviour 
8° A of A
12° A of A
20° A of A
53.  Beneficial Effect of Vortex.  The BERP tip itself does not increase blade CLmax, but the stable flow 
it produces allows the cambered part of the blade to reach its high CLmax without the tip stalling.  When the 
blade  does  finally  stall,  the  vortex,  formed  at  the  leading-edge  notch  where  the  tip  meets  the  blade, 
restricts the outward flow of the boundary layer and reduces the severity of the stall. 
Blade Inspection Method 
54.  The  extended  spars  of  a  rotor  blade  can  suffer  from  fatigue  or  damage.    As  the  failure  of  a  rotor 
blade  would  obviously  be  catastrophic,  a  system  has  been  developed  for  checking  the  integrity  of  the 
blade  spars.    The  system  is  known  as  Blade  Inspection  Method  (BIM)  and  consists  of  a  cylindrical 
indicator situated at the blade root.  The blade spars are permanently charged with pressurized nitrogen 
and the BIM indicator compares the blade spar nitrogen pressure with its own datum pressure.  When the 
spar pressure is within prescribed limits, the indicator shows a series of coloured stripes (usually yellow or 
white),  but  any  cracks  developing  in  the  spar  will  cause  a  loss  of  pressure  which  will  be  shown  by  the 
exposure of different coloured stripes (usually red or black) on the indicator.  The BIM indicator normally 
has a test facility to check its serviceability. 
TAIL ROTORS 
Tail Rotor Hub 
55.  The tail rotor hub (Fig 17) is similar in construction to a fully articulated rotor hub, but only flapping 
and feathering hinges are necessary.  The hub is splined and secured to the horizontal drive shaft of the 
tail rotor gearbox, and pitch changes are accomplished through the pitch change beam and pitch control 
shaft  which  is  located  in  the  centre  of  the  tail  rotor  gearbox.    The  blades  are  allowed  to  flap,  and  the 
differential  thrust  of  the  advancing  and  retreating  blade  can  be  alleviated  by  the  blades  flapping 
independently  in  conjunction  with  Delta-three  hinges.    Each  blade  is  counter-balanced  by  weights 
attached to the hub, to assist the pilot to increase pitch. 
Revised Mar 10   
Page 15 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 17 Tail-Rotor Hub 
Control Shaft
Flapping
Hinge
Pitch Change
Beam
Tail Rotor Blade 
56.  The  tail  rotor  blade  is  normally  of  all-metal  construction.    The  leading  edge  and  spar  section  is 
formed  of  a  light  alloy  extruded  section.    The  light  alloy  sheet  skin  is  reinforced  internally  by  a 
honeycomb core and bonded to the spar.  A polyurethane or stainless-steel strip is bonded along the 
leading edge of the blade to prevent erosion.  The blade is also balanced chordwise and spanwise. 
Shrouded Tail Rotor 
57.  The  conventional  tail  rotor  operates  in  difficult  vibratory  and  aerodynamic  conditions  due  to  its 
position  at  the  rear  of  the  fuselage  and  the  very  severe  interference  with  the  main  rotor  stream,  the 
fuselage  wake  and  the  fin.    Due  to  these  severe  operating  conditions,  the  conventional  tail  rotor  is 
subjected  to  considerable  stresses  which  impose  a  limit  to  the  service  life  of  its  components  and  also 
generally  demands  a  rugged  design.    Further  disadvantages  are  its  susceptibility  to  foreign  object 
damage and its danger to ground personnel.  
58.  One  solution  to  the  disadvantages  of  the  conventional  tail  rotor  is  the  shrouded  tail  rotor  or 
'Fenestron'.  It consists of a rotor with several small blades hinged about the feathering axis only and 
rotating  within  a  shroud  provided  in  the  tail  boom  or  fin  of  the  helicopter  (Fig  18).    It  is  light and less 
vulnerable  to  damage  by  either loose objects or obstructions and is less of a hazard to personnel on 
the ground in the vicinity of the helicopter.  However, a servo-unit is required for pitch control because 
of the high and variable aerodynamic forces encountered in the hover. 
Revised Mar 10   
Page 16 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 18 Shrouded Tail-Rotor (Fenestron) 
Cross-section of
Cambered Fin
DESIGN DEVELOPMENTS 
Speed Limitations 
59.  There are four main factors which affect the maximum forward speed of a helicopter: 
a. 
Compressibility effect on the advancing blade. 
b. 
Retreating blade stall. 
c. 
Reverse flow on the retreating blade. 
d. 
Design limitation of the cyclic pitch control. 
The limit on the forward speed of a helicopter is dependent upon the amount of lift force and propulsion 
force that the rotor is required to generate per unit area of rotor blade; by reducing the airframe drag 
and  reducing  the  rotor  loading  the  higher  speeds  can  be  exploited.    The  following  paragraphs  briefly 
examine some of the designs for increasing the speed range of modern and future helicopters. 
Streamlining 
60.  More  attention  has  been  given  to  streamlining  helicopters  and  many  helicopters  now  have 
retractable undercarriages.  However, there is still room for improvement, particularly in the reduction 
of  rotor  hub  drag.    A  fully  articulated  hub  can  account  for  half  the  total  drag  if  mounted  on  a  clean 
airframe.    Some  hubs  have  been  partially  covered  by  fibreglass  fairings  (Fig 19)  but  for the fairing of 
rotor hubs to be effective, the fairings must be completely sealed otherwise the faired drag can exceed 
the drag of an un-faired hub. 
Revised Mar 10   
Page 17 of 21 


AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 19 Faired Rotor Hub and Blade Roots 
Compound and Convertible Helicopters 
61.  The fully compounded helicopter is one provided with both wings and a forward propulsion system 
which  is  independent  of  the  main  rotor  (Fig  20).    In  forward  flight,  the  rotor  is  unloaded  to  varying 
degrees,  depending  on  the  particular  design,  and,  in  some  aircraft,  the  rotor  is  in  a  state  of 
autorotation. 
12-8 Fig 20 A Compound Helicopter Configuration 
Studies  are  at  present  directed  towards  stopping  the  rotor  in  flight,  and  thus  further  decreasing  the 
drag.    A  further  development  of  this  idea  is  the  folding  of  the  stopped  rotor  blades  into  a  low  drag 
configuration, or even stowing the folded rotor in the fuselage during conventional wing borne flight (Fig 
21).  The design problems to be overcome include the aeroelastic difficulties of stopping a rotor at fairly 
high  speeds,  and  the  mechanical,  structural  weight  and  stowage  volume  penalties  incurred.  
Accordingly, there are no flying examples using this technique at present. 
12-8 Fig 21 Stowed Rotor Concept 
Partially Compounded Helicopters 
Revised Mar 10   
Page 18 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
62.  Partial compounding can be achieved by the addition of either a wing, or an independent forward 
propulsion system.  Although they permit speed increases, both systems introduce problems.  Where a 
wing  is  used  in  addition  to  the  rotor,  the  main  problem  is  sharing  the  lift  between  the  two  whilst 
remaining  within  the  rotor’s  rpm  and  flapping  limits.    The  retention  of  the  rotor  to  provide  forward 
propulsion  may  also  incur  unacceptable  nose-down  attitudes  of  the  fuselage  at  high  speeds,  or  an 
excessive  range  of  cyclic  stick  movement.    The  addition  of  a  forward  propulsion  system  allows  the 
rotor to approach autorotation, ie the helicopter becomes an autogyro in forward flight. 
Advancing Blade Concept 
63.  The airflow velocity over the retreating blade of a helicopter is so reduced at high speed that the 
lift that it is able to generate is very small.  In the conventional helicopter the blades are allowed to flap 
in such a manner that the effective angle of attack of the advancing blade is reduced, and thus the lift it 
gives  is  small  and  balances  the  lift  on  the  retreating  blade  in  the  lateral  sense.    Therefore,  the 
advancing rotor blade is inefficient, as it is working at low angles of attack and low lift/drag ratios.  The 
Advancing  Blade  Concept  (ABC)  utilizes  rotor  blades  that  are  rigid  in  the  flapping  sense  so  that  a 
sensibly  fixed  aerodynamic  incidence  is  maintained  all  around  the  rotor  disc,  thus  generating  high lift 
from the advancing blade at an efficient lift/drag ratio.  Two rotors must be used co-axially to balance 
the  tendencies  of  the  overturning  movement  towards  the  retreating  blade.    One  disadvantage  of  this 
concept is the probability of high interference drag and vibration between the two rotors. 
Tilt-rotor and Tilt-wing Helicopters 
64.  Tilt-rotor and tilt-wing designs offer similar solutions for overcoming the limitations of cyclic pitch control 
at high forward speeds.  In the tilt-rotor design (Fig 22a), the rotors are driven by engines housed in nacelles 
or  pylons  at  the  wing  tips.    These  nacelles  can  be  swivelled from the horizontal position for forward flight, 
through  to  the  vertical  position  for  rotor-borne  flights.    Although  the  diameter  of  the  rotors  would  preclude 
landing or taking-off with the nacelles in the fully forward position, an intermediate tilt angle might be used for 
STOL  operations  when  the  aircraft  auw  is  above  the  maximum  for  VTOL.    The  tilt-wing  design  (Fig  22b) 
operates  on  the  same  principle  as  already  described,  with  the  difference  that  the  whole  wing  tilts  with  the 
engine nacelles. 
12-8 Fig 22 Tilt-rotor and Tilt-wing Aircraft 
Fig 22a Tilt-rotor Design 
Fig 22b Tilt-wing Design 
65.  The main problems to be overcome in these two configurations are vibration and stability of the rotor, 
pylon and wing combination, and the provision of suitable controls for the various phases of flight. 
Revised Mar 10   
Page 19 of 21 

AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
Payload Increases 
66.  Early  helicopters  had  a  disposable  load  (payload  plus  fuel)  of  about  25%  of  the  gross  weight, 
whereas a typical modern machine has a disposable load of 50% or more.  This change has been largely 
brought about by the introduction and development of the free turbine engine.  On initial consideration it 
may  appear  that  the  trend  of  increasing  disposable  loads  could  not  continue,  but  the  indications  are 
that it can and will do so.  Considerable advances in turbine engine technology have been incorporated 
in the turboshaft engine.  The high-performance triple-shaft engines now under development will give 
specific fuel consumption in the order of 0.4 and less, compared with the best of 0.4 to 0.6 in current 
engines.  The smaller volume of these engines and the use of new materials will also achieve useful 
weight reductions. 
67.  The adoption of new material, the use of super-critical shafting and new speed reduction methods, 
such as harmonic drive gearboxes, new gear tooth forms and new bearing technology, could all offer 
considerable  reduction  in  transmission  weights.    It  is  more  likely  that  the  steady  rate  of  improvement 
will  be  maintained,  and  the  weight  advantage  used  to  improve  the  life  and  reliability  of  components.  
Only  marginal  weight  saving  is  envisaged  in  rotor  blade  design  as,  although  new  materials  such  as 
carbon fibre and boron filament are being applied, the blades of the future must withstand the greater 
loads imposed by high speed flight and achieve an improvement in their lives and reliability.  This may 
be  compensated  for  by  a  useful  reduction  in  hub  weight  as  elastomeric  or  flexible  member  designs 
continue to replace traditional articulated design. 
68.  New  structural  methods  of  analysis  using  computer  techniques  should  continue  to  produce 
somewhat lighter airframe structures, aided by the introduction of new materials.  The introduction of fixed 
wings can be shown not to increase the basic weight of the aircraft, as the wing doubles as, and replaces, 
the undercarriage support structure and also provides space for fuel tanks.  Avionics and communications 
equipment  weights  may  continue  to  increase  in  spite  of  miniaturization  because  of  the  more  advanced 
and comprehensive systems being adopted.  
NOTAR Anti-torque System 
69.  The  NOTAR  (NO  TAil Rotor)  system,  as  its  name  implies,  does  away  with  the  conventional  tail 
rotor  and  is  instrumental  in  reducing  noise.  It  uses  a  transmission-driven  fan  to  force  air  under 
pressure through the hollow tail boom and out of two types of aperture: horizontal slots in the side of 
the  boom  and  a  rotating  thruster  located  at  the  end  of  the  tail  boom.   Some  of  the  pressurised  air  is 
directed via the slots vertically down the surface of the boom which exploits a phenomenon known as 
the ‘Coanda Effect’.  The tail boom is already experiencing main rotor downwash but the additional air 
allows  the  smooth  flow  to  remain  attached  to  the  tail  boom  for  longer.   The  result  is  high  speed,  low 
pressure air close to the surface on one side of the tail boom and relatively low speed, high pressure 
air  on  the  opposite  side  which  causes  a  lateral  force  to  oppose  the  main  rotor  torque.   Further  anti-
torque  is  provided  by  the  rotating  thruster  which  is  connected  to  the  yaw  pedals.    The  tailplane  fixed 
aerofoil  configuration  varies  between  types  but  generally  consists  of  two  vertical  stabilisers  which 
provide much of the anti-torque reaction in forward flight when the rotor downwash has less effect on 
the  tail  boom  side  force.  Collective  lever  and  pilot’s  pedal  movements  are  transmitted  to  the  variable 
pitch fan and rotating thruster to adjust for changes in torque and allow manoeuvre. 
Revised Mar 10   
Page 20 of 21 




AP3456 – 12-8 - Helicopter Design 
12-8 Fig 23 The NOTAR System 
1 Air intake 
2 Variable pitch fan (driven by MGB) 
3 Tail boom with Coandă Slots  
4 Vertical stabilizers  
5 Direct jet thruster  
6 Rotor downwash  
7 Circulation control tail boom cross-section  
Smart Material Actuated Rotor Technology (SMART). 
70. One of the fundamental problems in rotor design is how to produce a blade which can alter its twist 
distribution in flight, an attribute which would markedly reduce rotor vibration.  Blade twist design tends to 
rely  on  a  compromise  between  requirements  in  the  hover  and those best suited for forward flight.  The 
most  efficient  designs  for  hover  require  high  power  but  cause  excessive  vibration  in  high-speed  cruise.  
The highly-twisted blade, desirable for the hover, is difficult to trim in forward flight because the advancing 
blade produces more lift than is capable of being balanced by the retreating blade. 
71.  The  Smart  Material  Actuated  Rotor  Technology  (SMART)  rotor  system  holds  the  promise  of 
actively altering blade twist in flight.  It uses so-called 'smart' materials embedded in the rotor blade 
to produce a twisting moment which can be controlled by altering the electrical voltage applied to the 
material.    The  system  for  twisting  the  blade  uses  piezo-fibre  composites.    These  are  embedded  in 
an  epoxy  matrix  along  with  glass-fibre  reinforced  plastic  inserts  and  are  activated  by  electrodes 
which may be excited appropriately according to the flight regime. 
72.  One advantage of the system is that no alteration to the rotor drive-train is needed.  Furthermore, 
an  increase  in  range  of  some  15%  is  envisaged.    However,  the  technology  brings  with  it  a  weight 
penalty of some 10%, which may counter any increase in payload. 
Revised Mar 10   
Page 21 of 21 

AP3456 – 12-9 - Tandem Rotor Helicopters 
CHAPTER 9 - TANDEM ROTOR HELICOPTERS 
Introduction 
1.
Tandem rotor helicopters are not a new design concept.  The first successful designs were built 
and flown in the 1930s.  Over the years there have been many variants and in the 1960s the Royal Air 
Force  gained  considerable  experience  in  tandem  rotor  operation  with  the  Bristol  Belvedere.    This 
chapter  sets  out  the  advantages  and  disadvantages  of  tandem  rotor  helicopters  and  considers  those 
aspects  of  control  which  differ  from  single  rotor  types.    The  following  text  is  broadly  based  on  the 
Chinook helicopter. 
2. 
The major advantages of a tandem rotor helicopter compared with the single main rotor helicopter 
are: 
a. 
Contra-rotating  rotors  dispense  with  the  need  for  an  anti-torque  tail  rotor,  thereby  making 
more power available for lift with the advantage of greater load carrying potential, but see para 4. 
b. 
A large range of fore and aft centre of gravity positions are permitted, since it is possible to 
generate  larger  longitudinal  control  moments  than  conventional  helicopters  by  use  of  differential 
collective pitch (DCP). 
c. 
The internal cabin space has a large volume area in relation to total fuselage size. 
3. 
The  major  disadvantages  of  the  tandem  rotor  helicopter,  compared  with  the  single  rotor 
helicopter, are: 
a. 
Transmission  weight  is  higher.    The  transmission  system  is  complex  in  order  to  achieve 
intermeshing of the main rotors and provide single engine capability. 
b. 
Vibration  levels  tend  to  be  higher  than  single  main  rotor  helicopters  because  of  the 
aerodynamic interference between the rotors. 
c. 
Blade folding may be required due to the large overall dimensions of the rotors. 
d. 
There are stability problems in pitch and yaw. 
Control of Tandem Rotor Helicopters 
4. 
The  operation  of  two  rotors  in  close  proximity  will  modify  the  airflow  of  each,  hence  the 
performance  of  the  rotor  system will not be the same as for the isolated main rotor.  Lift is produced 
conventionally but, since contra-rotating rotors cancel inherent rotor torque, an anti-torque rotor is not 
required.  The Chinook suffers an interference power loss of the same order as the power required to 
drive a conventional tail rotor, but to a large extent this can be negated if the wind is positioned on the 
left side so that the non-interlaced portions of the rotor system experience advancing blade conditions.  
Savings of up to 10% torque can be made.  Longitudinal control is achieved by DCP; moving the cyclic 
stick forward decreases the pitch of the forward rotor and increases that of the aft rotor and vice versa.  
A  differential  airspeed  hold  (DASH)  system  ensures  that  a  positive  stick  gradient  is  maintained 
throughout the speed range.  Roll control is achieved by tilting the rotors laterally by an equal amount in 
the  same  direction  using  the  cyclic  stick.    Yaw  control  is  achieved  in  the  natural  sense  by  tilting  the 
rotors  laterally  in  opposition  by  an  equal  amount  using  the  yaw  pedals.    Longitudinal  cyclic  trim  is 
incorporated  to  enable  the  aircraft  to  be  flown  throughout  the  speed  range  in  a  substantially  level 
attitude, thereby relieving stress on the rotor shafts and reducing drag. 
Revised Mar 10
Page 1 of 2

AP3456 – 12-9 - Tandem Rotor Helicopters 
5. 
Longitudinal Control.  Longitudinal control is achieved on the Chinook by DCP.  Moving the cyclic 
stick forward decreases the pitch of the forward rotor and increases that of the aft rotor and vice versa.  
Since the forward rotor mast has a greater tilt forward than the aft mast, there is a need for comparatively 
less  collective  pitch  on  the  aft  rotor  at  higher  speed,  ie  a  negative  control  gradient.    This  has  to  be 
counteracted  by  the  use  of  a  differential  airspeed  hold  actuator  which  lengthens  the  longitudinal control 
runs  with  variations  in  speed,  thereby  establishing  an  artificial  positive  stick  gradient.    There  is  another 
pitch stability problem with tandem configurations caused when the nose pitches up about the CG.  The 
rear rotor has a decrease in angle of attack and hence lift, while the front rotor senses an increase in both 
angle  of  attack  and  lift.    This  is  destabilizing,  and  as  it  is  aggravated  by  the  rear  rotor  operating  in  the 
downwash of the front rotor, could lead to the rear rotor stalling. 
6. 
Directional Control.  Directional control is achieved by application of the rudder pedals which tilts 
both  rotors  laterally  in  opposition.    There  is  a  low  residual  side  force  in  comparison  to  conventional 
helicopters,  and  very  little  weather-cocking  tendency  in  low  speed  flight  due  to  the  nearly  equal  keel 
area ahead of and behind the CG.  In forward flight the large rear pylon contributes to the directional 
stability.  However, the forward pylon can act in an adverse sense with any sideslip.  In the Chinook it 
was found necessary to add stall strips to the front pylon to reduce its destabilizing effect. 
7. 
Lateral Control.  Roll control is achieved by tilting the rotors laterally by an equal amount in the 
same direction using the cyclic stick.  This produces the desired rolling moment and sideforce. 
8. 
Vertical  Control.    Lift  distribution  between the two rotors may not be identical.  For example on 
the Chinook at mid CG it is approximately 45% on the front rotor, 55% on the rear rotor.  Application of 
collective pitch is similar to that of conventional helicopters. 
Control Cross-coupling 
9. 
Power changes will cause some change in pitching due to the unequal lift distribution.  There may be 
some slight longitudinal acceleration or deceleration with power changes due to the tilt of the rotors. 
10.  There  may  be  some  control  cross-coupling  in  roll  and  yaw  due  to  different  mast  heights  and 
distances from the CG. 
11.  On  the  Chinook  with  the  Automatic Flight Control System engaged, there is very little noticeable 
cross-coupling with power changes. 
Revised Mar 10
Page 2 of 2

AP3456 – 12-10 - Range and Endurance 
CHAPTER 10 - RANGE AND ENDURANCE 
Introduction 
1. 
The principles of flying for range or endurance in a helicopter are basically the same as for fixed 
wing  aircraft.    However,  the  speed  and  height  range  of  helicopters  is  normally  less  than  that  of  fixed 
wing  aircraft  and,  in  addition,  the  helicopter  pilot  has  a  smaller  choice  of  engine  settings  available  to 
him than does a fixed-wing pilot. 
Definitions 
2. 
Range and endurance are defined as: 
a. 
Range.  The distance that can be covered for a given quantity of fuel. 
b. 
Endurance.  The period of time that an aircraft can remain airborne for a given quantity of fuel. 
3. 
For  both  range  and  endurance  the  criterion  is  fuel  consumption.    For  range  flying  the  best  ratio  of 
distance  covered  to  fuel  consumed  must  be  achieved,  ie  the  aircraft  must  be  operated  at  maximum 
efficiency.  In the case of flying for endurance, the minimum fuel consumption for straight and level flight 
must be achieved. 
4. 
Specific  Fuel  Consumption  (SFC).    Specific  fuel  consumption  is  the  relationship  between  the 
power output and the fuel consumption of an engine.  SFC is expressed as kg of fuel per hr per kW of 
power. 
Range 
5. 
Maximum  range  in  a  helicopter  is  achieved  by  operating  at  the  best  speed  and  also  at  the  best 
height for range.  In both cases, the efficiency of the engine and rotor must be taken into account. 
6. 
Range  Speed.    When  considering  range  speed  it  is  necessary  to  take  into  account  the 
efficiencies of both engine and rotor. 
a. 
Engine Efficiency
(1)  Fixed Spool Engine.  The compressor of a fixed spool engine produces a fixed mass of 
air to the combustion chamber.  When a small amount of power is required from the engine 
only  a  small  amount  of  air  is  required  to  achieve  the  correct  fuel/air  ratio  and  much  of  the 
energy used in producing the compressed air is wasted.  As the airspeed is increased more 
power  is  required  from  the  engine  and  hence  a  greater  proportion  of  the  compressed  air  is 
used in combustion.  Hence, as airspeed increases the engine becomes more efficient and 
SFC decreases. 
(2)  Free  Power  Turbine  Engine.    As  airspeed  is  increased  there  is  a  requirement  for 
increased fuel and air.  The engine compressor speeds up to provide the correct mass flow of 
air and as engine speed increases the engine becomes more efficient and SFC decreases. 
Thus with both engine types, although fuel consumption increases with an increase in airspeed, it 
can be seen that SFC decreases. 
b. 
Rotor  Efficiency.    In  Volume  12,  Chapter  6,  Para  7  it  was  shown  that  parasite  drag 
increased  with  airspeed.    Progressively  increasing  drag  leads  to  a  decrease  in  rotor  efficiency.  
The rotor is most efficient at the helicopter’s minimum drag speed. 
Revised Mar 10   
Page 1 of 4 

AP3456 – 12-10 - Range and Endurance 
c. 
Combined Engine and Rotor Efficiency.  Since the engine is most efficient at high airspeed 
and the rotor is most efficient at minimum drag speed, allowances must be made for each separate 
factor  and  a  compromise  is  necessary  in  order  to  ensure  the  best  overall  efficiency.    The 
compromise is achieved when the helicopter is flown at the best TAS/Drag ratio.  The best TAS/Drag 
ratio  occurs  at  the  point  of  maximum  increase  of  TAS  for  minimum  increase  of  drag.    This 
relationship is found by drawing a tangent to the drag curve from the origin of the graph, Fig 1. 
12-10 Fig 1 Best TAS/Drag Ratio 
g
ra
D
TAS
Best TAS/Drag Ratio
7. 
Range  Height.    The  consideration  of  the  best  height  for  range  flying  must  also  take  account  of 
both engine and rotor. 
a. 
Engine Considerations
(1)  Fixed  Spool  Engine.    The  fixed  spool  engine  is  designed  to  provide  sufficient  air  for 
combustion  at  high  density  altitudes.    At  low  density  altitude  the  mass  of  air  that  is 
compressed  is  greater  than  that  required  for  combustion  and  much  of  the  energy  used  in 
generating the air is wasted.  As the density altitude is increased, air density decreases and 
more  compressed  air  is  needed.    In  addition  as  air  density  decreases,  drag  on  the 
compressor decreases. 
(2)  Free Power Turbine Engines.  As density altitude increases the compressor speeds up 
to compensate for the decreased density and to provide the correct mass flow of air required for 
combustion.  As the compressor speed increases its efficiency improves and, in addition, as air 
density decreases the drag on the compressor also decreases. 
Thus  in  both  cases  the  efficiency  of  the  engine  increases  and  SFC  decreases  with  an  increase  in 
density altitude. 
b. 
Rotor Efficiency.  For a given airspeed, as density altitude is increased collective pitch must 
be  increased  to  maintain  total  rotor  thrust.    When  collective  pitch  is  increased  induced  power 
increases  but  rotor  profile  power  reduces.    There  will  be  an  optimum  altitude  where  the  total 
power required from the rotor is at a minimum.  This occurs when rotor profile power has reduced 
more  than  the  induced  power  has  increased.    This  is  the  altitude  at  which  the  rotor  is  most 
efficient and can be obtained from the Operating Data Manual (ODM) for the aircraft.  Any further 
increase in height above the optimum will decrease rotor efficiency. 
Revised Mar 10   
Page 2 of 4 

AP3456 – 12-10 - Range and Endurance 
c. 
Combined  Engine  and  Rotor  Efficiency.    Maximum  range  is  obtained  at  a  compromise 
height  for  engine  and  rotor  efficiency.    Range  flying  information  is  obtained  from  the  aircraft  ODM 
which should be consulted to find the correct operating height and speed for the ambient conditions. 
Endurance 
8. 
Maximum  endurance  in  a  helicopter  is  achieved  by  flying  at  the  speed  and  height  for  minimum 
fuel consumption. 
a. 
Endurance  Speed.    The  aim  of  flying  for  endurance  is  to  achieve  the  lowest  possible  fuel 
consumption.  Since fuel flow varies with power output it follows that for maximum endurance the 
helicopter  should  be  flown  at  minimum  power  speed  for  level  flight,  Fig  2.    For  most  helicopters 
the minimum power speed is between 60 kt and 70 kt. 
12-10 Fig 2 Endurance Speed 
)
w
lo
F
l
e
u
(F
r
e
w
o
P
Endurance Speed
Airspeed (TAS)
b. 
Best Height for Endurance.  As explained in paragraph 7a, there is less drag on the engine 
compressor  as  density  altitude  increases  and  the  engine  becomes  more  efficient.    It,  therefore, 
follows that overall fuel consumption falls and endurance increases as density altitude increases. 
c. 
Combined  Effects  of  Speed  and  Height  on  Endurance.    Speed  for  best  endurance  will 
always  be  the  minimum  power  speed.    Endurance  will  increase  as  density  altitude  increases.  
Specific calculations can be made with reference to the ODM. 
Effect of Wind 
9. 
Because of the relatively low speed of helicopters, wind more often than not has a great effect on 
range and in a majority of situations it will be the overriding factor when selecting the height and speed 
at  which  to  fly.  Flying at a height in excess of that recommended in the relevant ODM for maximum 
range may be advantageous in the case of a strong tail wind.  Conversely, it may sometimes be better 
to fly lower than the recommended height if strong headwinds are encountered or to increase speed at 
the  expense  of  fuel  consumption  in  order  to  achieve  a  satisfactory  ground  speed.    It  may  also  be 
advantageous  to  reduce  speed,  and  therefore  fuel  consumption,  when  flying  with  a  strong  tailwind 
since an excellent ground speed, and hence range, will be obtainable at a reduced fuel consumption. 
Revised Mar 10   
Page 3 of 4 

AP3456 – 12-10 - Range and Endurance 
Effect of Changes in All-up Weight 
10.  An increase in weight increases the power required and hence fuel consumption.  Both range and 
endurance  will  be  adversely  affected.    The  carriage  of  external  stores  and  weapons  will  increase 
parasite drag which will, in turn, decrease range and endurance. 
Summary 
11.  For best range, a helicopter should be flown at a speed which is a compromise between engine 
and rotor efficiency requirements which occurs at the best TAS/Drag ratio.  The accurate speed can be 
determined from graphs in the ODM and corrected for wind as necessary. 
12.  The best height to fly at, for maximum range, is a compromise between the engine requirement for a 
high density altitude and the requirement for low rotor profile power and can be found in the ODM. 
13.  The  best  helicopter  endurance  is  achieved  by  flying  at  minimum  power  speed  at  the  density 
altitude specified in the ODM. 
14.  In the selection of height and speed at which to fly the wind velocity should be carefully considered 
in  case  it  should  be  advantageous  to  fly  at  a  height  and  speed  which  is  at  variance  with  that 
recommended in the relevant ODM. 
Revised Mar 10   
Page 4 of 4 

AP3456 – 12-11 - Helicopters 
CHAPTER 11 – HELICOPTERS – WEIGHT AND BALANCE 
Introduction 
1. 
The captain of a helicopter will often be faced with the responsibility for loading his aircraft in the 
field  and  the  importance  of  keeping  the  all-up  weight  (AUW)  and  centre  of  gravity  (CG)  within  the 
permitted limits cannot be over-stressed.  An incorrectly loaded aircraft may be capable of being flown 
under  favourable  conditions  but  its  operational  efficiency  will  be  impaired  and  it  may  not  be  able  to 
safely complete a flight.  The method of calculating the AUW and the CG is considered in this chapter. 
Definition of Terms 
2. 
The following terms are applied to helicopter weight and balance: 
a. 
Basic Weight This is the weight of the aircraft including all basic equipment and unusable fuel 
and oil, to which it is necessary to add only the weights of variable, expendable and payload items in the 
various roles to arrive at the AUW.  The basic weight and moment can be found in the MOD Form 701 - 
Leading Particulars, at the front of the aircraft’s Form 700. 
b. 
Normal Maximum AUW.  The AUW is the basic weight plus the disposable load - the crew, 
fuel and oil, passengers and cargo.  The normal maximum AUW is found in the limitations section 
of the aircrew manual. 
Note
A  table  of  removable  equipment,  included  in  the  basic  weight  is  given  in  an  aircraft’s 
Form 700.  The table is not an exhaustive list of all removable items of equipment included in the 
basic weight, since, in this context, the term 'removable' refers to: 
(1)  Those  readily  removable  items  of  basic  equipment  without  which  the  aircraft  could  still 
be flown safely although possibly without some particular facility. 
(2)  Those items of equipment about which some reasonable doubt could exist in user units 
as to whether or not they are included in the basic weight. 
c. 
Basic Equipment.  This is the non-expendable equipment which is common to all roles for which 
the aircraft is designed and includes inconsumable fluids, coolant, hydraulic and pneumatic systems. 
d. 
Variable  Load.    The  variable  load  consists  of  those  items  which  may  vary  between  sorties 
and which are not expendable in flight, such as crew and equipment and role equipment. 
e. 
Expendable  Load.    This  includes  fuel,  oil,  armament  and  cargo/stores  which  may  be  air-
dropped, including parachutists. 
f. 
Payload.  The payload is the total load of cargo or passengers carried. 
g. 
Operating Weight.  The operating weight is the sum of the basic weight and variable load.  When 
operating weight is subtracted from maximum AUW the result is the lifting capacity of the helicopter. 
Factors Affecting Take-off Condition 
3. 
AUW.  The maximum permitted AUW is a design figure which allows a laid down minimum rate of 
climb  outside  ground  effect.    Since  rate  of  climb  is  affected  by  atmospheric  conditions  and  wind 
strength,  these  factors  must  be  considered  when  calculating  the  aircraft’s  take-off  AUW.    The 
operating  data  manual  for  the  aircraft  will  contain  the  graphs  which  enable  the  pilot  to  make  these 
calculations. 
Revised Mar 10   
Page 1 of 6 

AP3456 – 12-11 - Helicopters 
4. 
Longitudinal  Balance.    Not  only  must  the  helicopter  be  within  the  calculated  take-off  AUW  but 
the  load  must  be  positioned  to  ensure  that  the  CG  remains  within  the  fore  and  aft  limits.    In  still  air 
conditions  with  the  rotor  disc  level  the  fuselage  CG  will  be  in  line  with  rotor  thrust.    However,  the 
fuselage attitude when in the hover will vary with the CG position and it may be necessary to use cyclic 
stick to keep the disc level, Fig 1.  Provided that the CG remains within the permissible limits, the cyclic 
range available will be adequate for the permitted flight envelope. 
12-11 Fig 1 Longitudinal Change in CG 
Fig 1a CG on Datum 
Rotor Thrust
Wt
Fig 1b CG Aft of Datum 
Rotor Thrust
Wt
5. 
Lateral  Balance.    The  lateral  position  of  the  CG  normally  changes  very  little  with  internal  or 
underslung  loads,  but  a  weight  on  the  winch  can  have  an  effect.    Lateral  displacement  of  the  CG 
requires  a  compensating  cyclic  movement  if  the  disc  is  to  remain  level.    To  avoid  running  out  of 
cyclic  stick  control,  particularly  if  there  is  an  adverse  side  wind,  it  is  important  not  to  exceed  the 
maximum permitted weight on the winch (see Fig 2). 
12-11 Fig 2 Lateral Displacement of CG 
Fig 2a Weight Internal/Underslung 
Fig 2b Weight Internal Plus Winch 
Rotor Thrust
Rotor Thrust
Wt
Wt
Revised Mar 10   
Page 2 of 6 

AP3456 – 12-11 - Helicopters 
Calculating the Position of the Centre of Gravity 
6.
The CG position is determined by finding the turning moment of individual items of equipment about 
a  given  datum,  adding  together  all  the  moments  and  dividing  the  total  moment  by  the  total weight (see 
Volume 2, Chapter 22, para 14).  The turning moment is found by multiplying the weight of the object by 
its distance from the datum.  If the turning moment is clockwise it is considered to be POSITIVE and if 
anti-clockwise, NEGATIVE.  A simple example of calculating the CG is shown in Fig 3. 
Weight (lb) 
× 
Distance (in) 

Moment (lb in) 
10 
×



10 
×
+20 

+200 
Totals 
20
+200
total moment
CG position     =  total weight
+200

  = +10 in 
20
The CG position is therefore 10 inches to the right, or on the positive side of the datum. 
12-11 Fig 3 Calculating the CG - Positive Moments 
+ = CG Position
= CG Datum Point
Positive
Moment
20 in
+
10 in
Zero Moment
7. 
Provided that all the moments are taken about the same datum it is immaterial where the datum 
lies, as is shown by the following example (see Fig 4) where, using the same figures as in Fig 3, the 
datum has been taken as being 7 inches to the right of the left-hand 10 lb weight. 
Weight 
× 
Distance (in) 

Moment (lb in) 
(lb) 
10 
×
−7 

−70 
10 
×
+13 

+130 
Totals 
20
+60
+60
CG position =  20
i.e. the CG position is 3 inches to the right, or on the positive side of the datum. 
12-11 Fig 4 Calculating the CG - Positive and Negative Moments 
+ = CG Position
= CG Datum Point
Negative
Positive
Moment
Moment
7 in
13 in
+
3 in
10 in
Revised Mar 10   
Page 3 of 6 

AP3456 – 12-11 - Helicopters 
8. 
The CG of a loaded helicopter can be calculated in the same way.  For example, assume that the 
Form 700 of a helicopter records a basic weight of 5,000 lb and a moment of 0 lb in.  A flight is planned 
with  a  crew  of  two  in  the  front  seats,  three  passengers,  500  lb  of  baggage  and  a  full  fuel  tank.  
Reference  is  made  to  the  Aircraft  Maintenance  Manual  and  the  following  information  extracted  and 
added to the basic weight and moment: 
Basic Weight 
5,000 lb
Basic Moment 
0 lb in
Pilot and Crew 
400 lb
Moment 
−16,200 lb in
Passengers 
600 lb
Moment 
−19,800 lb in
Baggage 
500 lb
Moment 
−3,000 lb in
Fuel 
1,500 lb
Moment 
+31,000 lb in
Totals 
8,000 lb
−8,000  lb in 
−8,000 lb in
CG position is 
 = −1 in 
8,000 lb
Reference should now be made to the Aircrew Manual to see if this CG position lies within the permissible 
limits.  The datum used for calculating moments will be found in the Aircraft Maintenance Manual. 
Note:  The  datum  is  usually  the  rotor  axis  of  rotation  and  moments  are  calculated  with  the  helicopter 
facing to the left.  Thus, minus CG values will give a nose-down attitude and plus CG values will give a 
tail-down attitude. 
Constructing a Graph for Plotting CG Position 
9. 
To  obviate  the  need  for  making  mathematical  calculations  for  every  flight,  the  movement  of  the 
CG  resulting  from  using  fuel  in  flight,  or  by  varying  the  load  as  the  flight  develops,  can  be  presented 
graphically.    The  graph  is  constructed  by  drawing  horizontal  lines,  equally  spaced  and  at  any 
convenient scale, to represent the varying weight of the helicopter (see Fig 5).  A vertical line drawn on 
the  graph  represents  the  datum.    Where  the  permissible  CG  movement  can  be  forward  or  aft  of  the 
datum this vertical line is drawn in the centre of the graph.  Where the CG movement is all positive, the 
left-hand edge of the graph represents the datum. 
Revised Mar 10   
Page 4 of 6 

AP3456 – 12-11 - Helicopters 
12-11 Fig 5 Graph for Plotting CG Position 
Negative
DATUM
Positive
lb
lb
5
4
3
2
1
0
1
2
3
4
5
8,000
8,000
7,500
7,500
C
Fuel
Fuel Used
Passengers
G
7,000
7,000
For
t
w
h
a
it
ig 6,500
r
6,500
B
d
Fuel
e
a
im
g
L
L
W
g
im
T
r
a
i
F
te 6,000
g
t
6,000
e
B
A
p
a
o
g
G
Pa
lic
s
g
C
se
a
e 5,500
nge
g
5,500
rs
e
H
Pi
P
lo
il
t
ot
5,000
& Cr
5,000
ew
4,500
4,500
4,000
4,000
7
6
5
4
3
2
1
0
1
2
3
4
5
6
7
Negative
Positive
CG Position in Inches
10.  To indicate the CG position, sloping lines are drawn up from the base of the graph and numbered 
consecutively from the datum, positive values to the right, negative values to the left.  The datum has a 
value of zero.  The lines (representing the CG) slope because the CG position of a helicopter of, say, 
4,000  lb  weight  with  a  moment  of  ±4,000  lb  in  will  be  ±1  in,  but  a  helicopter  of  8,000  lb,  having  the 
same moment, has a CG position of only ±0.5 in.  The 8,000 lb helicopter therefore requires twice the 
moment for a CG of ±1 in. 
11. To  arrive  at  the  correct  degree  of  slope,  first  mark  the  base  line  of  the  graph  at  some  suitable 
scale to indicate one-inch changes of CG position, say, one inch measured distance equals one inch 
change  in  CG  position.    Then  on  the  horizontal  line  which  has  a  value  equal  to  twice  the  base  line 
weight,  marks  are  made  to  indicate  the  CG  position,  but  at  double  the  scale  used  for  the  base  line.  
Sloping  lines  are  then  drawn  to  connect  corresponding  marks  (see Fig 5).  Similarly, the fore-and-aft 
limits of the CG position may be plotted. 
Using the CG Position Graph 
12.  The completed graph is used as follows.  Using the figures given in para 8, as an example, the 
basic CG is calculated and plotted: 
Basic Weight 
Basic Moment 
CG 
5,000 lb 
0 lb in 
0 in 
The weight and moment of the pilot and crew are then added to the basic weight and moment, and a 
new  CG  calculated.    This  process  is  continued  for  all  items  being  added;  the  plotted  positions  being 
joined consecutively (see solid line in Fig 5 and the figures in Table 1). 
Revised Mar 10   
Page 5 of 6 

AP3456 – 12-11 - Helicopters 
Table 1 Example CG Data 
Item Weight 
Cumulative 
Item Moment 
Total Moment 
CG Position
Item 
lb 
Weight lb 
lb in 
lb in 
in 
Helicopter
5,000 
5,000 



  Pilot and Crew 
400 
5,400 
−16,200 
−16,200 
−3 
  Passengers 
600 
6,000 
−19,800 
−36,000 
−6 
  Baggage 
500 
6,500 
−3,000 
−39,000 
−6 
  Fuel 
1,500 
8,000 
+31,000 
−8,000 
−1 
13.  To use the graph for helicopters of the same type but having different basic weights and moments 
and carrying different loads, first calculate the basic CG; this will be the starting point on the graph.  As 
items are loaded the CG will move in the direction of the appropriate plotted line, the distance along the 
line  varying  according to  the  weight  being  added.    An  example  is  shown  by  the  broken  line  in  Fig  5, 
where  the  basic  weight  and  CG  position  is  considered  to  be  5,000 lb  and  +3  in,  with  the  helicopter 
being loaded with a pilot (200 lb), baggage (800 lb), fuel (1,000 lb) and passengers (500 lb).  The CG 
of the loaded helicopterhas now become +0.8 in. 
14.  The  CG  will  change  as  fuel  is  used,  and  in  order  to  find  its  new position after 500 lb have been 
used, draw a line parallel to the fuel line starting from the CG position of +0.8 in and stopping when it 
cuts the helicopter weight line for 7,000 lb.  This gives a new CG position of −0.6 in.  It is important to 
note that, in some helicopters, there is a large change in the CG position as a result of using fuel and, 
although the CG may be within limits for take-off, it can go outside the limits during the flight. 
Revised Mar 10   
Page 6 of 6 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
CHAPTER 12 - HELICOPTER FLYING TECHNIQUES 
Introduction 
1. 
Control of the helicopter usually presents some difficulty to the experienced fixed-wing pilot during 
the early stages of instruction because of the new sensations associated with hovering, sideways and 
backwards  flight,  vertical  climb  and  descent  and  the  ability  to  remain  airborne  at  zero  airspeed.  
However,  this  initial  difficulty  is  soon  overcome  and  unless  restraint  is  exercised  until  experience  is 
gained, overconfidence in the capabilities of both the aircraft and the pilot may be bred; the helicopter 
pilot should always remember that although his aircraft is capable of a wide variety of tasks and can 
operate from places that are inaccessible to any other type of vehicle, he may be let down, figuratively 
and literally, with little warning and with surprising speed, if he mishandles the aircraft.  If, on the other 
hand,  the  pilot  is  careful  and  uses  the  recommended  flying  techniques,  the  helicopter  can  be 
confidently and safely flown to its limits. 
BASIC TECHNIQUES 
Ground Taxiing 
2. 
Helicopters  are  required  to  ground  taxi  on  a  regular  basis  particularly  when  manoeuvring  in 
crowded dispersals, moving to suitable take-off areas and entering confined spaces.  In conditions of 
very high or gusty wind conditions, it may be necessary to start the aircraft in a hangar and ground taxi 
out, or to ground taxi into a hangar before shutting down. 
3. 
To  ground  taxi  a  helicopter,  the  rotor  rpm  (Rrpm)  for  take-off  must  be  selected.    Depending  on 
aircraft type, a combination of cyclic and/or collective will be used to move the aircraft forwards and to 
control its speed once moving.  In addition, wheel brakes may also be used to control forward speed 
which  should  never  exceed  a  fast  walking  pace.    The  controls  used  to  adjust  the  aircraft's  forward 
speed  will also be  used to  stop it.  Under normal circumstances, the rotor disc will not be tilted  back 
beyond  the  horizontal.    The  method  of  achieving  directional  control  depends  on  aircraft  type.    Some 
aircraft are turned by normal use of the yaw pedals while others use nosewheel steering.  Additionally, 
to aid stability in the turn, the cyclic is either moved into the turn or left in the laterally neutral position, 
precise techniques varying with aircraft type. 
4. 
Great  care  is  necessary  when  taxiing  over  rough,  or  soft  ground,  or  up  a  gradient  because  the 
power required to move forward may cause the aircraft to begin to lift off and if this occurs, the attempt 
must be abandoned.   The helicopter must also be  brought to rest if severe lateral oscillation  or fore-
and-aft  pitching  develops.    The  latter  is  particularly  dangerous,  and  no  attempt  must  be  made  to 
correct it with the cyclic stick, as this would involve tilting the rotor in the opposite sense to that of the 
fuselage, with a consequent danger of the rotor striking the tail cone. 
5. 
When  ground  taxiing,  particular  care  should  be  taken  when  the  danger  of  ground  resonance 
exists (see paras 42 to 44).  A helicopter which is unserviceable to fly is also unfit to ground taxi. 
Control in Hovering Flight 
6. 
In forward flight the effects of the controls of the helicopter are very similar to those of fixed-wing 
aircraft, although their use may differ slightly because of the addition of an extra control, the collective 
lever,  which  is  used  specifically  to  control  height.    However,  at  the  hover  the  use  of  some  of  the 
Revised Jul 12 
 
Page 1 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
controls  changes  slightly  in  order  to  compensate  for  this  new  mode  of  flying.    The  helicopter  can  be 
said to be hovering when the following three conditions of flight are fulfilled: constant position over the 
ground, constant height and constant heading. 
a. 
Position  over  the  Ground.    The  position  over  the  ground  is  controlled  by  the  cyclic  stick.  
Assuming  a  perfect  hover,  if  the  stick  is  moved  the  rotor  disc  tilts,  followed  closely  by  the 
fuselage,  both  tilting  in  the  same  direction  as  the  stick  has  been  displaced.    After  a  perceptible 
lag, the aircraft moves bodily  over the ground in the same direction as the stick is moved.  This 
lag between change of attitude and movement over the ground is caused by aircraft inertia and if 
the pilot corrects the attitude during the lag, the aircraft's position will not alter.  Aircraft attitude, 
controlled by the stick, is of prime importance when hovering. 
b. 
Aircraft  Height.    The  height  is  controlled  by  the  collective  lever,  working  in  the  natural 
sense: raising the lever will increase the height and vice versa. 
c. 
Aircraft  Heading.    The  yaw  pedals  vary  the  magnitude  of  the  tail  rotor  force  which  is 
required to counteract the torque reaction of the main rotor.  The pedals act in the natural sense: 
applying right pedal results in a yaw to the right and vice versa.  In tandem rotor helicopters there 
is no need for a tail rotor as the two main rotors can be tilted in such a way as to produce the yaw 
required.    In  forward  flight  the  yaw  pedals  provide  balanced  flight  as  in  a  fixed-wing  aircraft.  
However,  as  there  is  no  slipstream  effect  in  the  hover,  the  stick  cannot  be  used  to  turn  the 
aircraft: its use would only result in bodily movement over the ground. 
Effect of Wind on Control 
7. 
When  hovering  in  strong  wind  conditions  the  rotor  disc  will  tend  to  flap-back  from  the  wind  and 
unless corrective action is taken the helicopter will drift down-wind.  To hover in a wind, therefore, the 
aircraft has, in effect, to fly into the wind at the wind speed.  Thus, to maintain the hover, the pilot must 
tilt the disc into the  wind, the amount of stick displacement from the central  position  varying  with  the 
wind  strength.    Cyclic  and  yaw  control  limits  determine  the  maximum  wind  speed  in  which  the 
helicopter can hover crosswind or down-wind. 
Effect of Wind on Power Required to Hover 
8. 
As the disc must be tilted to maintain a hover in a wind, so the resultant airflow down through the 
disc is modified in such a  way that the mass flow  is altered, thus enabling the hover to be sustained 
using less power.  This effect is known as translational lift and is a very important factor in helicopter 
operation,  especially  at  the  lower  end  of  the  speed  range.    However,  translational  lift  is  not  present 
when hovering in still-air conditions, but another factor, ground effect, becomes important. 
Ground Effect 
9. 
Hovering  the  helicopter  near  the  ground  in  still-air  conditions  will  require  less  power  than  is 
required at 50 or 100 ft.  This phenomenon is known as ground effect.  It is only present in still air, or 
very  light  winds,  and  its  greatest  effect  will  be  when  the  helicopter  is  at  its  lowest  hover.  However, 
ground  effect  is  apparent  up  to  heights  equal  to  approximately  two  thirds  of  the  rotor  diameter.  For 
example, if a helicopter has a rotor diameter of 30 ft, ground effect is felt up to about 20 ft. The nature 
of the ground will affect the amount of benefit gained by the ground cushion.  A smooth, level surface 
produces most ground effect while a rough, sloping surface tends to minimize the effect. 
Revised Jul 12 
 
Page 2 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
Normal Take-off and Landing 
10.  It  is  normal  practice  to  hover  the  helicopter  immediately  prior  to  landing  and  immediately  after 
take-off.  This enables the pilot to correct for any lateral motion before touching down and also allows 
him  to  check  that  the  helicopter  has  been  correctly  loaded  before  committing  the  aircraft  to  forward 
flight.  The hover height chosen will be a compromise between exploiting the maximum ground effect, 
where less power is needed to hover, and the need to maintain a safe clearance between the aircraft 
and the ground for possible manoeuvring. 
11.  Take-off.    A  take-off  into  the  hover  is  accomplished  by  raising  the  collective  lever  and  thus 
increasing  the  pitch  on  all  the  rotor  blades.    When  the  resulting  increase  in  rotor  thrust  more  than 
offsets the weight of the helicopter, the aircraft leaves the ground and climbs vertically, the lever then 
being adjusted to maintain the desired hover height.  During the take-off, the correct hovering attitude 
is selected with the cyclic stick and any tendency to yaw, as torque is increased, is corrected by use of 
pedal.    The  stage  when  the  landing  gear  is  in  only  light  contact  with  the  ground  should  not  be 
prolonged - the aim being  for a smooth unstick - as any lateral movement at this stage could induce 
ground resonance. 
12.  Landing.    Although  a  landing  is  basically  a  reversal  of  the  take-off  technique,  the  variations  in 
helicopter  design  lead  to  slight  differences.    In  general,  the  helicopter  is  first  settled  in  a  hover  and 
then  height  is  gently  reduced  by  use  of  the  lever.    The  aim  is  for  a  firm  but  smooth  contact  with  the 
ground,  with  no  movement  except  in  the  vertical  plane.    As  soon  as  the  landing  gear  is  firmly  in 
contact with the ground the whole weight of the helicopter is transferred to the ground with a smooth 
but  firm  downward  movement  of  the  lever,  continuing  the  movement  until  the  lever  is  fully  down.  
Throughout  the  landing  the  hover  attitude  is  maintained  to  prevent  the  helicopter  from  drifting;  any 
tendency to yaw is checked by use of pedal. 
Take-off and Landing out of Wind 
13.  Ideally, the take-off and landing should be made into wind, but there will be times when this is not 
possible.    The  basic  landing  and  take-off  techniques  apply  equally  in  crosswind  conditions,  but  in 
strong winds certain control limitations exist which must be anticipated and allowed for by the pilot. 
14.  During any out-of-wind take-off the tendency for the rotor disc to 'flap-back' in relation to the wind 
must be checked by use of the cyclic control, otherwise the aircraft will drift sideways down-wind.  On 
landing, this drift will be corrected by maintaining a steady hover prior to touchdown, but on take-off, 
the pilot must be prepared to incline the rotor disc slightly into wind by use of the cyclic control as the 
aircraft leaves the ground.  In some helicopters the amount of rearwards cyclic control available is less 
than the amount of forward control.  Loss of control can, therefore, occur whilst attempting to obtain a 
steady  hover  following  a  down-wind  take-off,  or  when  approaching  the  hover  prior  to  a  down-wind 
landing in a strong  wind.  In addition, during  a down-wind  take-off or landing, the  weathercock effect 
tends to make the aircraft directionally unstable. 
15.  Added  to  the  drift  problems  associated  with  an  out-of-wind  take-off,  landing  or  hover  is  the 
impairment  of  directional  control.    This  becomes  increasingly  critical  where  a  crosswind  tends  to 
weathercock the aircraft in the same direction as the main rotor torque because, in the extreme case, 
the combined weathercock and torque effect will exceed the counteracting force which can be applied 
by  the  appropriate  yaw  pedal.    In  such  a  condition,  directional  control  could  not  be  maintained.  
Aircrew Manuals should be consulted for limitations. 
Revised Jul 12 
 
Page 3 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
16.  When hovering cross-wind the attitude of the fuselage will be affected and on touching down the 
landing gear on one side of the fuselage will make contact with the ground before the other, resulting 
in  a rolling moment of the  fuselage as the  landing is  completed.   The tendency  for the disc to follow 
the fuselage must be prevented with the stick, the stick not being centralized until the collective lever 
is in the fully down position.  Tail rotor roll will also affect fuselage attitude.  When the tail rotor is below 
the  level  of  the  main  rotor,  the  tail  rotor  drift  corrective  force  being  produced  by  the  main  rotor  will 
create a rolling couple with the tail rotor thrust, causing the helicopter to hover one wheel, or skid, low. 
17.  Approach  and  landing  down-wind  should  only  be  made  when  there  is  no  alternative.    Such  a 
necessity  implies  an  obstructed  landing  area  requiring  a  steep  angle  of  approach  at  a  low  forward 
speed;  in  a  strong  tailwind  this  may  mean  that  the  helicopter  has  an  effective  backward  airspeed 
which  is potentially  dangerous because of impaired directional control  and reduced aft cyclic control.  
Whenever there is a tailwind component, translational lift will be lost completely before the helicopter 
comes  to  the  hover  and  during  this  period  the  rate  of  descent  must  be  kept  very  low  (less  than  500 
fpm  in  most  helicopters  -  consult  Aircrew  Manual  for  each  type)  to  avoid  encountering  a  vortex  ring 
state (see paras 39 to 41).  Before taking-off down-wind, the ground in front of the aircraft should be 
examined to see that it is suitable for a run-on landing, which will be necessary if the rearward limits of 
the cyclic stick are reached whilst attempting to hover. 
18.  The  limiting  wind speeds for take-off  and  landing  out  of  wind  vary  between types  of helicopters.   In 
some  tandem  rotor  configurations,  the  take-off  and  landing  is  more  easily  accomplished  in  crosswind 
conditions as this eliminates the rotor interference which occurs when the aircraft is headed into wind. 
Landing on Sloping Ground 
19.  The  degree  of  slope  on  which  a  complete  landing,  ie  when  the  whole  aircraft's  weight  is 
transferred to the undercarriage, may be safely made is not very great.  Since the angle and direction 
of the gradient may be difficult to detect in a confined area, all landings on unfamiliar ground must be 
approached  with  caution.    The  technique  is  basically  the  same  as  that  used  for  normal  landing,  but 
great  care  must  be  taken  to  maintain  a  horizontal  disc  attitude  and  constant  fuselage  heading  while 
transferring the aircraft's weight from the rotor to the undercarriage. 
20.  As shown by Fig 1a, when landing across the slope, first contact with the ground is made by the 
up-slope  landing  gear.    Transfer  of  the  weight  to  the  down-slope  landing  gear  must  be  made  by 
continuing  the  downwards  movement  of  the  collective  pitch  lever,  at  the  same  time  preventing  the 
rotor from following the fuselage movement by maintaining the rotor disc as near to the horizontal as 
flying controls will allow (see Fig 1b) with the cyclic stick 'held into the slope'.  This stage of the landing 
must  be  carried  out  carefully;  if  the  cyclic  control  reaches  its  limiting  stop  before  the  whole  of  the 
landing gear is on the ground, the attempt must be abandoned, as beyond this point the aircraft will try 
to slide down the slope.  If the undercarriage has a castering nose/tail wheel, the aircraft may tend to 
yaw down the slope during the landing.  To assist in maintaining direction the wheel brakes and locks 
should be applied before attempting to land. 
Revised Jul 12 
 
Page 4 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
12-12 Fig 1 Landing on Sloping Ground 
Fig 1a 
Fig 1b 
Rotor Disc Horizontal
Rotor Disc Horizontal
Fuselage
Horizontal
Fuselage Inclined
Cyclic Control
Cyclic Port to
Sloping Ground
Maintain Disc
Sloping Ground
Horizontal
21.  When  the  complete  landing  gear  is  on  the  ground  the  collective  pitch  lever  must  be  lowered 
carefully but stopped if the helicopter begins to slide down the slope.  In this condition the helicopter is 
prone to ground resonance and must be lifted clear of the ground immediately if this develops.  Provided 
the lever can be fully lowered and cyclic limits have not been reached, the cyclic can be relaxed to the 
central  position  but  great  care  must  be  taken  to  ensure  that  this  movement  does  not  initiate  a  slide  or 
yaw, in which case an immediate take-off may have to be made.  For semi-rigid and rigid rotor heads the 
technique will vary slightly because of restrictions in the lateral movement of the cyclic at minimum pitch 
on the ground.  If an immediate take-off is required, then the cyclic must be moving towards the central 
position  before  the  collective  is  raised  in  order  to  reduce  the  risk  of  dynamic  rollover  (for  a  detailed 
explanation  of  dynamic  rollover,  see  Volume  12,  Chapter  5).    It  may  be  found  impossible  to  reduce 
collective pitch completely but, with care, passengers or freight can be transferred to or from the aircraft.  
If, during the take-off, the helicopter is allowed to pivot too quickly about its up-slope skid or wheel there 
is a very real risk of dynamic rollover.  If this condition seems possible, the pilot should swiftly but gently 
reduce collective pitch; rapid lowering of the lever may lead to the helicopter bouncing off the down-slope 
skid or wheel and rolling the other way. 
Sideways and Backwards Flight 
22.  For  the  purpose  of  manoeuvring  in  confined  spaces,  the  helicopter  can  be  flown  sideways  or 
backwards by simply moving the cyclic stick in the required direction.  Because the airspeed in sideways 
and  backwards  flight  is  limited,  the  amount  of  translational  lift  obtained  is  also  low,  therefore  relatively 
high power is required and these manoeuvres should normally be done at ground cushion height. 
23.  In  sideways  flight  the  airflow  acting  on  the  tail  cone  causes  a  tendency  to  weathercock  in  the 
direction  of  flight  and  this  must  be  corrected  by  use  of  yaw  pedal.    However,  excessive  speed  in 
sideways flight may result in loss of directional control because the amount of yaw pedal required may 
be insufficient to counteract the weathercock effect. 
24.  In  backwards  flight  directional  control  is  difficult  to  maintain  because  of  the  tendency  to 
weathercock.    Additionally,  as  backwards  airspeed  increases,  the  disc  will  flap-back  relative  to  the 
airflow,  but  forward  relative  to  the  fuselage,  and  a  further  rearward  movement  of  the  stick  will  be 
required to maintain the original disc attitude.  If the backwards airspeed is allowed to increase to the 
point where it is necessary to have the stick fully back, any further flapping forward of the disc cannot 
be  corrected  and  the  aircraft  is  likely  to  pitch  forward  out  of  the  control.    Care  must  be  taken  when 
stopping backwards flight, even at low speed.  A small forward cyclic stick movement will act with the 
disc,  which  is  flapping-back  relative  to  the  rearwards  movement  and  can  cause  a  large  forward 
rotation of the fuselage.  This may cause the rotor to strike the tail boom. 
Revised Jul 12 
 
Page 5 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
Turning on the Spot 
25.  A  turn  on  the  spot  is  a  manoeuvre  where  the  helicopter  is  yawed  through  360º  whilst  hovering 
over  a  point  on  the  ground  and  where  a  constant  rate  of  yaw,  constant  Rrpm  and  height  are 
maintained throughout. 
26.  In  executing  a  spot  turn,  the  rate  of  turn  is  controlled  by  the  yaw  pedals,  position  is  maintained 
with the cyclic stick and height  with the lever.   In calm conditions, it should not  be  necessary for the 
cyclic stick to be moved from the normal hover position and there should be very little displacement of 
the  yaw  pedals.    In  windy  conditions,  the  cyclic  stick  will  have  to  be  moved  throughout  the  turn  to 
prevent any tendency to drift down-wind and the yaw pedals used to prevent any changes in the rate 
of turn due to the varying weathercock effect.  In the case where a turn is required in an aircraft's own 
length rather than about the main rotor axis, a certain cyclic stick displacement in the direction of the 
turn will be required.  The length of the tail cone should always be remembered and a good look-out 
maintained in the opposite direction to the turn to ensure that no obstructions endanger the tail or main 
rotor.    The  centre  of  gravity  and  windspeed  limitations  of  the  aircraft  should  be  checked  before 
carrying out a spot turn to avoid the danger of reaching aft cyclic limits when hovering down-wind. 
Transitions 
27.  The change from hovering to horizontal flight, or vice versa, is called a transition.  To move from 
the hover into forward flight the rotor disc is tilted forwards by a forward movement of the cyclic stick.  
As  the  speed  starts  to  increase,  the  aircraft  moves  away  from  the  ground  cushion,  the  height  being 
maintained  with  the  lever  and, as forward speed further increases,  translational  lift is gained and the 
aircraft starts to climb.  During this acceleration forwards it will be necessary to move the stick forward 
to prevent the disc from flapping back. 
28.  Transition to forward flight down-wind should be avoided if possible as more time and distance are 
needed due to the late onset of translational lift.  Furthermore, the initial forward movement of cyclic must 
be very gentle as a harsh movement produces a large forward tilt to the disc which, with the wind behind 
the disc, results in severe nose-down pitching and the possibility of reaching aft cyclic limits. 
29.  The transition from forward flight to the hover is initiated by  a rearwards movement of the cyclic 
stick, adjusting the lever to maintain  height  by  a progressive  increase  in  power.   When forward flight 
ceases  the  aircraft  must  be  levelled  with  cyclic  to  the  hover  attitude  to  prevent  the  aircraft  moving 
backwards.    Further  adjustment  with  the  lever  will  be  necessary  as  the  ground  cushion  is  re-
established.  During transitions, the torque will vary as the power is changed and any tendency for the 
aircraft to deviate from its heading must be corrected with the yaw pedals. 
Circuit Patterns 
30.  The flying characteristics of the helicopter may make the standard, fixed-wing circuit procedures 
unsuitable.    Moreover,  it  is  undesirable  for  the  helicopter  to  conform  to  these  procedures  since  they 
seriously  reduce  its  natural  flexibility  of  operation  and  potential  usefulness.    Unless  a  special 
procedure is used, the helicopter, due to its low speed and small turning radius, is likely to constitute a 
hazard and a distraction to fixed-wing pilots.  It is, therefore, essential to have a circuit pattern which 
allows the maximum flexibility of operation and which, coincidentally, offers the minimum interference 
with fixed-wing aircraft. 
Revised Jul 12 
 
Page 6 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
31.  When helicopters are operating from permanent bases which are also used by fixed-wing aircraft, 
aircrews should be thoroughly conversant with circuit procedures as circuit patterns may vary in height 
or direction.  If the runway in use must be crossed, then it should be crossed at right angles over the 
centre of the runway. 
32.  When  approaching  an  unfamiliar  airfield,  the  most  convenient  and  accepted  procedure  is  to 
remain  outside  the  circuit  area  at  a  height  of  not  more  than  500  ft  until  called  in  by  the  air  traffic 
controller.  If the runway in use has to be crossed, this should be done at right angles at the centre of 
the runway and the helicopter flown to the indicated landing position. 
33.  Where  only  helicopters  are  operating  from  the  airfield  and  it  is  desired  to  fly  a  circuit  as  a 
precision exercise, the circuit pattern should be based on that shown at Fig 2. 
12-12 Fig 2 Basic Helicopter Circuit 
Climbing Turn 500 Ft AGL
Level At 1000 Ft AGL
(1000 Ft if Strong Wind)
- Cruising Speed
Wind 
Direction
Transition to
Climb
Checks, Take-off,
Hover,
Pre-landing
Clearing Turn
Checks
Arrive Over Landing
Spot At 5-10 Ft AGL,
Groundspeed Zero,
Establish Hover,
Land.
Rate of Descent 
Adjusted to Give
Approach Angle
of 6o - Progressively
Reducing Airspeed
Aim to Start Approach
Speed Reducing
From 500 Ft AGL
Descending Turn
Revised Jul 12 
 
Page 7 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
MISHANDLING 
Overpitching 
34.  Overpitching  is  the  condition  arising  from  the  use  of  insufficient  engine  power  to  maintain  Rrpm 
which  is  falling  due  to  the  high  pitch  angle  and  drag  coefficient  of  the  blades.    If  it  is  impossible  to 
regain  the  Rrpm,  then  an  overpitched  state  has  been  reached  and  at  this  stage  the  only  method  of 
recovery is to reduce pitch.  However, this is not always feasible because a reduction in pitch means a 
reduction in height and, when hovering, loss of height may not be acceptable. 
Overtorqueing 
35.  The  large  increase  in  power  available  from  turbine  engine  helicopters  may  make  it  possible  to 
overstrain  or  'overtorque'  the  transmission.    Since  torque  =  power/rpm,  any  increase  in  shaft  power 
(sp), or decrease in Rrpm for the same sp will increase the torque loading. 
36.  Overtorqueing can be avoided by monitoring the torque gauge fitted to most helicopters. 
37.  The manufacturer can guard against overtorqueing by restricting fuel flow and, therefore, power, 
but only at sea level conditions.  Because of the increasing efficiency of jet engines with height, power 
available increases with altitude and the need to control accurately power and temperature within the 
laid down limits, to prevent overtorqueing, cannot be over-emphasized. 
38.  The  inherent  danger  in  overtorqueing  is  the  possibility,  in  some  turbine  engine  helicopters,  of 
exceeding the fatigue life of a transmission component before its final overhaul life is complete.  This can 
result,  even  if  the  aircraft  is  flown  within  its  transient  power,  temperature  and  Rrpm  limitations,  and 
especially if the pilot does not observe the need to reduce the maximum torque with altitude.  The torque 
limitation with height is designed to give a constant shp up to the aircraft's ceiling and any excursion past 
that limit will increase the torque and, therefore, the transmission loading, beyond its limits. 
Vortex Ring State 
39.  The vortex ring state occurs most commonly during a powered descent with a very low airspeed, 
although  the  rate  of  descent  at  which  the  effects  become  apparent  will  vary  with  aircraft  type.    The 
symptoms  are  normally  pronounced  juddering  throughout  the  airframe,  a  tendency  for  the  aircraft  to 
yaw, a slight variation in Rrpm, a rapidly increasing rate of descent which, if allowed to continue, can 
produce pitching and/or rolling, or, in perfect conditions, a smooth vertical descent at a very high rate. 
40.  The probability of vortex ring developing quickly with little warning is at its highest during the final 
stages  of  an  approach  to  land;  particularly  if  the  approach  has  been  made  with  a  tailwind,  giving  an 
acceptable groundspeed but a low, or zero, airspeed.  It is, therefore, of vital importance that the pilot 
should  check  the  local  wind  conditions  before  making  an  approach  to  land  and  restrict  the  rate  of 
descent when the airspeed is low.  Vortex ring may also be induced by applying power to recover from 
a  zero-airspeed  autorotation  without  first  regaining  forward  speed  or  by  allowing  the  aircraft  to  lose 
height in a steep nose-up attitude when executing a quick stop. 
41.  As  the  vortex  ring  state  develops  only  when  the  aircraft  is  descending  in  the  direction  of  its  own 
downwash, the corrective action must be to move the aircraft forward, by use of the cyclic stick, away from 
this  flight  condition.    As  soon  as  positive  and  increasing  airspeed  has  been  achieved,  power  should  be 
Revised Jul 12 
 
Page 8 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
applied to check the rate of descent, but the application of power when the airspeed is very low will only 
aggravate the situation and prolong the subsequent recovery.  It must be appreciated that, probably, there 
will be a time lag after the stick has been moved forward and before the aircraft gains forward airspeed and 
that during this period height will continue to be lost.  It follows, therefore, that to allow the vortex ring state 
to develop when flying close to the ground would result in a condition from which it could be impossible to 
recover.    When  carrying  out  a  vertical  descent,  or  steep  approach  at  zero  or  low  airspeed,  the  rate  of 
descent should not be allowed to exceed 500 fpm.  (See Volume 12, Chapter 5, para 14). 
Ground Resonance 
42.  Ground resonance is the condition wherein there exists a severe sympathetic oscillation between 
the rotor system and the undercarriage of a helicopter.  Any out-of-balance force set up in the rotors 
(by  faulty  blade  damping,  sideways  motion  on  landing  or  wheel  'bouncing')  may  give  rise  to  ground 
resonance.    During  take-off  an  excessive  time  spent  sharing  support  of  the  helicopter's  weight 
between the rotor and the undercarriage must be avoided and the aircraft must be lifted positively and 
cleanly off the ground as soon as it begins to feel 'light'; for the same reason the collective pitch must 
be  reduced  smoothly  and  fully  on  touchdown.    The  helicopter  is  most  prone  to  ground  resonance 
during a running take-off or landing, whilst taxiing or when landing on sloping ground. 
43.  The  corrective  action  to  be  taken  if  ground  resonance  occurs  varies  slightly  according  to  the 
prevailing  conditions  but,  basically,  as  the  phenomenon  results  from  contact  with  the  ground,  the 
aircraft should be lifted clear immediately.  In some conditions, where the power setting is too low to lift 
the  helicopter  clear  of  the  ground  quickly  enough,  the  collective  lever  should  be  lowered  fully  as 
quickly and smoothly as possible, the engine disengaged or stopped, and the rotor brake applied - the 
intention being to change the Rrpm by the quickest possible means available. 
44.  Ground resonance  is a most dangerous condition.  The likelihood  of ground resonance occurring  is 
eliminated as far as possible in the design of the aircraft, but the conditions which can cause it should also 
be avoided (see Volume 12, Chapter 5 for a detailed explanation of ground resonance). 
EMERGENCIES 
Engine Failure 
45.  A  free-wheel  unit  is  normally  fitted  in  the  rotor  drive  system  to  allow  the  rotors  to  turn 
independently of the engine(s).  If a total loss of power occurs during flight, the Rrpm will decay rapidly 
if  significant  collective  pitch  is  maintained  and  the  aircraft  will  yaw  in  the  direction  of  the  main  rotor 
rotation.  The collective pitch must be reduced immediately to the autorotative range to maintain Rrpm 
and corrections made to counter pitch and yaw. 
46.  In autorotation the  aircraft  descends at a steep angle, but good control and manoeuvrability  are 
retained.  The aircraft can be autorotated to a suitable landing area within range, speed reduced prior 
to touchdown and the landing cushioned by use of lever, involving a reduction in Rrpm. 
47.  The  best  airspeed  for  autorotation,  ie  minimum  rate  of  descent,  usually  approximates  to  the 
recommended climbing speed but, within certain limits, the angle of descent may be reduced, and range 
increased by increasing the airspeed.  Range may also be increased still further by raising the collective 
lever and reducing the Rrpm to a specified minimum.  Down to a certain limit, this results in increased blade 
efficiency and, therefore, reduced rate of descent, but it is important to regain Rrpm before landing. 
Revised Jul 12 
 
Page 9 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
48.  In  light  helicopters,  range  may  be  reduced,  and  angle  of  descent  increased  by  reducing  the 
airspeed,  to  zero  if  necessary,  to  give  a  near  vertical  descent,  depending  on  wind  speed.    At  a  high 
rate  of  descent,  positive  airspeed  should  be  maintained,  but  in  moderate  wind  conditions  the  aircraft 
can  be  allowed  to  drift  backwards  over  the  ground  while  still  maintaining  positive  airspeed.    Prior  to 
landing, the rate of descent can be reduced and Rrpm increased by increasing the airspeed to normal.  
The change in attitude can be quite marked and because the height loss in regaining normal airspeed 
can  be  considerable,  a  low  speed  autorotation  should  not  be  continued  below  approximately  1000  ft 
AGL.  It is essential to ensure that the aircraft does not land with negative groundspeed. 
49.  Approach and Flare-out.  On approaching ground level following a normal or range autorotation, 
the forward speed must be reduced sufficiently to permit a safe touchdown.  This is achieved by flaring  
(a positive rearward inclination of the rotor and fuselage), which also has the effect of increasing Rrpm 
and,  reducing  the  rate  of  descent.    In  the  late  stages  of  the  flare,  the  collective  lever  is  then  raised 
slightly to reduce the rate of descent and the aircraft is then returned to a level attitude at a low or zero 
groundspeed and the collective lever raised to check the descent completely just before touchdown.   
50.  Touchdown  Technique.    On  touchdown  the  Rrpm  will  be  low  and  the  coning  angle  high  and, 
therefore, the  lever should  be  lowered smoothly so  as to  avoid the blades flexing and flapping down 
excessively.  Rapid lowering of the lever must be avoided; this applies particularly to helicopters with a 
skid-type  undercarriage  since  lowering  the  lever  violently  whilst  still  moving  forward  over  the  ground 
will cause the aircraft to stop abruptly, possibly causing strain to the rotor mast bearing. 
51.  Speed Control.  Under true forced landing conditions, the aim should be to touch down with zero 
forward airspeed.  However, on a good surface, a touchdown speed of up to 15 kt may be accepted 
with  safety,  provided  the  aircraft  is  kept  level  and  landed  without  drift.    Because  of  the  high  rate  of 
descent in vertical autorotation and the difficulty in judging the final hold-off, forward speed should be 
reduced  at  as  low  a  height  as  safely  possible.    It  is  also  important  that  the  flared  attitude  should  be 
restored to a level attitude in good time before touchdown because once the lever is raised, the Rrpm 
reduces and this causes a progressive loss of stick control and an increased tendency to  yaw as tail 
rotor rpm fall.  Incorrect attitudes or headings cannot easily be rectified at this stage and landing with 
drift may cause the aircraft to roll over. 
52.  Safety Height Margins.  During the transition period from powered flight to autorotation a rapid 
loss  of  height  may  occur,  the  height  loss  varying  inversely  with  the  airspeed  at  the  time  of  engine 
failure.  If the engine fails at normal cruising speed the height loss during the transition may be greatly 
reduced  by  flaring.    This  increases  the  Rrpm  and  rotor  thrust  and  also  aids  the  establishment  of 
autorotation by inducing the upwards inflow more quickly.  If, however, the airspeed is zero, then 400 
ft or more will be lost before full autorotation is established.  Unless operationally necessary, therefore, 
flight at low airspeed at low level should be avoided in a single-engine helicopter. 
53.  Handling  at  Very  Low  Levels.    Because  of  the  loss  of  height,  and  the  reduction  of  speed  by 
flaring  is  only  gradual,  engine  failure  at  very  low  heights  may  have  serious  consequences  if  the 
airspeed  is  high.    If,  however,  engine  failure  does  occur  at  low  level  and  at  speed,  then  the  aircraft 
should be flared immediately, for maximum speed reduction, and the lever lowered.  This will greatly 
assist in regaining lost Rrpm and, depending upon the airspeed at the time, height can also be gained 
in the flare.  As speed is lost and the aircraft is about to descend, the aircraft must be levelled, and the 
touchdown  cushioned  with  the  lever,  running-on  at  the  minimum  residual  speed.    A  typical 
airspeed/altitude  graph  for  safe  autorotative  landing  is  shown  at  Fig  3.    It  should  be  noted  that  this 
graph does not have general application. 
Revised Jul 12 
 
Page 10 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
12-12 Fig 3 Airspeed/Altitude Graph for Autorotative Landing 
Height AGL
(feet)
1100
1000
AVOID CONTINUOUS OPERATION
IN THE SHADED AREAS
900
800
700
600
500
6500 Feet Datum
400
300
Sea Level
 Datum
200
100
0
0
20
40
60
80
100
120
140
IAS (Knots)
10 feet skid clearance at sea level
3 feet skid clearance at 6500 feet
54.  Wind.    It  is  desirable  that  the  final  part  of  the  approach  for  an  autorotative  landing  should  be 
carried  out  into  wind,  bearing  in  mind  that  a  considerable  loss  of  height  will  occur  during  an 
autorotative descent if turns through more than 180º are carried out.  Loading in the turn may make it 
necessary to control Rrpm by raising the lever, the lever being lowered on completing the turn in order 
to maintain Rrpm.  Airspeed must be maintained.  When practicable, the minimum height on a cross-
country flight should be such as to allow for turns into wind.  Because of the steep angle of descent in 
autorotation, flying over towns, heavily wooded areas and large stretches of water should be avoided 
in a single-engine helicopter. 
55.  Practice.    The  engine-off  capabilities  of  the  helicopter  provide  a  degree  of  safety  not  found  in 
other aircraft.  Regular practices of engine-off landings and autorotation to flare recovery will promote 
personal confidence in the aircraft and improve pilot judgement under varying conditions. 
APPLIED AND OPERATIONAL TECHNIQUES 
Operating at Maximum All-up Weight 
56.  When  operating  at  maximum  all-up  weight  (auw)  the  following  considerations  must  be  borne  in 
mind: 
a. 
An  increase  in  auw  requires  more  power  to  hover  and  thus  reduces  the  excess  power 
available for the climb. 
Revised Jul 12 
 
Page 11 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
b. 
Performance varies considerably between types of helicopter, but full power may be required 
in  some  types  to  hover  at  maximum  auw  outside  the  ground  cushion  even  at  sea  level  and 
moderate temperatures. 
c. 
Whilst cruising flight (with translational lift) presents no problem, flight with little or no forward 
speed should only be attempted at ground cushion height. 
d. 
Large changes in pitch attitude should be avoided, particularly when moving from the hover 
into  forward  flight  and  vice  versa,  because  a  substantial  power  increase  is  required  to  maintain 
height  due  to  the  loss  of  lift  caused  by  the  reduction  in  ground  effect  and  the  inclination  of  the 
total rotor thrust. 
e. 
In forward flight, the higher the auw the lower will be the airspeed at which the symptoms of 
retreating blade stall will occur. 
f. 
It is important to remember that the maximum auw limitation is imposed for structural as well 
as performance reasons. 
Centre of Gravity Considerations 
57.  In single rotor helicopters the safe range of movement of the centre of gravity (CG) is very small, 
often  being  as  little  as  four  or  five  cm  fore  and  aft  of  the  CG  datum,  which  is  usually,  but  not 
necessarily, directly below the rotor shaft.  The natural hang of the fuselage when hovering in still air 
conditions  changes  with  CG  position,  becoming  nose-down  as  the  CG  moves  forward  and  tail-down 
as the CG moves back, in relation to the datum. 
58.  The position of the cyclic stick to maintain the hover will also be affected by the CG position; the 
stick  being  closer  to  its  forward  stop  when  the  CG  is  aft  of  the  datum,  and  vice  versa.    A  condition 
could be reached where the CG is so far aft that the cyclic stick will be on its forward stop, purely to 
maintain  the  hover,  thus  making  forward  flight  impossible.    If  the  aircraft  is  loaded  beyond  the 
maximum aft CG position whilst on the ground, the pilot will find that, on take-off, the aircraft will move 
backwards, and he will have no forward cyclic control left to stop this movement.  The reverse effect 
will occur if the position of the CG is beyond the forward limit. 
59.  Since  operational  use  of  the  helicopter  involves  the  carriage  of  widely  differing  loads,  it  is 
essential that pilots should take care to assess the weight to be carried and load the aircraft to keep 
the  CG  within  safe  operating  limits.    On  some  helicopters  the  CG  will  change  as  the  result  of  using 
fuel.  The method of calculating these factors is considered in detail in Volume 12, Chapter 11. 
60.  In the tandem rotor configuration, the range of CG movement is much greater than in the single 
rotor helicopter since the  pitching moments of the fuselage can be corrected by  differential collective 
pitch of the rotors. 
Limited Power Operations 
61.  Many  helicopter  operations  have  to  be  carried  out  in  ambient  conditions  which  limit  the  power 
available,  or  in  conditions  when  maximum  power  is  available  but  inadequate.    When  operating  in 
tropical conditions, knowing the density altitude becomes of paramount importance, eg with a pressure 
altitude of 500 ft and an ambient temperature of 35º C, the density altitude may be as high as 3,000 ft.  
It  is,  therefore,  important  to  know  the  power  limitations  of  the  aircraft  so  as  to  be  able  to  assess 
accurately  what  may  be  achieved  with  the  power  margin  available  after  take-off  and  before  landing.  
Revised Jul 12 
 
Page 12 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
Depending  on  the  power  margin  available,  different  take-off  and  landing  techniques  are  required  for 
safe operations; the exact amounts of power required for each type of manoeuvre vary with the type of 
helicopter being flown. 
62.  Ideally,  the  aircraft's  performance  should  be  calculated  before  take-off  as  part  of  the  pre-flight 
planning, so that the  pilot  should be in no  doubt as  to his power requirements  or  which technique to 
use.  However, the information required for pre-flight planning may not be readily available and in such 
cases the pilot will have to rely upon 'rule of thumb' methods to determine the aircraft's capability. 
63.  Take-off.  The method of assessing the power in hand for take-off is: 
a. 
Hover at normal hover height in the ground cushion and note the power required. 
b. 
Check the maximum power available under the prevailing conditions. 
The  difference  between  sub-para  a  and  sub-para  b  represents  the  power  margin  available  and 
indicates the type of take-off and transition possible. 
64.  The different types of take-off and transition are: 
a. 
Running Take-off.  When the power is limited to such an extent that the aircraft cannot be 
brought to the hover or only to a very low hover, a running take-off is advisable provided that the 
take-off  run  is  over  smooth  flat  ground,  that  no  obstacles  exist  in  the  take-off  path  and  that  the 
aircraft  has  a  suitable  undercarriage  for  this  type  of  take-off.    The  method  of  making  a  running 
take-off  is  to  taxi  forward  into  wind  and  then  allow  the  speed  to  increase  and  fly  the  aircraft  off, 
counteracting  any  nosedown  tendency  at  unstick  with  cyclic  control;  accelerating  gently  while 
allowing  the  aircraft  to  climb  until  the  chosen  speed  is  reached.    The  initial  acceleration  will  be 
slow,  and  a  considerable  distance  flown  before  climbing  speed  is  reached.    Depending  upon 
obstacles, it may be necessary to climb at the speed that will give the best angle although not the 
best  rate  of  climb.    Gentle  movements  of  the  cyclic  stick  are  essential,  or  the  aircraft  will  lose 
height and could strike the ground.  Where fitted, nosewheel locks should be in at the beginning 
of the take-off run. 
b. 
Cushion  Creep  Take-off.    From  the  hover,  slightly  below  normal  hover  height,  the  aircraft 
should be gently eased into forward flight.  The aircraft will gradually accelerate and, as the effect 
of the ground cushion is left behind, translational lift will be gained, and the aircraft will continue to 
gain speed.  With full power applied and  when the speed to give  the best climbing angle or the 
correct climbing speed is reached full climb may be started.  It is essential that a clear flat take-off 
path is available and that all control movements are made gently. 
c. 
Vertical  Inside  Ground  Effect  (VIGE)  Take-off.   Where  a  take-off  has  to  be made  from  a 
confined  area,  with  obstacles  no  more  than  two  thirds  of  the  rotor  diameter  high,  the  VIGE 
transition  may  be  appropriate  but  the  power  margin  must  be  sufficient  to  ensure  some  vertical 
climb out of the ground cushion.  From a low hover, maximum power is applied, and the aircraft 
climbed  vertically.    Shortly  before  the  vertical  climb  stops  and  when  clear  of  forward  obstacles, 
the  aircraft  is  eased  into  forward  flight,  converting  rate  of  climb  into  forward  speed  and  gaining 
translational  lift.    The  climb  should  be  gauged  in  relation  to  the  obstacles  to  be  cleared  and  the 
aircraft flown to pass over the lowest of the obstructions and, when clear, accelerated to normal 
climbing speed. 
Revised Jul 12 
 
Page 13 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
d. 
Vertical Outside Ground Effect (VOGE) Take-off.  Above a certain power margin, it will be 
possible  to  climb  vertically  out  of  the  ground  cushion,  clear  all  obstructions  and  then  make  a 
transition  into  forward  flight.    Unless  there  is  no  other  way  of  safely  leaving  the  area,  a  vertical 
climb  is  not  recommended  because  once  the  climb  has  started,  ground  reference  is  easily  lost.  
Assuming the use of a fixed power setting, the rate of climb will deteriorate with increasing height 
and eventually become zero.  If the pilot  attempts to continue the vertical climb beyond the limit 
imposed by his power setting there is a danger of overpitching and overtorqueing. 
65.  Landing.    The  method  of  assessing  the  power  in  hand  before  landing  is  based  on  similar 
principles  to  that  used  for  the  take-off,  except  that  it  is  done  in  forward  flight.    Whilst  maintaining 
forward  flight  the  appropriate  performance  graphs  are  consulted  to  determine  the  power  required  for 
the selected landing point. 
66.  The different types of approach and landing are: 
a. 
Zero Speed or Running Landing.  This type of landing may be carried out where the power 
margin is small, and the indications are that the aircraft is unlikely to be able to come to even a 
low hover.  The speed of run-on, from zero to the maximum permitted for the type of aircraft, will 
vary  according  to  the  power  margin.    The  landing  area  for  a  running  landing  should  meet  the 
following requirements: 
(1)  Flat and reasonably smooth. 
(2)  A good escape route should exist for overshooting in the case of a missed approach. 
(3)  The approach path should not be steep. 
A thorough inspection of the landing area should be made, and a height selected below which it 
would  be  dangerous  to  overshoot  (committal  height).    A  low  circuit  should  be  flown,  the  pre-
landing checks done, and a constant angle approach started.  Speed must be gradually reduced, 
but not allowed to fall below the translational lift speed of 15-20 kt.  If it is necessary to use all the 
power  before  committal  height  is  reached,  an  overshoot  should  be  considered,  or  the  aircraft 
flown  at  a  speed  that  allows  less-than  maximum  available  power  to  be  maintained.    Once  the 
committal  height  has  been  reached,  airspeed  and  rate  of  descent  should  be  reduced  together.  
Ideally,  the  touchdown  point  should  be  reached  with  the  wheels  just  above  the  ground  and  the 
speed at zero, with a small amount of power still available.  The lever is then gently adjusted to 
place  the  wheels  firmly  on  the  ground.    If  full  power  has  been  applied  before  the  speed  falls  to 
zero,  the  aircraft  should  be  flown  on  at  this  speed  and  no  attempt  made  to  reduce  the  speed 
further,  otherwise  the  rate  of  descent  will  increase  rapidly.    The  landing  should  be  controlled 
throughout and any tendency to overpitch or overtorque should be avoided. 
b. 
Bare  Wheel  Clearance.    With  slightly  more  power  available  than  that  required  for  a  zero-
speed landing, the helicopter may be brought to a low hover in the ground cushion.  The landing 
area should again be examined for a suitable flat approach, escape routes and a surface suitable 
for the establishment of a ground cushion; committal height should also be determined.  Power, 
speed  and  height  should  be  closely  co-ordinated  so  that,  as  translational  lift  is  lost,  a  strong 
cushion  is  established.    It  is  essential  that  some  speed  be  maintained  until  the  aircraft  is  within 
the landing area and at a height where the ground cushion is to be expected.  From the low hover 
a normal landing may be made. 
Revised Jul 12 
 
Page 14 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
c. 
High  Hover.    Where  the  landing  area  is  unsuitable  for  the  establishment  of  a  ground 
cushion,  or  because  of  obstacles,  it  will  be  necessary  to  establish  a  high  hover  and  a 
considerably  greater  power  margin  will  be  required.    Careful  co-ordination  of  power,  speed  and 
height  is  necessary,  and  the  final  part  of  the  approach  should  be  made  about  3  m  above  the 
ground or obstacles. 
d. 
Emergency Run-on Landing.  In the event of partial power failure, it may be necessary to land 
with a power margin less than those tabled.  A suitable speed in relation to rate of descent should be 
maintained  and  the  aircraft  flown  on  at  that  speed.    The  lever  should  be  used  to  lower  the  aircraft 
gently on to the ground and, with the lever fully down, the wheel brakes should be applied. 
e. 
Overshooting.    The  decision  to  overshoot  should  be  taken  as  early  as  possible.    Height, 
speed and escape routes are valuable when power is limited, and height and speed should never 
be lost unnecessarily as they can be converted into translational lift. 
Operating from Confined Areas 
67.  Operating  helicopters  in  the  field  will  frequently  involve  landing  and  taking-off  from  small  areas, 
often surrounded by high trees, buildings etc.  Special care must be taken to ensure a safe entry into 
and exit from the area, and to meet this requirement the following special technique is employed. 
68.  At  some  convenient  place  prior  to  reaching  the  landing  site  a  power  check  as  detailed  for  the 
aircraft type should be made to determine whether power available is adequate to enter and leave the 
site.  The local wind velocity should also be determined. 
69.  A  thorough  reconnaissance  of  the  landing  site  and  the  surrounding  area  should  be  made  on 
arrival; special note being made of: 
a. 
The size, shape, surrounds, surface and slope of the landing site. 
b. 
The  best  approach  and  exit  paths,  with  special  reference  to  escape  routes  and  committal 
height,  the  cleared  area  and  the  touchdown  point,  the  altitude  of  the  landing  site  and  any 
turbulence on the approach and exit paths. 
The information obtained from the power check and reconnaissance is used to plan a detailed circuit, 
approach,  landing,  take-off  and  exit  from  the  site.    An  initial  proving  circuit  is  flown,  usually  at  200’ 
above obstacles, and, if satisfactory, the final circuit is started.  Once the aircraft is within the confines 
of  the  site  it  is  essential  to  ensure,  by  means  of  a  reconnaissance,  that  the  tail  rotor  will  not  foul 
obstacles on touchdown.  The surface of the landing point must be free from erosion and sufficiently 
firm to support a laden helicopter.  It must also be free from potholes, tree stumps and any debris that 
could be blown up into the rotor blades; dusty or sandy areas should be avoided where possible.  The 
ground should be relatively level, the slope not exceeding the limit for the aircraft type. 
70.  If a change of load has taken place whilst on the ground, the CG should be checked in the hover 
and  a  power  check  carried  out  to  ensure  that  the  power  margin  is  sufficient  for  the  type  of  take-off 
required.  The take-off and transition should follow that decided by the reconnaissance. 
71.  Landing Points.  The size and the approach/exit angles of the landing point will depend on the 
type of helicopter for which it is planned. 
Revised Jul 12 
 
Page 15 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
72.  Suitable  Areas  for  Landing.    Practice  landing  points  can  be  constructed  to  meet  training 
requirements  but,  operationally,  they  will  have  to  be  constructed  to  meet  the  needs  of  the  ground 
forces.  The choice of a landing point should first be judged in relation to its entry and exit path and the 
following are suitable places to build a landing point: 
a. 
On top of a piece of ground higher than the immediate surrounding area. 
b. 
On  a  'pimple'  in  a  valley  where  an  up-valley  approach  and  down-valley  exit  is  possible, 
taking account of any prevailing wind. 
c. 
On a curve of a river which is wide enough for the helicopter to be flown over the water on 
the approach and exit. 
d. 
In the centre of a saddle where the approach may be made across it and the exit carried on 
in a straight line. 
e. 
On  a  ridge  in  the  side  of  a  hill  where  the  approach  and  exit  can  be  made  parallel  to  the 
hillside 
Mountain Flying 
73.  Mountain flying poses several special problems and aggravates many others.  An appreciation of 
mountain  wind  effects,  the  ability  to  assess  aircraft  performance  accurately  and  an  understanding  of 
the  physiological  problems  involved  are  necessary  if  the  pilot  is  to  fly  the  aircraft  safely  and 
confidently.  Although a general pattern may be laid down for the approach and landing on to specified 
features, because of the changing wind effects, no two approaches are likely to be the same.  Smooth, 
accurate  flying  is  particularly  important  because  on  many  occasions  it  will  be  necessary  to  fly  to  the 
limits  of  the  aircraft's  performance  and  the  pilot's  ability.    This  subject  is  discussed  in  some  detail  in 
Volume 12, Chapter 16. 
Low Flying 
74.  The  nature  of  helicopter  operations  is  such  that  much  flying  is  done  at  low  level  and  pilots  must 
have a clear understanding of the problems involved.  Because of the low speed of helicopters there will 
be  a  large  variation  in  groundspeed  between  the  into-wind  and  down-wind  case  in  strong  wind 
conditions, and the effects of turning cross-wind will also be very marked.  Any inclination to reduce the 
airspeed when flying down-wind, in an attempt to maintain a constant groundspeed, must be done with 
care.  When carrying out a low-level creeping line ahead search, a start should be made from the down-
wind end of the area and all turns made into-wind.  Where turns down-wind are unavoidable, sufficient 
airspeed should be maintained to ensure a forward airspeed when the turn has been completed. 
75.  The maintenance  of a good look-out and,  where  necessary, taking prompt avoiding action, is  of 
paramount  importance.    The  following  are  the  most  satisfactory  methods  of  avoiding  obstacles  that 
cannot be cleared laterally: 
a. 
When flying approximately into wind, make a quick stop by flaring to reduce speed rapidly, at 
the same time lowering the lever to avoid gaining height. 
b. 
When flying down-wind, turn through 180º and flare. 
Revised Jul 12 
 
Page 16 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
A quick stop is not normally attempted if flying down-wind.  To clear a high obstacle or rising ground, 
collective pitch and power are increased and the attitude, and therefore airspeed, maintained with the 
cyclic control.  The natural tendency to want to make a 'cyclic climb' when nearing an obstacle should 
be avoided unless power limitations are reached. 
Flying at High Altitude 
76.  As  height  is  gained,  control  response  decreases  because  of  the  reduction  in  air  density  and 
added care must be taken to maintain control of attitude.  Density altitude will be the same as pressure 
altitude when the ambient temperature conforms to ISA conditions, but when the temperature for any 
given height is not the ISA temperature, density altitude should be calculated using a density altitude 
graph, to ensure that the flight will be within the flight envelope.  For example, at a pressure altitude of 
6,000 ft with air temperature of +15 ºC, the density altitude would be 7,400 ft. 
77.  For the best rate of climb, IAS must be reduced as height is gained so that a TAS is maintained at 
which maximum excess climbing power is available.  Maximum indicated cruising speed must also be 
reduced  with  height  because  the  higher  blade  angle  of  attack  required  to  obtain  the  necessary  rotor 
thrust in the less dense air results in the retreating blade reaching its stalling angle at a lower forward 
IAS than at sea level.  Control response of the main and tail rotors is reduced and violent manoeuvres 
and  steep  turns  at  altitude  should  be  avoided  since  the  sudden  onset  of  blade  stall  will  produce  a 
nose-up rolling attitude from which it may be difficult to recover. 
Instrument Flying 
78.  Aircrew Manuals for different types of helicopter will specify the limitations placed on the aircraft 
for  the  purposes  of  instrument  flying  and  these  normally  include  maximum  and  minimum  airspeeds, 
maximum altitude and maximum angle of bank.  Unless a flight control system or hover meter is fitted, 
it is impossible to hover a helicopter by sole reference to instruments. 
79.  Control  of  Attitude  and  Airspeed.    A  change  of  attitude  in  the  pitching  plane  is  synonymous 
with a change of airspeed and height.  The instruments used to determine a change of attitude are the 
attitude  indicator  (AI),  airspeed  indicator  and  vertical  speed  indicator.    In  the  rolling  plane,  bank 
attitude is shown on the AI (with turn shown on the rate of turn indicator, where fitted). 
80.  Control  of  Height.    Change  of  height  is  effected  by  use  of  the  collective  lever.    At  a  constant 
attitude/airspeed  in  level  flight,  tendencies  to  climb  or  descend  are  detected  by  reference  to  the 
vertical  speed  indicator  and  corrected  by  small  adjustments  of  the  collective  lever.    A  change  of 
attitude/airspeed  will  result  in  a  height  change,  but  any  attempt  to  recover  to  the  original  conditions 
must  be  treated  as  two  separate  control  movements,  firstly  attitude  change,  to  restore  the  original 
airspeed and, secondly, a collective lever movement to restore the original height. 
81.  Control in the Yawing Plane.  A conventional slip indicator is fitted to assist the pilot to maintain 
balanced  flight  and  a  gyrocompass  provides  the  necessary  heading  information.    Any  movement  of 
the  collective  lever  will  require  a  corresponding  adjustment  of  the  yaw  pedals  to  counteract  the 
alteration in main rotor torque. 
82.  Approach Aids and General Instrument Flying.  Within the helicopter's speed range all normal 
types  of  airfield  and  runway  approach  procedures  can  be  flown,  although  initial  difficulty  may  be 
experienced  by  the  ground  controller  because  the  slow  speed  of  the  helicopter  often  necessitates 
relatively large corrections to compensate for drift. 
Revised Jul 12 
 
Page 17 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
83.  Icing.  Individual aircraft icing limitations must be adhered to.   Apart from engine icing, airframe 
icing is a serious hazard because: 
a. 
Blade loading is high and a small amount of ice accretion on the blades is likely to cause a 
large deterioration in rotor performance. 
b. 
An  increase  in  blade  weight  due  to  ice  accretion  causes  a  significant  increase  in  the 
centrifugal reaction which may impose unacceptable loads on the rotor hub. 
c. 
Even small inequalities  in the amount  of ice accretion on  individual blades  will cause blade 
imbalance and since blade balance is very critical, severe vibration may result. 
See also Volume 12, Chapter 15 and Volume 8, Chapter 2. 
Formation Flying 
84.  Leadership.  The duties of a leader of a formation remain essentially the same as for fixed-wing 
formation  flying:  all  matters  relating  to  the  safety,  positioning  and  tactics  of  the  formation  being  his 
responsibility.    In  tactical  and  battle  formation,  the  spacing  of  individual  aircraft  is much  greater  and, 
therefore, the safety of each aircraft becomes the responsibility of individual pilots, but the leader still 
retains overall control of navigation and tactics. 
85.  There are three categories of formation flying: 
a. 
Close Formation.  Close formation is used mainly for demonstration and display purposes. 
b. 
Tactical Formation. There are 2 types of tactical formation, they are as follows: 
 
(1)   Tactical  formation  is  used  for  all  mutual  operations  and  particularly  when  a  large 
number of helicopters are involved in the dropping of troops into a forward area, or when a 
large supply drop is required.  
 
(2)  Battle Formation.  Battle formation enables individual aircraft to provide mutual support 
and can involve any number of aircraft. 
86.  Close  Formation  -  Basic  Positions.    The  following  types  of  formation  (described  further  in 
Volume 8, Chapter 21) can be flown: 
a. 
Vic - three or more aircraft. 
b. 
Box - four aircraft. 
c. 
Finger Four - four aircraft. 
d. 
Echelon - two or more aircraft. 
e. 
Line Astern - two or more aircraft. 
f. 
Line Abreast - two or more aircraft. 
Revised Jul 12 
 
Page 18 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
All  horizontal  spacing  is  related  to  rotor  diameter  -  usually  one  rotor  diameter  between  tips  of  main 
rotor blades of adjacent aircraft.  In line astern, aircraft are displaced vertically or 'stepped-up' above 
aircraft  ahead.    Since  there  is  only  a  small  margin  between  the  formation's  cruising  and  maximum 
speeds,  angles  of  bank  are  kept  low  in  all  types  of  formation,  except  line  astern,  to  assist  pilots  in 
keeping the correct position and spacing. 
87.  Trail Formation.  Formations consist of two or more aircraft and horizontal spacing is at least two 
rotor  diameters  between  aircraft.    Vertical  spacing  is  not  so  critical  as  in  close  formation  because  of 
the greater distances between aircraft.  This formation may be flown at very low level. 
88.  Battle Formation.  Formations consist of two or more aircraft or formation elements.  Lateral spacing 
is from 1 to 4 km in transit, closing to two rotor spans for landing.  This formation can be flown at medium or 
low level and is particularly useful when there is a threat from fixed wing or other rotary aircraft. 
89.  Pre-planning.    Operational  tactical  formations  of  this  type  will  require  extensive  pre-planning  of 
routes to achieve maximum protection and to avoid known obstacles and enemy positions. 
Night Flying 
90.  Support  and  SAR  helicopters  are  fitted  with  a  full  range  of  flight  instruments  and  night  flying 
presents no particular problems.  Internal lighting may be configured to support operations with night 
vision devices (NVD), since these are now in frequent use (their use is discussed in para 92).  External 
illumination  is  provided  by  white  (and  in  most  instances  infra-red)  landing  lights,  standard  navigation 
lights,  downward  identification  lights  and  NVD  compatible  formation  and  anti-collision  lights.    A 
Nightsun Searchlight or its equivalent may be fitted as role equipment.  Similarly, hand held lights and 
illuminating  flares  may  be  carried  for  special  purposes  and  their  use  will  be  pre-briefed.    Brightstar 
floodlights provide useful background illumination. 
91.  Many landing sites will be illuminated by natural light only.  Others may have landing aids at night 
in the form of lights set up in various configurations to give the pilot azimuth and elevation indications.  
These  lights  may  vary  from  hand  held  electric  torches,  through  crossed  headlights  provided  by 
stationary vehicles, to a NATO illuminated 'T'.  The NATO 'T' lighting may or may not be configured for 
NVG operation but some of the alternative lighting mentioned may be too bright for NVG. 
Operating with Night Vision Devices (NVD) 
92.  The  design  and  construction  of  NVD  are  described  in  Volume  7,  Chapter  17.    The  following 
paragraphs  give  general  details  which  may  be  applicable  to  a  sortie  with  NVD.    Some  hazards  and 
limitations are also discussed. 
93.  In  total  darkness  NVD  would  be  useless.    They  are  light  intensifiers  and  require  some  light  to 
function.  Light is quantified in lux or millilux where 1 lux = 1,000 millilux = 1 lumen per square metre.  
At  night,  the  main  sources  of  natural  light  are  the  moon,  stars  and  residual  solar  light.    In  addition, 
some illumination comes from sunlight reflected from particles in the upper air or debris in space and 
this is termed background illumination.  Reference to the day's Astronomical Data Service (ADS) sheet 
will provide the times of sunset, sunrise, moonset and moonrise and the times of nautical twilight.  It 
also gives the expected light levels for each hour of the night for varying cloud conditions.  Normally, 
NVD  are  effective  down  to  about  1  millilux  but  operation  below  this  is  quite  feasible  in  areas  of  high 
environmental  or  cultural  lighting  (i.e.  from  street  lamps,  towns  etc).    Cultural  lighting  may  provide  a 
bonus  in  particularly  cloudy  conditions.    However,  the  ADS  does  not  provide  details  of  these 
conditions. 
Revised Jul 12 
 
Page 19 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
94.  Minimum Heights for NVD Flying.  Air Staff Orders prescribe the minimum heights to be flown 
when wearing NVG and the following terms may be used: 
a. 
Obstacle Plane Value (OPV).  The OPV is the height over a specified area above which any 
obstacle may be clearly ascertained by reference to maps of the area.  For example, if the OPV in 
a particular area is 200 ft, all obstacles with a vertical extent above 200 ft will be marked on the 
appropriate in-date low flying maps. 
b. 
Minimum Operating Height (MOH).  MOH is the minimum height for NVG operations.  MOH = 
OPV + 50 ft + distance below aircraft of any underslung load rounded up to next 50 ft (if not already a 
multiple of 50).  MOH is not increased further to account for obstacles above the OPV. 
c. 
Minimum Safe Height (MSH).  The MSH is calculated to allow for obstacles en route higher 
than the OPV.  MSH = height of highest obstacle  within 1.5 nm of track + 100 ft rounded to the 
next 50 ft. 
Pilots  are  generally  permitted  to  operate  on  NVD  down  to  MOH.    However,  if  a  marked  obstruction, 
which  penetrates  the  OPV,  is  not  sighted  when  the  aircraft  is  estimated  to  be  1.5  nm  from  being 
abeam  its  stated  position,  a  climb  is  to  be  initiated  to  reach  MSH  at  least  0.5  nm  from  the  abeam 
position.    A  descent  back  to  MOH  may  only  be  made  when  a  positive  fix  is  obtained  showing  the 
aircraft to be clear of the obstruction.  If, at MOH, the obstruction is sighted it must be avoided by the 
minima set out in the appropriate Air Staff Order. 
95.  NVD Sortie Planning.  NVD sortie planning must follow published standard operating procedures 
for  the  aircraft  type,  role  and  theatre  of  operation.    However,  the  following  general  points  should  be 
taken into consideration: 
a. 
Action in the event of NVD failure must feature as part of the sortie briefing. 
b. 
Standard  map  marking  conventions  should  be  employed  but  colours  and  line  boldness 
should be optimized for viewing with NVD. 
c. 
Some  geographical  features  and  other  structures  which  are  prominent  by  day  often  look 
different on NVD.  Accordingly, when planning a route, selection of check features needs careful 
attention. 
d. 
Most airfields will be well lit and departures should be planned to be flown without the use of 
NVD.  Crews should be briefed as to when to expect transition to NVD. 
96.  Hazards  and  Limitations.    Flying  with  NVD  brings  some  great  advantages.    However,  some 
problems are discussed below. 
a. 
Tunnel Vision.  When flying on NVD all peripheral vision is lost and the field of view is about 
40º compared with 160º without goggles.  The tunnel vision produced makes it difficult to assess 
closing rates and speeds and it is essential to scan to the side to assess speed over the ground. 
b. 
Spatial  Disorientation.    When  flying  over  large  expanses  of  featureless  terrain  or  the  sea, 
spatial disorientation can ensue.  The surface appears as a flat area of monochromatic shading with 
Revised Jul 12 
 
Page 20 of 21 

AP3456 – 12-12 - Helicopter Flying Techniques 
nothing to aid depth perception.  This may lead to disorientation which can be avoided by searching 
for other objects such as trees, hills and villages and features on the horizon using a slow scan. 
c. 
Directional  Disorientation.    Because  of  the  restricted  field  of  view,  loss  of  sense  of 
direction can occur when orbiting resulting in difficulty in relocating objects previously seen.  This 
is  best  avoided  by  focusing  on  other  familiar  objects,  if  possible,  and  frequently  bringing  the 
compass into the scan. 
d. 
Poor  Acuity.    With  perfect  eyesight,  normal  day  vision  is  assessed  as  20/20.    However, 
NVD acuity under the same circumstances is only 20/80.  In other words, an object which would 
normally  be seen at 80 metres in daylight  would just  come into  vision at 20 metres under NVD.  
Although, at night, this is still better than the unaided eye, power cables, pylons, masts and other 
less visible obstructions may not be seen at all until it is too late.  Careful planning and use of the 
map should overcome this problem. 
e. 
Poor Height Judgement.  Partly because of the poor acuity, judgement of height and slope 
is markedly more difficult than by day.  Frequent cross checking of the instruments and the use of 
the infra-red landing lamp will help to alleviate this problem. 
f. 
Unusual  Reflective  Effects.    On  NVD  some  materials  are  less  prominent  than  in  daylight 
and vice versa.  This is a function of how well materials reflect infra-red light as opposed to visible 
light.    Cold  metal  is  a  poor  infra-red  reflector  whereas  trees  and  wood  in  general  are  good.  
However, with a grassy background, leafy trees can be almost invisible to a NVD wearer. 
g. 
Monochromatic  Images.    When  wearing  NVD,  everything  outside  the  cockpit  appears  in 
monochrome.  Besides inducing fatigue, this can  have flight safety  implications.  Although infra-
red lights will show up well, normal red obstruction lights, for example, will not appear red and will 
tend to merge with background lights.  To reduce this danger, it is necessary to look out under the 
NVD from time to time when there is a possibility of being in the vicinity of such an obstruction. 
h. 
Fatigue.    The  extra  weight  of  NVD,  in  addition  to  that  of  the  helmet,  may  cause  neckache 
and fatigue, especially in view of the head movement when scanning. 
i. 
Cockpit  Obstructions.    It  is  easy,  in  some  aircraft,  to  knock  the  NVD  against  parts  of  the 
cockpit  when  making  head  movements.    Care  should  be  taken  when  reaching  out  or  leaning 
forward to adjust switches until the environment becomes familiar. 
j. 
Red  Eye.    Removal  of  the  NVD,  after  use  for  some  hours,  may  produce  unnaturally  red 
vision for a short while.  This is a harmless phenomenon caused by the brain trying to readjust to 
the colour world. 
k. 
Cloud,  Snow  and  Rain.    NVD  do  not  allow  the  wearer  to  see  through  cloud.    However,  the 
light  that  does  get  through  is  amplified  and  may  give  the  impression  of  seeing  through  cloud.  
Similarly, it is possible to fly unwittingly into a snowstorm.  There is no indication on the windscreen 
and,  if  flying  without  lights,  the  snow  is  undetectable  until  the  lights  on  the  ground  suddenly 
disappear.  Snow is best detected by the use of landing lights, but red strobes or navigation lights 
may  also  enable  it  to  be  seen  more  easily.    Rain  on  the  windscreen  severely  degrades  NVD 
performance, especially if the screen is dirty and/or greasy.  If any of these conditions is expected, 
early warning of problems can be given by looking out under the goggles frequently. 
Revised Jul 12 
 
Page 21 of 21 

AP3456 – 12-13 - External Load Carrying 
CHAPTER 13 - EXTERNAL LOAD CARRYING 
Introduction 
1. 
The  helicopter  can,  more  conveniently,  carry  a  greater  variety  of  loads  externally  than  internally, 
particularly  in  the  case  of  bulky  or  unusually-shaped  items.    Such  loads  may  be  carried  on  external 
load  fitments  such  as  panniers,  or  by  attachment  to  underslung  load-carrying  gear.    These  facilities 
also permit loading and unloading in areas where the aircraft cannot land. 
Crew Training 
2. 
It is essential that all personnel concerned with flying, marshalling and loading be thoroughly briefed 
and fully understand the role of other team members and the problems associated with their tasks. 
Aircrew Pre-flight Checks 
3. 
Before  commencing  external  load  carrying  all  the  necessary  equipment  should  be  checked  for 
serviceability with particular reference to release and emergency release mechanisms. 
External Loads 
4. 
Loading Teams.  When hand-marshalling, the loading team consists of a minimum of two men: 
one  marshaller  and  one  hooker    When  voice-marshalling,  the  team  may  be  reduced  to  one  hooker, 
although it is preferable to have a marshaller as well, in case of difficulty.   
5. 
Hand-marshalling.  In the event of a hand-marshalling operation, the marshaller is positioned in 
front  of  the  helicopter  and  by  using  the  hand  signals  depicted  in  the  table  overleaf,  he  directs  the 
helicopter to a position over the load.  The movement of the helicopter is monitored by the hooker and 
when it is suitably positioned he hooks up the load and signals the marshaller when the load is secure 
and ready for pick-up. 
6. 
Voice-marshalling.    During  voice-marshalling,  the  crewman  directs  the  helicopter  over  the  load 
and informs the pilot when the load is ready for lifting. 
Off-loading 
7. 
Marshalled.  The marshaller stands in a position some 20 to 30m up-wind of the point where the 
load  is  to  be  dropped.    The  helicopter  comes  to  a  high  hover  over  the  pre-selected  point  and  is 
thereafter directed by the marshaller.  The pilot is then directed to descend slowly until the load is on 
the  ground.    Further marshalling signals are given to release the load and to indicate that the load is 
clear and the aircraft free to depart. 
8. 
Unmarshalled.  Loads may be off-loaded without the aid of a marshaller.  The pilot positions the 
helicopter,  under  the  directions  of  a  crewman,  over  the  selected  point  of  off-loading  and  slowly 
descends;  as  the  weight  is  taken  on  the  ground  the  load  can  be  released  either  automatically  or 
manually by the crewman or pilot. 
Revised Jul 12 
 
Page 1 of 3 











AP3456 – 12-13 - External Load Carrying 
Table 1 Hand marshalling Signals 
Direction to Pilot   
 
 
 
 
 
 
Marshaller's Signals 
Pilot Technique 
9. 
During  Loading.    The  pilot  must  identify  the  particular  marshaller  as  soon  as  possible  on  the 
approach and should follow the marshalling instructions throughout the operation. 
10.  Hook-up.    Once  hook-up  is  complete,  power  is  applied  gently  to  take  up  the  slack  and  at  the 
same  time  small  corrections  may  be  made  to  ensure  that  the  helicopter  is  vertically  above  the  load.  
Revised Jul 12 
 
Page 2 of 3 

AP3456 – 12-13 - External Load Carrying 
This will prevent dragging of the load as the weight is taken up and also minimizes any swinging of the 
load as it is lifted clear of the ground. 
11.  Lifting Technique.  After take-off, a power margin check is made to ensure that sufficient power 
is  available  to  climb  away.    A  towering  technique  is  normally  employed  to  ensure  clearance  of 
immediate obstacles. 
12.  During Flight.  It is essential that smooth control movements are made to obviate any possibility 
of causing unnecessary load-swinging or exceeding the aircraft’s airframe limitations. 
13.  Load Oscillation.  If swinging of the load does develop, it is felt as an aircraft oscillation and any 
attempt to dampen it by use of the cyclic control normally leads to over-controlling and so worsens the 
situation.  The normal procedure is to reduce forward speed gently but if this does not have the desired 
effect, application of bank and/or power may provide a centrifugal force to dampen the oscillation.  An 
uncontrollable load should be jettisoned. 
14.  Area  Safety.    Built-up  areas  should  be  avoided  and,  during  low  flying,  a  safe  load  clearance 
above  obstacles  must  be  maintained.    Load  switch  procedures,  designed  to  obviate  load  jettison, 
should be adhered to. 
Revised Jul 12 
 
Page 3 of 3 

AP3456 – 12-14 - Tropical and Cold Weather Operation 
CHAPTER 14 - TROPICAL AND COLD WEATHER OPERATION 
Introduction 
1. 
The  tropical  regions  of  the  world  cannot  be  classified  under  any  one  set  of  characteristics; 
similarly,  the  term  'cold  weather  operation'  can  properly  be  applied  to  operations  inside  the  Arctic  or 
Antarctic Circles or, in a hard winter, to day-to-day operations in the European area.  Although aircrew 
will be given specific information on the problems involved during training, they should also seek local 
knowledge whenever they are operating in a particular area. 
TROPICAL OPERATION 
High Temperature and Humidity 
2. 
High  ambient  temperatures  reduce  air  density  and  adversely  affect  performance  in  much  the 
same way as an increase in altitude; furthermore, this reduction in performance is aggravated by high 
humidity.    Both  engine  and  rotor  performance  are  adversely  affected.    Under  certain  conditions,  the 
maximum  all-up  weight  may  have  to  be  restricted  to  something  below  the  maximum  quoted  in  the 
Aircrew Manual to ensure adequate performance. 
3. 
Particular  care  is  required  if  operating  from  marginal  landing  sites  well  above  sea  level  in 
conditions  of  high  temperature  and  humidity,  where  all  the  circumstances  combine  to  reduce 
performance margins. 
Sand and Dust 
4. 
Most helicopters have more operating parts exposed to the eroding action of sand and dust than 
comparable fixed-wing aircraft and special precautions are necessary.  Prolonged hovering over sandy 
or dusty ground should be avoided otherwise main and tail rotor blades may be seriously damaged and 
rapid wear will occur in any bearing penetrated.  Bearings should be purged regularly with grease and 
all moving parts and mechanisms inspected frequently. 
5. 
Engine  intake  air  filters  should  be  fitted;  these  normally  consist  of  a  fine-mesh  sand  filter  or  a 
centrifugal-action separator.  However, care should be taken when operating in rain with the fine-mesh 
filter because the combination of water and dust can result in a serious restriction of the airflow to the 
engine. 
6. 
Because of the downwash of the main rotors, helicopters can produce their own “dust storm” and 
thus  create  difficulties  for  themselves  and  others.    It  is  particularly  important  that  the  inside  of  all 
helicopters should be kept clean at all times otherwise dust and sand stirred up by the rotor blades will 
enter  the  eyes  of  crew  and  passengers  and  foul  equipment.    Air  and  ground  crews  should  wear 
goggles  or  eye-shields,  and  aircraft  doors,  hatches  and  windows  should  be  kept  shut.    Ground 
marshallers should position themselves as well clear of the landing area as circumstances permit.  For 
the  same  reasons,  formation  take-offs  and  landings  should  be  restricted  and  the  distances  between 
aircraft may have to be increased. 
Weather 
7. 
Rapid  changes  in  weather  are  likely  in  some  tropical  areas  and  violent  thunderstorms  and 
sandstorms can form with little warning and extend quickly over a large area.  The turbulence arising 
from  such  storms  can  be  very  severe  and  the  associated  electrical  disturbances  are  likely  to  cause 
serious  deterioration  in  radio  communications.    Unless  it  is  of  vital  operational  necessity,  helicopter 
Revised Jun 10   
Page 1 of 4 

AP3456 – 12-14 - Tropical and Cold Weather Operation 
pilots  should  avoid  flying  in  or  near  such  storms  and  should  acquaint  themselves  with  the  weather 
conditions  likely  to  be  encountered  in  their  area  of  operations  generally,  and  before  every  flight, 
although this may not always be possible when operating away from fixed bases. 
Navigation 
8. 
The tropical areas of the world are vast and radio communications are not usually as readily available 
as  in,  say,  North  America  or  Europe;  moreover,  tropical  storms  can  cause  serious  deterioration  in  the 
facilities that do exist.  An additional problem is that some maps of these areas are not entirely reliable.  The 
vagaries  of  the  weather,  poor  radio  facilities,  inadequate  maps  and  the  fact  that  helicopters  operate  at 
comparatively low altitudes and speeds, all combine to make navigation difficult. 
9. 
Routes should be planned to make maximum use of clearly defined line features and, where it is 
necessary to fly over inhospitable country, frequent position reports should be made and any deviations 
from  flight  plan  passed  to  the  controlling  authority.    In  jungle  country,  in  particular,  where  the  jungle 
canopy  can  close  over  a  crashed  or  force-landed  aircraft,  flights  should,  if  possible,  be  planned  to 
follow well defined lines of communication, eg roads, railways, rivers etc. 
COLD WEATHER OPERATION 
Icing 
Note: See also Volume 12, Chapter 15 (Helicopter Icing) and Chapter 16.(Mountain Flying and Winter 
Operations). 
10.  Icing  presents  a  particular  problem  when  considered  in  relation  to  helicopter  flying.   In the really 
cold  areas  of  the  world,  severe  icing  is  not  usually  encountered  because  it  is  often  too  cold  and 
because the cumulus and cumulo-nimbus-type cloud is not often found in these areas.  The winter in 
the more temperate regions is potentially more hazardous. 
11.  In turbine-engine helicopters, engine icing is a problem and although an anti-icing system is fitted, 
it can deal with only comparatively light icing. 
12.  Ice  accretion  on  main  and  tail  rotor  blades  is  a  serious  problem  and  the  matter  of  providing  an 
effective  de-icing  system  is  under  constant  review  and  development.    The  rotor  blades  are  finely 
balanced  and  any  uneven  build-up  of  ice  on  them  creates  severe  vibration  and  handling  difficulties, 
quite  apart  from  the  fact  that  the  aerodynamic  qualities  of  the  blades  are  modified  and  diminished.  
Severe  icing  would  quickly  result  in  insufficient  lift  being  generated  to  support  the  aircraft’s  weight, 
particularly if general airframe icing had increased the weight significantly. 
13.  Icing  may  or  may  not  form  on  the  windscreen  and  is  not  a  reliable  indicator  of  icing  conditions.  
However, any increase in collective lever position (power) to maintain straight and level flight could be 
indicative and this and any unusual vibration or 'nibbling' sensation on the controls must be regarded 
as warning that icing conditions exist. 
14.  The hydraulic jacks or manually-operated pitch operating arms are more or less exposed and are 
therefore subject to ice formation.  In some cases, ice or pack snow melts on the warm transmission 
and,  having  run  down  on  to  the  jacks  or  control  runs,  refreezes.    Prolonged  flight  under  these 
conditions  may  cause  the  collective  lever  to  freeze  solidly  and  the  cyclic  may  be  restricted  within  the 
small  diameter  of  its  normal  travel  for  maintaining  cruising  flight.    To  keep  them  free,  periodic 
exaggerated movement of both collective and cyclic controls is recommended. 
Revised Jun 10   
Page 2 of 4 

AP3456 – 12-14 - Tropical and Cold Weather Operation 
15.  Windscreen icing can 'blind' the pilot completely and although some helicopters have an effective 
de-icing system, in aircraft with the bubble-type canopy there is little that can be done except to quit the 
icing conditions, or land as soon as possible. 
16.  Starting up or closing down with ice on the rotor blades can cause ground resonance.  To prevent 
this, never start up with ice on any part of the blade. 
Handling Techniques 
17.  Ice under the skids or wheel may cause the helicopter to spin during rotor engagement or when 
the  engine  is  throttled  back  quickly  during  engine  and  transmission  checks.    Care  is  necessary,  to 
ensure that the cyclic is held in the central position during these checks. 
18.  If  the  aircraft  has  been  landed  in  a  dispersal  which  is  covered  with  slush  or  wet  snow,  the 
supercooled skids may cause the helicopter to freeze to the ground and thus present an unwary pilot 
with a problem on the next take-off.  In this case, the lever should be used to reduce the weight on the 
skids and the aircraft should then be yawed carefully to ensure that it is free for take-off. 
19.  Where there has been a new fall of snow, a prolonged run-up should be employed to blow away 
the fresh snow.  However, because of the reduced visibility caused by the resulting “snow cloud”, it will 
be  necessary  to  use  a  reference  point  within  the  periphery  of  the  rotor  blades.    Movement  at  a  low 
hovering height should be avoided and a vertical climb-out technique employed.  Similarly, returning to 
the hover over areas of fresh snow can be hazardous and an approach should be made to a specific 
object, such as a bush or tree stump, which should be used as a hovering reference whilst the snow is 
being blown away by the rotor downwash.  This reference should be held inside the rotor periphery to 
prevent it being lost from sight in the disturbed snow.  In cases where no such reference is available, 
several low flypasts may blow away most of the loose snow; they should be made at sufficient speed to 
ensure that there is always an area of clear vision in front of the aircraft. 
20.  Depth perception is difficult over large areas of unbroken snow, particularly for the uninitiated, and 
such  areas  should  be  avoided  for  practising  quick-stops  or  autorotations  with  a  powered  recovery.  
Tree lines, fences, clear roads, tracks, etc will provide references to assist in judging height. 
21.  A  landing  on  fresh  snow,  particularly  at  an  unfamiliar  site,  should  be  tackled  with  extreme  care 
since  there  will  be  doubt  about  the  depth  of  snow  and  the  condition  and  nature  of  the  underlying 
ground.    The  weight  of  the  aircraft  should  be  transmitted to the landing gear carefully, gradually, and 
vertically  so  that  an  assessment  can  be  made  of the ability of the site to take all the aircraft’s weight 
and  permit  shutdown.    Throughout  this  procedure  the  pilot  must  be  ready  to  take-off  immediately 
should circumstances warrant it. 
22.  Snow that has a strong crust must be treated with extreme caution; the crust may give way during 
landing,  causing  a  violent  roll.    If  the  crust  allows  the  skids  to  penetrate  to  the  underlying  soft  snow, 
care  must  be  taken  not  to  allow  any  yaw  during  the  final  settling,  since  a  skid  which  has  slid 
underneath  the  hard  crust  may  give  an  unexpected  off-balance  lateral  force  on  the  next  take-off.    If, 
during  landing,  the  undercarriage  penetrates  below  the  top  surface  of  the  snow,  the  tail  rotor  will  be 
much nearer to the surface of the snow. 
Navigation 
23.  Navigation across wide expanses of unbroken snow is always difficult and maximum use must be 
made of any line features such as power cables, trees, ridges, etc.  During blizzard conditions, when 
Revised Jun 10   
Page 3 of 4 

AP3456 – 12-14 - Tropical and Cold Weather Operation 
the pilot has both a navigation and orientation problem, it may be advantageous to follow line features 
on the down-wind side, so that any gusting will tend to yaw the helicopter towards the line feature, ie in 
a direction which permits the pilot some ground reference, rather than where he will be confronted with 
an expanse of snow.  Similarly, following a line feature on the downwind side means that only a small 
turn  will  be  required  to  force-land  into  wind  should  the  need  arise  and  a  visual  reference  will  be 
available throughout. 
Snow Clearance in Dispersals 
24.  The  dispersal  area  is  likely  to  become  congested  during  snow  clearance  operations  and 
movements  into,  through  and  out  of  dispersal  should  be  made  with  extreme  caution.    This  is 
particularly  important  when  various  agencies  are  involved  in  snow  clearance,  e.g.  helicopters,  snow 
ploughs,  blowers  etc  where  each  may  be  creating  individual  and  separate  'snow  storms'.    Ridges  of 
hard snow are often formed during snow clearance operations and these are sometimes hard to see; 
any hover taxiing should be done at a sufficient height to avoid these ridges. 
Revised Jun 10   
Page 4 of 4 

AP3456 – 12-15 - Helicopter Icing 
CHAPTER 15 -  HELICOPTER ICING 
Introduction 
1. 
Through practical experience, a wealth of knowledge has been accumulated operating fixed-wing aircraft in 
icing conditions; there are some other considerations, however, with rotary-wing aircraft.  See also, Volume 
8,  Chapter  2  (Aircraft  Icing),  Volume  10  Chapter  11  (Icing)  and  Chapter  22 (Helicopter Meteorology) and 
Table 1 at the end of this chapter. 
2. 
Conditions for Ice Formation.  The conditions in which ice formation is possible are given below: 
a. 
Icing may occur in conditions of high humidity when the ambient air temperature is at or below 0 ºC. 
b. 
Due  to  local  reduction  in  pressure,  icing  may  occur  in  conditions  of  high  humidity  when  the  ambient  air 
temperature is above 0 ºC. 
High humidity occurs in all forms of precipitation, cloud and fog, or in air close to these conditions. 
3. 
Categories.    For  convenience,  helicopter  icing  is  considered  under  three  headings,  in  the  following  order  of 
priority: 
a. 
Rotor system icing. 
b. 
Engine icing. 
c. 
Airframe icing. 
ROTOR SYSTEM ICING 
Icing Effects on Main Rotor System 
4. 
The  primary  effect  of  ice on the rotor system is drag; the secondary effect is loss of lift due to the change in 
aerodynamic efficiency of the blade.  The way in which ice forms on the blade is affected by five main factors. 
a. 
Temperature. 
b. 
Liquid content and droplet size. 
c. 
Kinetic energy. 
d. 
Blade section. 
e. 
Mechanical flexion and vibration. 
5. 
Some blade forms produce more kinetic heating than others and this can be related to the design of the blade 
and its speed of rotation. 
6. 
Continuous operation in rain ice/freezing rain is impossible; this is because the water content is so high that ice 
will form all over the blade surface giving maximum drag and change of aerodynamic shape at the same time.  Ice 
shedding (see paras 16 to 25) will tend to worsen this condition. 
Blade Icing Characteristics 
7. 
Each time a blade rotates in continuous icing conditions, a thin layer of ice is deposited on 20% of the leading 
edge,  spanwise  from  the  tip.    If  a  section  of  this  ice,  which  has  been  formed  in  temperatures  below  −10 ºC,  is 
examined, it will be seen to have bands of slightly differing colour tone which can be seen by the naked eye.  These 
bands are, in fact, growth bands and the greater the number of rotations, the greater the growth of ice. 
Revised Jun 10   
Page 1 of 7 

AP3456 – 12-15 - Helicopter Icing 
Ice Formation on Different Blade Types 
8. 
High Performance Blade.  On a blade with a characteristically high performance profile and a high rotational 
speed, ice forms readily on the leading edge because the radius is small and the boundary layer shallow (see Fig 
1); super cooled droplets can easily penetrate this layer allowing the formation of ice. 
12-15 Fig 1 High Performance Blade 
9. 
High Lift Blade.  A blade having typical high lift characteristics, is deep in section, has a large tip radius and a 
slow rotational speed.  Because the tip radius is greater than that of the high performance blade, the boundary layer 
which  surrounds  it  is  deeper  and  most  of  the  super-cooled  droplets  that  penetrate  this  layer  are  centrifuged  off 
again and only a small proportion form ice on the leading edge (see Fig 2).  This is a better blade configuration in 
icing conditions than the high performance blade. 
12-15 Fig 2 High Lift Blade 
10.  Tail  Rotor  Blades.    So  few  problems  have  been  encountered  with  icing  of  the  tail  rotor  blades  that  it  is 
unnecessary  to  go  into  great  detail;  ice  is  picked  up  on  only  20%  of  the  blade  from  the  root  end  towards  the  tip.  
Although ice does build on the pitch change mechanism, this can be kept clear by regularly cycling the controls. 
Ice Formation at Different Temperatures 
11.  Ice  Formation  at,  or  Just  Below,  Freezing  Point.    Between  0  ºC  and  −3  ºC  ice  will  form  in  natural  icing 
conditions on the leading edge of the blades from the blade root towards the tip covering about 70% of the span and 
20% of the chord from the tip of the leading edge, the remaining 30% of the span at the tip being free of ice due to 
kinetic heating.  If the blade ice is allowed to build up, the maximum accretion point will be the mid-point of this area, 
with another area of high accretion around the blade root caused by turbulence (see Fig 3).  The ice formed on the 
leading edge at these relatively high temperatures will have the classical mushroom shape.  At the blade root there 
may also be a degree of run-back which, in itself, is not important as little lift is produced in this area. 
Revised Jun 10   
Page 2 of 7 

AP3456 – 12-15 - Helicopter Icing 
12-15 Fig 3 Blade Ice Coverage at Temperatures Just Below Freezing Point 
12.  Ice Formation at Temperatures Between 3 ºC and 15 ºC.  It has been shown that at −3 ºC about 70% of the 
leading  edge  span will be covered by ice.  As the temperature decreases, ice is deposited further along the blade until 
100% coverage from root to tip takes place (see Fig 4) the lower temperature having overcome the kinetic heating.  With 
100% coverage of the leading edge, drag becomes very high and, if this ice cannot be shed, the drag will increase to a 
point where power is limited. 
12-15 Fig 4 Blade Ice Coverage at Temperatures Between 3 ºC and 15 ºC 
13.  Leading Edge Ice Formation at Temperatures Above  10 ºC.  Fig 5 shows the ice formation on the leading 
edge at a temperature above −10 ºC with a definite depression at the stagnation point (point A).  The ice build-up at 
point B is heavier than at A because only the freezing fraction, which is the smallest part of the supercooled droplet, 
freezes  on  impact,  the  remainder  runs  back  towards  point  B  and  freezes  between  B  and  C.    The  drag  factor 
produced by this type of ice accretion is high. 
12-15 Fig 5 Leading Edge Ice Formation at Temperatures Above 10oC 
14.  Leading Edge Ice Formation at Temperatures Below 10 ºC.  At temperatures below −10 ºC, ice forms on 
the  leading  edge  in  a  different  way;  there  is  no  longer  a  concave  depression  at  the  stagnation  point  and  the 
formation is more symmetrical (see Fig 6).  This is because the freezing fraction of the supercooled droplet is much 
larger with very little run-back; consequently, the drag factor is not so high but the problem of asymmetric shedding 
is now posed.  The rate of accretion is much slower because the air is drier. 
Revised Jun 10   
Page 3 of 7 

AP3456 – 12-15 - Helicopter Icing 
12-15 Fig 6 Leading Edge Ice Formation at Temperatures Below 10 ºC 
Icing Effects on Rotor Head Control Rods 
15.  Although icing of the rotor head control rods will occur in flight, the control rod ends are always in a condition of 
movement and this keeps the vital area clear and does not normally restrict control movement.  However, it is highly 
desirable to keep these areas as clear as possible from ice accretion and this is done by fitting an airflow deflector 
plate  forward  of  the  control  rod  area;  a  secondary  reason  for  keeping  the  control  rods  free  of  ice  is  that  in  some 
designs they are adjacent to the engine intake and any shedding can result in engine ice ingestion (see also para 
27). 
Natural Ice Shedding 
16. All main rotor blades have some degree of self-shedding and this always starts at a point 30% outboard from 
the blade root and continues to the tip.  The reason for this is that, at this point, the blade is subject to mechanical 
forces  and  flexion  and  vibration  are  at  their  maximum  here.    The  characteristics  of  the  high  lift  blade  are  much 
better for natural shedding than those of the stiffer, high performance blade with its weak boundary layer. 
17.  Before any shedding can take place in the natural shedding range, sufficient ice must have been built up; this 
varies with different types of helicopters and blade design. 
18.  Flight in continuous icing conditions is not dangerous provided that the helicopter is not flown in temperatures 
at  which  natural  shedding  cannot  be  guaranteed;  this  temperature  limit  is  known  as  the  critical  shedding 
temperature. 
19.  Determination  of Critical Shedding Temperature.  The critical shedding temperature is determined by test 
flying,  at  the  hover,  in  an  icing  rig  over  a  wide  range  of  temperatures,  water  content  and  droplet  size.    The 
temperatures  at  which  shedding  is  no  longer  reliable  are  carefully  bracketed,  but  have  to  be  exceeded  under 
carefully controlled test conditions.  These temperature limits are clear cut and the icing rig test flying is followed by 
free flight over a wide time and condition range in icing cloud, freezing fog and wet and dry snow.  There is a need 
to repeat many of these conditions in free flight with varying quantities of ice on the blades.  This is because, whilst 
it  may  appear  that  conditions  are  satisfactory  in  the  hover  and  low  speed  manoeuvres  where  the  ice  has  been 
retained, in forward flight (eg climbing, descending, steep turns and autorotation), asymmetrical shedding may take 
place. 
20.  Asymmetric Shedding.  Below critical shedding temperature, ice may be retained on all blades for some time; 
however,  one  or  more  blades  can  suddenly  shed  its  ice, giving an asymmetric condition.  If asymmetric shedding 
occurs in flight it can cause violent vibration, possibly leading to destruction.  In such conditions, the only course is 
to land immediately and shut down as soon as possible, even if this means using the rotor brake harshly. 
21.  Damage to the Tail Rotor by Shed Ice.  The incident rate of damage to the tail rotor from ice shed from the 
main  rotors  is  very  low  and  may  amount  only  to slight denting of the leading edge, not sufficient in itself to cause 
vibration or balance problems. 
Revised Jun 10   
Page 4 of 7 

AP3456 – 12-15 - Helicopter Icing 
Blade Anti-icing 
22.  The  equipment  for  blade  anti-icing  consists  of  an  electrical  matrix  which  covers  20%  of  the  leading  edge 
chordwise from the tip along the length of the blade.  Heat is phased into this matrix in different sectors, timed to 
coincide with the natural shedding cycle, ie when sufficient ice has built up. 
23.  This  works  well  until  the  heat  application  and  the  natural  shedding  cycle  get  out  of  phase;  heat  may  then be 
applied at the wrong time.  This causes run-back, the ice reforming further back along the chord line, causing the 
blade CG to move backwards which, in turn, causes imbalance and flutter; it can also cause a residual build-up of 
ice.  The extreme case is the failure of heating to one blade causing asymmetric problems. 
24.  The  power  supply  for  the  matrix  equipment  is  a  drain  on  the  electrical  resources  and,  since  the  only 
satisfactory  solution  would  be  to  heat  the  whole  blade,  a  generator  large  enough  to  do  this  would  impose  weight 
installation problems. 
25.  Much  research  is  going  into solving this problem, but no clear solution is imminent.  The only free, untapped 
source of heat that exists is from the engine efflux, but, until this can be harnessed to provide an efficient de-icing 
system, natural shedding and its restrictions must be accepted. 
ENGINE ICING 
Turbine Engine Icing 
26.  The  only  ice  produced  on  a  turbine  engine  is  at  the  throat  near  the  first  compressor  stage.    This  is  not  an 
insurmountable problem as there is sufficient heat available from hot air bleeds and hot oil, to heat this area, and 
the inlet guide vanes (where fitted). 
27.  Because  of  their  delicate  construction  however,  there  is  a  problem  of  ice  ingestion  by  high  performance 
turbines.  A sudden slug of slush, even as low as 350cc water equivalent, can put out the engine flame.  Momentum 
separators are effective in preventing the ingestion of ice and slush and the multi-purpose air intake system, when 
in  the  anti-icing  mode,  separates  out  any  ice  particles  which  may  be  present  and  deposits  them  in  an  evacuation 
compartment. 
AIRFRAME ICING 
Problem Areas 
28.  The main airframe icing problems are: 
a. 
Intakes.    It  has  been  found  that  some  intakes,  although  heated,  allow  ice  to  form.    Generally,  engine 
intakes must be very clean in design, avoiding any projections; even rivet heads will cause sufficient turbulence 
to form an accretion point.  If the intakes are hinged to give engine access, the sealing at the hinge point must 
not offer any leakage. 
b. 
Windscreen  Anti-Icing.    Electrically-heated  windscreens  are  completely  satisfactory  and  also  reliable, 
even in the most severe conditions. 
c. 
Outside Air Temperature (OAT) Gauge.  Once in the icing range, temperatures are critical and an OAT 
gauge that is accurate to one degree is essential. 
d. 
Pitot/Static  Systems.    Most  pitot  heads  are  heated  and  operate  satisfactorily  in  icing  conditions.    The 
combined pitot/static probe is excellent because both its sources are combined and the whole heated. 
Revised Jun 10   
Page 5 of 7 

AP3456 – 12-15 - Helicopter Icing 
e. 
Grilles.    Most  helicopters  are  fitted  with  a  grille  which  may  cover  a  fire-fighting  access  point  or  serve  to 
ventilate  a  small  gear-box.    These  grilles  are  usually  made  of  expanded  metal  or  wire  mesh  and  are  natural 
catchment areas and ice traps. 
Appearance of Airframe Ice 
29.  At  temperatures  between  −5  ºC  and  −10  ºC,  ice  usually  appears  clear;  between  0  ºC  and  −5  ºC  it  may  appear 
granulated because it will have been formed from fairly large droplets.  At lower temperatures, ie at −15 ºC and below, 
ice appears whitish and opaque.  At the higher temperatures (0 ºC to +3 ºC) the ice, because of its appearance, may 
appear much more dangerous than it is; it is certain that at these temperatures the weight of fuel being burnt will be 
greater  than  the  weight  of  ice  deposited  but  this  is  not  the  case  with  rain  ice/frozen  rain  which  will  deposit  clear  ice 
faster than fuel is being used and will not shed naturally at temperatures normally safe to fly in. 
OPERATING CONSIDERATIONS 
Indications of Main Rotor Blade Icing and Natural Shedding by Instrument Interpretation 
30.  Before a pilot contemplates flying in cloud in natural icing conditions it is essential that he can interpret these 
conditions by reference to his instruments; it is equally important that he is aware of the aircraft temperature limits in 
these conditions and at no time is it wise that he should attempt to exceed them - except in an emergency and then 
he must be aware of the consequences. 
31.  Depending on the temperature and water liquid content of the cloud, ice will start to form on the main rotor blades.  
This ice will produce increased drag which, in turn, will demand more power from the engine to maintain the rotor rpm.  
When this extra power is demanded, it is shown by an increase in torque for a set collective angle, i.e. the torque will 
be seen to increase although no alteration has been made to the position of the collective lever.  Furthermore, a stage 
in  the  deterioration  in  the  aerodynamic  section  may  be  reached  such  that  maintaining  Rrpm  in  autorotation  is  not 
possible; this being at a time when the engine(s) are susceptible to damage from ice ingestion. 
32.  As  the  ice  builds  up  on  the  leading  edge  of  the  blades,  the  torque  will  show  a  steady  rise  up  to  20%  of  its 
original  value  and  at  the  same  time  a  slight  increase  in  the  general  vibration  level  will  be  apparent.    At  the  point 
where  sufficient  ice  has  been  built  up  to  shed,  natural  shedding  takes  place  and  the  engine  torque  returns  to  its 
original  value,  as  will  the  vibration  level.    A  steady  cycling  of  this  nature  will  continue  as  long  as  the  helicopter 
remains in icing conditions. 
Aircraft Limitations 
33.  Limitations on flying in icing conditions are defined in the relevant Aircrew Manual and are mandatory; flight in 
icing  conditions  is  only  permitted  if  the  aircraft  is  suitably  equipped  or  is  modified  to  the  necessary  standard  (e.g. 
intake door configuration, OAT gauge, lighting etc). 
34.  The Aircrew Manual or Release to Service for the particular helicopter may also need to state the following: 
a. 
The  accuracy  of  the  OAT  gauge  and,  therefore,  the  maximum  indicated  temperature  at  which  0  ºC 
ambient air temperature can be expected. 
b. 
The maximum temperature at which engine icing could be expected. 
c. 
The minimum gas generator rpm, with time limits, for effective engine anti-icing. 
Revised Jun 10   
Page 6 of 7 

AP3456 – 12-15 - Helicopter Icing 
d. 
The areas where icing may be expected at temperatures above 0 ºC. 
Table 1 Types of Icing and their Properties 
Reference: The Handbook of Aviation Meteorology – HMSO - 1994 
Type 
Occurs 
Appearance 
Effect 
Action 
Occurs in clear air on a surface whose 
Weight of the deposit is unlikely 
temperature is reduced below the frost-point (1) 
to be serious.  It can interfere 
of the air in contact with it. 
with the airflow over the wing and 
Occurs on clear nights when there is a fall in 
thus the attainment of flying 
temperature to a value below 0 °C. 
White crystalline 
Should be 
Hoar-
speed during take-off. 
coating, normally of 
removed before 
frost 
May occur in flight when moving rapidly from air 
a feathery nature. 
take-off. 
Can also affect vision through the 
well below 0 °C to warmer and more humid air.  
windscreen, the free working of 
Should soon disappear as the aircraft warms up.  
control surfaces and radio 
May affect radio reception, and may cause frost 
reception. 
on the windscreen and instruments. 
Tiny ice particles 
between which air 
Occurs when small supercooled water drops 
is entrapped to give 
freeze on contact with a surface at a 
a rough crystalline 
temperature below 0 °C.  At ground level it 
Usually breaks away quite easily. 
deposit. 
forms in freezing fog. 
If present, it 
Usually little weight. 
Forms and 
should be 
Rime Ice 
In flight it may form in clouds of low water 
accumulates on 
removed before 
content composed of small droplets, comparable 
Alters the aerodynamic 
leading edges with 
take-off. 
with those of freezing fog. 
characteristics of the wings and 
no spreading back. 
Most liable to occur at low temperatures where 
may block air intakes. 
small, unfrozen cloud droplets freeze almost 
Trapped air gives a 
instantaneously. 
white opaque 
appearance. 
Occurs in dense cloud of convective or 
orographic type. 
Forms when large water drops, not far below 0 
Avoid if possible. 
Tough and sticks closely to the 
°C, are encountered in flight. 
Transparent or 
Use aircraft anti-
surface of the aircraft and cannot 
Results from water flowing over a cold airframe 
Translucent coating 
icing/de-icing 
be broken away easily. 
before freezing. 
with a glassy 
systems. 
If it breaks away, it sheds in large 
Clear Ice 
Drop unite while liquid and little air is trapped. 
surface. 
Try to avoid the 
pieces which may be dangerous. 
(Glaze 
May also occur when an airframe, below 0 °C, 
danger area 
Ice) 
descends rapidly through large raindrops. 
Ice surface is 
associated with 
Will affect the aerodynamics and 
May also occur where there is an inversion 
smooth but may 
warm fronts  
increase weight. May cause 
where rain falls from a level above 0 °C to a 
have bumps and 
Cross the front at 
unequal loading of the wings, 
layer where it is below 0 °C.  Typically 
undulations. 
right angles if 
struts and propeller/rotor blades. 
associated with warm fronts where the icing 
possible. 
layer occupies a narrow range of altitude below 
the frontal surface. 
The smaller the 
drops and the lower 
Effects as above depending on 
the temperature, 
droplet size and temperature. 
the rougher and 
more cloudy will be 
Rime and Clear ice are the extreme forms of ice 
Where ice crystals are present in 
the build up on the 
accretion experienced by aircraft in flight through 
a cloud, these may stick to a wet 
leading edges. 
cloud and rain. 
airframe and freeze, along with 
Avoid if possible. 
Cloudy 
As a large range of drop sizes may be 
the cloud drops, to give a 
Use aircraft anti-
(Mixed 
A smoother and 
encountered at any temperature between 0 °C 
formation of rough cloudy ice. 
icing/de-icing 
Ice) 
more glassy ice 
and -40 °C, a wide range of icing exists between 
systems. 
formation, 
the two extremes.  These varieties are usually 
If snowflakes are present they 
spreading back 
described as Cloudy or Mixed ice. 
are trapped in the ice as it forms, 
over the airframe 
producing an opaque deposit with 
will occur with large 
the appearance of tightly packed 
drops and a 
snow. 
temperature closer 
to 0° C. 
(1)  Frost-point is the temperature to which moist air must be cooled in order to just reach the condition of saturation with respect to a 
plane ice surface.  Further cooling induces deposition of ice in the form of hoar-frost on solid surfaces, including other ice surfaces. 
Revised Jun 10   
Page 7 of 7 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
CHAPTER 16 - MOUNTAIN FLYING AND WINTER OPERATIONS 
Introduction 
1. 
An ability to transport personnel and equipment efficiently in mountainous terrain is fundamental to 
Support helicopter operations.  An awareness of the effects of altitude on helicopter performance and a 
sound  knowledge  of  the  techniques  which  may  be  used  to  cope  with  unusual  and  often  extreme 
meteorological conditions are essential for safe mountain flying. 
Density Altitude and Performance 
2. 
Helicopters are affected by variations in air density, caused by a change in altitude or temperature 
or  a  combination  of  both.    Before  operating  in  mountainous  regions  pilots  need  to  be  aware  of  the 
prevailing density altitude and its effect on helicopter performance. 
3. 
Density Altitude.  Density altitude is defined as the height in the standard atmosphere (above or 
below mean sea level) to which the actual density at any particular point corresponds.  Density altitude 
may  be  determined  from  graphs  found  in  helicopter  Operating  Data  Manuals  (ODM),  and  Volume  2, 
Chapter 8.  Alternatively, the following formula may be used: 
Density Altitude = Pressure Altitude ±(120t) 
(where  t  is  the  difference  between  local  air  temperature  at  pressure  altitude  and  the  standard 
temperature  for  the  same  pressure  altitude.    Note:  if  the  air  temperature  is  higher  than  the 
standard, (120t) is added to the pressure altitude; if it is lower it is subtracted). 
Pilots should be aware that large local variations in temperature within confined areas (e.g. bowls and 
valleys) will have a significant effect on density altitude. 
4. 
Effects of Decreased Air Density.  A lower than usual air density affects helicopter performance 
in  several  important  ways.    Details  of  particular  aircraft  performance  may  be  obtained  from  the 
Operating  Data  Manual  (ODM)  but  the  following  considerations  apply  to  most  types  of  helicopter  in 
service: 
a. 
Power  Available.    Generally,  the  power  available  to  a  gas  turbine  powered  helicopter  is 
limited  by  transmission  considerations.    As  density  altitude  increases  gas  turbine  engines  will 
accelerate  to  maintain  the  power  required  until  the  limits  of  engine  speed  or  temperature  have 
been reached.  If density altitude is further increased, then the power available will reduce. 
b. 
Power Required.  Rotor profile power requirements decrease as height is gained because of 
the reduction in air density.  At the same time, however, the rotor will have to be operated at higher 
pitch  settings  and  angles  of  attack,  giving  rise  to  an  increase  in  the  induced  power  required  (see 
Volume 12,  Chapter  13).    If  initially  the  blades  are  moving  towards  an  optimum  combination  of 
RRPM  and  pitch,  the  reduction  in  rotor  profile  power  may  be  greater  than  the  increase  in  induced 
power.    However,  once  the  optimum  setting  has been reached, any further reduction in air density 
will  result  in  the  induced  power  requirement  increasing  faster  than  the  reduction  in  rotor  profile 
power, and the overall power required will therefore increase.  At higher density altitudes the induced 
power demand becomes progressively more predominant, leaving only a reduced power margin. 
c. 
Handling.    The  response  from  the  flying  controls  will  reduce  as  density  altitude  increases 
because for a given control input a change in pitch on the blades will give a smaller control force 
Revised Jul 12 
 
Page 1 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
in less dense air.  With increasing altitude, the effectiveness of yaw control from the tail rotor will 
also decrease and the limits of tail rotor control authority may be reached. 
d. 
Stability.  There is an overall reduction in a helicopter’s dynamic stability at increased altitude 
because of the reduction in rotor damping in the less dense air. 
e. 
IAS/TAS Relationship.  For a constant IAS, TAS will increase with density altitude and this 
will have several effects on the operation of a helicopter: 
(1)  Groundspeed.    If  an  approach  is  flown  with  reference  to  IAS  the  corresponding 
groundspeed will be higher. 
(2)  Turning Circles.  The radii of turning circles will be increased. 
(3)  Inertia.  The inertia of a helicopter is a function of TAS; from a higher TAS the helicopter 
will take longer to decelerate.  More power will also be required to bring it to the hover from a 
descending approach. 
f. 
Hazardous  Flight  Configurations.    A  greater  degree  of  anticipation  will  be  required  to 
maintain  safe  flight  configurations  when  manoeuvring  at  high  density  altitudes.    Because 
helicopters will have to be flown with higher pitch settings and angles of attack and with reduced 
control response, pilots should be aware that they will be flying closer than normal to the potential 
dangers of retreating blade stall, vortex ring, and the limits of tail rotor control. 
Physiological Effects 
5. 
All  crew  members  must  be  alert  to  the  physiological  and  psychological  effects  of  flying  in 
mountainous terrain.  Knowledge and training is required for crews to have the confidence to operate 
successfully in the mountains. 
6. 
Lack  of  Oxygen.    Below  10,000  ft  pressure  altitude,  atmospheric  pressure  provides  a  normally 
healthy  person  with  sufficient  oxygen  to  undertake  both physical and mental tasks in daytime without 
significant degradation of performance - there is, however, a significant reduction in night vision above 
5,000 ft.  Crews should be aware of the dangers of over-confidence and a reduction in judgement and 
ability with reduced oxygen levels. 
7. 
Lack  of  External  Horizon.    The  external  horizon  will  often  be  obscured  by  surrounding  terrain  or 
weather.  This can have two significant effects: 
a. 
Levelling to a False Horizon.  In the absence of a true horizon there will be a tendency to 
level the aircraft laterally to false horizontal cues such as rock strata, sloping ridge or cloud lines, 
and longitudinally to sloping valley floors. 
b. 
Disorientation.  Hovering against steeply sloping terrain or flying at low level across a ridge 
line with a deep valley on the other side can cause disorientation. 
These effects are best countered by reference to the instruments, in particular to the artificial horizon.  
A check of instruments should be made before entering mountainous areas. 
8. 
Apprehension.  Apprehension, leading to indecision and tenseness on the controls, is a normal pilot 
reaction  when  first  undertaking  mountain  flying  operations  and  confidence  must  be  gained  through 
knowledge,  practice  and  familiarity.    Experience  in  a  wide  variety  of  situations  will  bring  the  confidence 
Revised Jul 12 
 
Page 2 of 20 


AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
required for safe operations when extreme conditions are encountered.  Nevertheless, a healthy respect for 
the hazards to be encountered in the mountains must be maintained regardless of experience. 
Mountain Winds 
9. 
By far the most important weather factor in mountain operations is the wind.  Over open country 
the  assessment  of  wind  strength  and  direction  and  its  effect  on  flying  presents few problems.  In the 
mountains the wind flow may be modified markedly, with significant upward and downward movement 
as  well  as  horizontal  variations,  depending  on  the  nature  of  the  air  mass  and  the  incidence  of 
topographical friction. 
10.  Wind  Flow  Over  Isolated  Hills  or  Pinnacles.    When  a  wind  flow  is  interrupted  by  an  obstacle 
such  as  an  isolated  hill  or  pinnacle,  it  will  divide  and  accelerate  over  and  to  each  side,  causing  up-
draughts  to windward, and turbulent down-draughts with eddies in the converging air on the lee side.  
The  intensity  of  these  disturbances  will  depend  on  the  speed  of  the  wind  and  the  cragginess  of  the 
obstacle,  varying  from  mild  up-and  down-draughting  over  gentle  slopes  to  more  volatile  vertical  and 
horizontal  mixing  when  strong  winds  encounter  rough,  irregular  features.    This  is  illustrated  in 
Figs 1 to 4,  showing  an  increasing  risk  of  severe  up  and  down  draughts,  with  localized  reverse  flows 
which, in extreme cases, may exceed the normal maximum rates of climb and descent of a helicopter.  
The  demarcation  line  between  up-draughting  and  down-draughting  air  will,  typically,  become  steeper 
and  move  towards  the  windward  edge  of  the  feature  as  wind  speed  increases.  The  demarcation  line 
should not be considered to be a discrete line between the up-draughting and down-draughting air but 
more accurately as an area through which the wind characteristics change.  This also implies that the 
line  is  not  necessarily  a  straight  feature.    Figs  1  to  4  illustrate  where  the  demarcation  is  likely  to  be 
present. 
12-16 Fig 1 Light Wind Flow 
Demarcation
Line
Wind
Up-draught
Eddies Down-draught
Revised Jul 12 
 
Page 3 of 20 




AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
12-16 Fig 2 Moderate Wind Flow
Demarcation
Line
Mild
Wind
Turbulence
12-16 Fig 3 Strong Wind Flow 
Demarcation
Line
Down-draughting
and
 Turbulence
12-16 Fig 4 Strong Wind Flow Across Craggy Obstacle 
Demarcation
Line
Severe
Turbulence
11.  Wind Flow Over a Ridge or Line of Hills.  In the case of a ridge or a continuous line of hills, the 
effects will be further complicated as the wind flow is divided and channelled through valleys or forced to 
ascend and react with a more stable layer of air above.  Turbulence can be particularly severe below the 
lee side of a ridge when strong winds flow across it at right angles.  In certain weather conditions, as well 
as  the  disturbances  close  to  the  ridge,  helicopter  crews  may  experience  standing  waves  several  miles 
downwind, or rotor streaming turbulence at levels well above the height of the peaks: 
Revised Jul 12 
 
Page 4 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
a. 
Standing waves develop when a deep current of air in which direction is constant and speed 
increases  sharply  with  height,  is  forced  to  rise  over  a  ridge  line  stretching  at  or  near  to  the 
perpendicular across its path.  Gravity, and reaction with a layer of more stable air above, causes 
oscillations  in the stream which may cause turbulence several miles downwind.  This turbulence 
may  be  severe  in  well  developed  waves,  with  reverse  winds  in  the  rotor  zones  beneath  the  first 
crests, where roll clouds may also form if there is sufficient moisture present (see Fig 5). 
b. 
Rotor streaming requires a strong, shallow, current of air in which speed decreases sharply 
with height to a stable, slow moving, layer above.  When forced to rise by a ridge or line of hills the 
air  flow  decelerates  quickly  as  it  ascends,  mixes  vigorously  and  tumbles  down  to  cause  severe 
turbulence (see Fig 6).  There is no lee wave activity, but turbulence may occur in the layer level 
with, and possibly up to twice the height of, the ridge line. 
12-16 Fig 5 Standing Waves 
12-16 Fig 6 Rotor Streaming Turbulence 
12.  Wind  Flow  Over  and  Through  Valleys.    The  pattern  of  wind  flow  across  a  valley  will  depend 
largely  on  the  strength  of  the  wind  and  the  depth  of  the  valley.    If  the  wind  is  light  and  the  valley 
shallow, the wind stream will follow the smoothed outline of the depression, giving rise to gentle up and 
down draughts (see Fig 7).  When the wind is stronger and the valley deeper, the wind may flow across 
the  top  of  the  feature  and  curl  into  it,  giving  rise  to  down-draughting  on  the  down-wind  side  and  up-
draughting on the up-wind side of the valley (Fig 8). 
Revised Jul 12 
 
Page 5 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
12-16 Fig 7 Wind Flow Over Shallow Valley 
12-16 Fig 8 Strong Wind Flow Across Deep Valley 
When  obstructed  by  a  line  of  hills,  wind  will  tend  to  funnel  along  the  valleys and localized effects will 
occur depending on the valley shape and size.  In a winding valley, areas of local up-draughting may 
occur as shown in Fig 9, and there are likely to be passages of increased wind speeds in the narrower 
straighter  sections.    In  the  absence  of  a  prevailing  wind  stream,  diurnal  effects  may  need  to  be 
considered, the katabatic wind blowing down the valley sides by night, and the anabatic wind blowing 
up the valley sides by day. 
12-16 Fig 9 Plan View of Valley Wind Flow 
Transit Flying 
13.  Wide  variations  in  terrain  type,  weather  conditions  (particularly  wind  and  temperature),  tactical 
requirements  and  aircraft  performance  considerations  preclude  the  possibility  of  laying  down 
procedures that can apply in all circumstances.  Nevertheless, there are several basic ‘rules’ that may 
be followed to achieve safe mountain operations. 
Revised Jul 12 
 
Page 6 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
14.  Flight Planning.  Above all, an appreciation of the nature of the wind in the mountains will be needed 
for  sound  planning.    Pilots  should  plan  to  avoid  areas  of  down-draughting  and  turbulence.    Areas  of  up-
draughting may be used to reduce power settings.  Pre-flight planning should include a study of: 
a. 
The terrain and features en route including obstacles and power cables.  This is particularly 
significant where power cables may be strung across deep valleys. 
b. 
The meteorological conditions, including wind, turbulence, weather, cloud, temperature levels 
and the risk of icing. 
c. 
Performance  planning,  including  the  power  margin  required,  flight  envelope  considerations, 
single engine performance and safety altitudes. 
After these factors have been studied a route can be selected.  This may be a direct 'over the top' line 
or a valley route.  Tactical considerations may of course be over riding, dictating both the route and the 
height to fly. 
15.  Escape Routes.  Mountain flying operations will frequently require the helicopter to be flown into 
locations  and  environments  where  a  change  in  weather  conditions,  or  a  failure  of  an  aircraft  service 
could put the aircraft into a hazardous situation.  The maintenance of an escape route along which the 
helicopter may be flown safely away from obstacles if it is not possible to continue along the intended 
flight  path  is  fundamental  to  safe  mountain  flying  operations  and  should  be  both  a  planning 
consideration  and  a  matter  for  constant  awareness  during  flight.    The  nature of the escape route will 
vary  depending  on  the  weather,  terrain  and  type  of  aircraft  flown.    A  combination  of  adequate  height 
above  the  ground  and/or  sufficient  airspeed  and  power  margin  will  be  required  for  the  aircraft  to  be 
flown  away  from  hazards.    Consideration  should  be  given  to  selecting  a  flight  path  where  a  power-
reducing, pedal-assisted turn will facilitate manoeuvre away from obstructions.  Passengers and crew 
must remain secure during those stages of flight where it is not possible to maintain an escape route, 
typically during, the latter stages of the approach, hover and initial stages of the departure. 
16.  Action When Caught in Severe Down-draughting.  In the event that the aircraft is caught in severe 
down-draughting  where  it  is  not  possible  to  maintain  height  using  full  power,  the  pilot  should  turn  the 
helicopter to take his escape route.  Maximum power should be applied, and the helicopter flown at the best 
rate of climb/angle of climb speed to clear the area.  If it is not possible to fly clear of down-draughting, the 
helicopter should be flown towards a flat area where the effect may be less severe.  The rate of descent may 
be reduced by flaring the aircraft and applying any remaining power available. 
17.  Retreating Blade Stall.  At high speeds and weights at altitude, retreating blade angles of attack 
will be high.  A sharp gust or manoeuvre could induce retreating blade stall.  Pilots should continuously 
monitor the aircraft’s performance and reduce pitch angles and airspeed if turbulence is encountered. 
18.  Engine  Emergencies.    Pilots  of  single  engine  helicopters  should,  where  possible,  fly  at  a  safe 
height within autorotative range of a reasonable landing area.  Pilots of twin-engine helicopters should 
be  aware  of  the  maximum  altitude  that  can  be  maintained  in  the  event of a single engine failure and 
plan their operations accordingly. 
19.  Wind  Assessment  En  Route.    During  the  transit  the  wind  may  be  assessed  continually  by 
reference to and comparison of on-board navigational systems (GPS, TANS), smoke, wind lanes and 
patterns on water, blowing vegetation and cloud formations. 
Revised Jul 12 
 
Page 7 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
20.  Ridge  Crossing.    The  safest  technique  for  crossing  ridges  will  vary  depending  on  the  wind  strength 
and whether the crossing is to be from lee to windward or vice versa.  The basic rule is to approach the ridge 
diagonally to provide the best escape route should the helicopter be unable to complete the crossing safely.  
In strong winds crossing from lee to windward should be carried out with ample clearance above the top of 
the ridge to avoid down-draughting and turbulence, see para 10.  Crossing from windward to lee poses less 
obvious  hazards;  the  clearance  will be assisted by up-draughts but, if a low cloud base exists, the aircraft 
may be carried up into cloud even with minimum power applied.  If the crossing is carried out with insufficient 
clearance the aircraft may encounter turbulence to the lee of the ridge. 
21.  Valley  Flying.    Valley  flying  constitutes  a  major  part  of  mountain  flying,  especially  under 
operational  conditions.    The  following  points  are  relevant  to  operating  in  valleys  and  bowls  below  the 
tops of major features: 
a. 
When flying along a valley the aircraft should normally be flown on the up-draughting side to 
conserve the power margin; the aircraft should be flown close enough to the valley side to allow 
for a 180º turn escape route, although in strong winds this requirement must be balanced against 
the need to avoid localized terrain turbulence. 
b. 
Weather and tactical considerations may dictate heights at which to fly.  Where possible, the 
aircraft should be flown at sufficient height to allow for free manoeuvre towards an escape route in 
the event that the selected height or course cannot be maintained.  In strong winds the aircraft will 
have to be flown below the turbulent layer which may extend down into the valley. 
c. 
In poor weather conditions, with a low cloud base, severe down-draughting or turbulence, it may 
be safer to fly at low level close to the valley floor.  Pilots will then need to monitor their flight instruments 
closely to avoid the dangers of flying to false horizons and sloping valley floors.  However, flying at low 
level in a valley should be avoided if an escape route cannot be maintained. 
d. 
Crews  must  maintain  a  continuous  watch  for  pylons  on  the  tops  and  sides  of  valleys  as  a 
guide to the presence of power cables. 
Operating Site Procedures 
22.  Power Check.  Before committing the aircraft to an approach, the pilot should carry out a check 
to confirm that the power margin available is sufficient for the intended operation. 
23.  High Reconnaissance.  A high reconnaissance should be made at a safe height above the site, 
flown at minimum power speed and normally in a race-track pattern.  The following points need to be 
established: 
a. 
The  nature  of  the  terrain  surrounding  the  operating  site  and  the  obstacles  which  will  affect 
possible flight paths. 
b. 
The  general  wind  affecting  the  site,  noting  any  local  features  which  may  cause  turbulence, 
and marked up- or down-draughting. 
c. 
The approximate height of the site. 
d. 
The size, shape and surrounds of possible landing or hover points. 
Revised Jul 12 
 
Page 8 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
e. 
Provisional approach and departure paths. 
f. 
Escape  routes,  which  should  ideally  lie  within  45º  of  the  approach and departure paths and 
will normally be down slope. 
g. 
The circuit pattern and a low-level reconnaissance plan. 
24.  Low Reconnaissance.  The low reconnaissance is flown at the minimum power speed to pass at 
low  level  close  to,  or  over,  the  intended  operating  point.    If  the  wind  is  light,  or  has  already  been 
accurately  established,  the  low  reconnaissance  may  be  flown  as  a  dummy  approach.    The  proposed 
approach  path  should  be  followed  to  an  overshoot,  to  confirm  the  optimum  approach,  overshoot, 
departure and escape routes in both elevation and azimuth and the slope and surface of the landing or 
hover point including any alternatives.  A sudden or marked increase in the power required to maintain 
the approach is an obvious indication of turbulence.  If this occurs in the latter stages of an approach 
an alternative plan may have to be considered. 
25.  Localized  Wind  Finding.    Wind  has  been  described  as  the  most  important  weather  factor 
affecting  helicopter  mountain  operations.    In  particular  an  accurate  assessment  of  the  wind  affecting 
the  operating  point  is  required  to  effect  a  safe  approach  and  departure.    The  reconnaissance  must 
therefore have been preceded by, or should include, this assessment, which may be achieved by one 
of the following methods: 
a. 
Aircraft Navigational Equipment.  If the aircraft is fitted with GPS or Doppler equipment a 
direct read out of the calculated wind or Doppler along-and-across velocities may be used. 
b. 
Cloverleaf  Drift  Pattern.    The  cloverleaf  drift  pattern  may  be  used  to  assess  the  wind 
affecting the aircraft.  On completion of the procedure the aircraft should be pointing into the local 
wind over a feature (see Fig 10): 
(1)  Fly  (usually  on  a  cardinal  heading)  at  the  minimum  power  speed  and  at  a  safe  height 
(200 ft) above the selected point.  Note the direction of drift; this will place the wind within a 
180º segment. 
(2)  Turn the aircraft in the direction of drift through 270º and fly across the point at right angles 
to the previous run.  Note the direction of the drift; this will place the wind within a 90º quadrant. 
(3)  Turn the aircraft in the direction of drift to fly across the point, bisecting the 90º quadrant.  
The wind will now be within a 45º arc.  Further similar runs may be made; however, usually 
on the third run the track of the aircraft can be adjusted to fly over the point into wind. 
The  full  procedure  is  particularly  lengthy  and  is  normally  used  only  in  the  early  stages  of 
training.    Operationally,  if  the  approximate  wind  direction  is  already  known,  a  run  across  the 
operating  point,  adjusting  the  heading  to  eliminate  drift,  will  be  sufficient  to  determine  the 
surface wind direction. 
Revised Jul 12 
 
Page 9 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
12-16 Fig 10 Cloverleaf Drift Pattern 
c. 
Orbit.  In light wind conditions an orbit may be flown to assess the wind.  The aircraft is flown 
directly  over  the  operating  site  at  a  safe  height.    A  constant  speed  turn  is  flown  maintaining  the 
same  angle  of  bank  through  360  degrees.    On  return  to  the  start  heading  the  aircraft  will  be 
directly down-wind of the site. 
d. 
Groundspeed/Airspeed/Power Comparison.  This method may be used in most situations 
but  is  particularly  suitable  for  use  in  restricted  areas  such  as  valleys  and  bowls.    The  aircraft  is 
flown  into  and  out  of  the  area  at  constant  airspeed.    A  comparison  between  heading,  track  and 
groundspeed  into  and  out  of  the  area  will  confirm  the  wind  direction  and  speed.    If  the  power 
required  to  maintain  height  is  noted,  an  assessment of the location and strength of areas of up- 
and down-draughting can be made. 
e. 
Smoke.  If available, smoke is probably the best site wind evaluator.  It should be used both 
on the site and on features close to the site which could have an effect on the wind during any part 
of the approach or departure.  Care must be taken in the use of pyrotechnics both in their handling 
inside the aircraft and for their effect on the ground during and after the operation. 
f. 
Cloud.  Cloud above an area can provide information on wind direction, strength, and up- or 
down-draughting affecting the site. 
g. 
Vegetation.  Close examination of the way the wind affects long grass and other vegetation 
can often give a good indication of the wind at a site. 
h. 
Water  Features.    Wind  lanes  on  water  surfaces  near  the  site  can  provide  valuable 
information  on  wind  direction  and  strength,  and  ruffled  water  may  be  an  indication  of  down-
draughting air. 
26.  The Final Approach Path.  The direction of the final approach path will be towards the operating 
point as near to into wind as practicable whilst providing a good escape route. 
27.  The Circuit.  Typically, the circuit will be orientated to the final approach path.  It will normally be 
flown at the minimum power speed at approximately 200 ft above the operating point.  The aim of the 
circuit is to place the helicopter on the final approach path at a safe speed to start the approach.  Pre-
landing checks should be completed. 
Revised Jul 12 
 
Page 10 of 20 


AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
28.  The  Approach.    Fig  11  illustrates  a  demarcation  plane  resulting  from  a  strong  wind  blowing 
perpendicular  to  a  line  feature.    A  constant  angle  approach  should  be  flown,  above  the  demarcation 
plane, but otherwise as close to normal as possible.  If the onset of turbulence would thereby cause the 
approach  to  be  too  steep,  the  approach  may  be  offset  laterally,  further  out  of  wind  to  give  a  longer, 
more  shallow  descent  to  the  operating  site.    The  approach  should  not,  however,  be  so  flat  that  the 
margin  for  an  escape  route  is  reduced  during  the  latter  stages,  and  the  angle  should,  whenever 
possible,  be  monitored  using  the  backdrop  technique.    At  the  same  time,  speed  and  rate  of  descent 
must be watched carefully on the flight instruments. 
12-16 Fig 11 Demarcation Plane and Angle of Approach 
29.  Overshoot.  An overshoot must be initiated if: 
a. 
The helicopter is forced to deviate far from the chosen approach path in azimuth or elevation. 
b. 
A safe power margin cannot be maintained. 
c. 
High rates of descent are encountered at low IAS. 
The selected escape route should be flown if a normal overshoot cannot be achieved. 
30.  Hover  and  Landing.    The  helicopter  should  normally  be  brought  to  a  slightly  higher  hover  to 
maintain the aircraft clear of obstacles until overhead the selected landing point.  If the landing point is in 
turbulent air the helicopter should be brought to the hover over a clear area in smooth or up-draughting air 
and  then  manoeuvred  carefully  to  the  landing  point.    Once  the  final  detailed  positioning  has  been 
completed the helicopter may be landed using sloping ground techniques.  Great care needs to be taken 
to ensure that an adequate clearance is maintained between the rotors and rising ground.  Passengers 
should be made aware of the dangers of reduced rotor clearance with sloping ground. 
31.  Take-off.  The helicopter should be lifted to the normal hover height and its power margin and take-
off  path  confirmed.    A  vertical  take-off  should  be  initiated  to  clear  the  helicopter  from  near  obstacles.  
When  the  take-off  path  is  clear  a  transition  should  be  commenced,  preferably  over  a  downslope,  and 
climbing  speed  achieved  before  manoeuvring  the  helicopter  further.    Flight  instruments  should  be 
checked to confirm that a positive rate of climb is maintained until clear of all obstacles. 
Standard Features 
32.  There are five standard features that are used in basic mountain flying training.  The techniques 
applied  to  making  an  approach  and  landing  at  these  features  provide  a  sound  basis  for  advanced 
mountain flying operations.  The basic techniques applied to these features are discussed below. 
Revised Jul 12 
 
Page 11 of 20 



AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
33.  Pinnacles.  A standard circuit may be flown to place the helicopter on the final approach path.  The 
final  approach  path  should  be  offset  from  the  wind  to  keep  the  helicopter  outside  the  area  of  down-
draughting  and  turbulence  to  the  lee  of  the  summit.    An  out-of-wind  approach  will  also  provide  a  good 
escape route away from the feature towards smoother air to the side of the pinnacle (see Fig 12).  On the 
final  stages  of  the  approach  the  helicopter  is  turned  into  wind  and  established  in  the  hover  over  the 
landing point. 
12-16 Fig 12 Pinnacle Approach 
34.  Ridges or Saddles.  A standard circuit may be flown to place the helicopter on the final approach path.  
The final approach path should be orientated at an angle to the ridge line to provide an escape route away 
from the feature (see Fig 13).  The escape route will necessarily be towards the lower ground below the top 
of the ridge in down-draughting air; sufficient height will be needed to fly the helicopter away from obstacles.  
On the final stages of the approach the helicopter is turned into wind and established in the hover over the 
landing point.  A saddle may be approached in the same manner as for a ridge; account will have to be taken 
of the effect of the wind from the higher sides of the saddle. 
12-16 Fig 13 Ridge Approach 
35.  Spurs and Ledges.  Spurs and ledges on valley sides often present significant landing problems, 
as they may be subject to abrupt and considerable variations in the prevailing main feature wind due to 
localized topographical effects.  The circuit will need to be orientated to use the space available within 
the  valley  and  the  approach  path  may  need  to  be  curved.    The  approach  should  be  flown  to  provide 
greater ground clearance in the latter stages; pilots should be ready to take their escape route at any 
time, usually away from the main feature towards the valley floor (Fig 14). 
Revised Jul 12 
 
Page 12 of 20 



AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
12-16 Fig 14 Spur Approach 
36.  Valleys.  The recommended approach to a landing point on a sloping valley floor depends mainly 
on whether the wind is blowing into the valley (up-slope), out of the valley (down-slope), or across it. 
a. 
Up-slope Wind.  If the wind is blowing into the valley the circuit will be orientated along its length, 
with the final approach path into wind, descending along the downward sloping valley floor to the landing 
point.  The downwind leg should be flown at a constant altitude with reducing ground clearance as the 
helicopter is flown towards rising ground.  The turn onto the final approach path will be determined by 
the slope of the valley floor to the landing point.  If the slope is shallow a normal, level turn may be made 
but if the slope is steep the aircraft will have to be descended towards the valley floor in the turn in order 
to fly a normal approach angle.  In light winds the rate of descent must be monitored closely to avoid the 
possibility of vortex ring.  The escape route (and subsequent take-off and transition) will be directly into 
wind over descending ground (see Fig 15). 
12-16 Fig 15 Valley Approach - Up-slope Wind 
b. 
Down-slope  Wind.    The  approach  to  a  valley  landing  site  into  wind  towards  rising  ground 
poses,  in  itself,  few  problems.    However,  there  may  be  neither  a  practical  escape  route  nor  a 
subsequent  safe  take-off  path  if  the  slope  is  severe  and  the  wind  strong.    In  this  case  an 
alternative landing point should be considered unless operational considerations are paramount. 
c. 
Across-slope  Wind.    An  approach  to  a  valley  landing  site  with  the  wind  blowing  across  the 
valley  will  normally  be  made  in  the  same  way  as  for  the  wind  blowing  into  the  valley,  in  order  to 
maintain  a  good  escape  route.    Great  care  will  need  to  be  exercised  to  keep  the  rate  of  descent 
within limits to avoid vortex ring.  If this is not practicable the approach may be made up-slope.  On 
the final stages of the approach the helicopter is turned into wind and established in the hover. 
37.  Bowls.    Generally,  the  considerations  applicable  to  a  landing  point  on  the  floor  of  a  bowl  are 
similar  to  those  for  a  valley  landing  site.   However, the close confines of a bowl impose the need for 
particular attention to the following points when the wind is blowing into it: 
Revised Jul 12 
 
Page 13 of 20 


AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
a. 
Reconnaissance.  A detailed assessment of the wind effects within the bowl must be made.  
The  helicopter  should  be  flown  at  the  minimum  power  speed  around  the  bowl  as  high  and  as 
close  to  the  sides  of  the  bowl  as  practicable  to  assess  areas  of  turbulence  and  up-  and  down-
draughting.  The direction of flight will be a compromise between the requirements for the pilot to 
be  close  to  the  obstacles  to  assess  safe  clearances,  and  for  a  power-reducing,  pedal-assisted 
turn away from obstructions should it be necessary to take the escape route into the centre of the 
bowl.    Reversing  the  direction  of  the  reconnaissance  will  often  give  a  greater  overall view of the 
feature.  Further lower orbits around the bowl should be flown at a suitable height until it has been 
established that a safe approach may be made to the landing point.  Speed may be reduced once 
it has been assessed that it is safe to do so. 
b. 
Approach.    The  final  approach  path  will  be  commenced  from  a  suitable  height  above  the 
landing  point  as  a  descending  curve  starting  from  the  mouth  of  the  bowl,  flying  the  helicopter 
forward  and  down  around  the  sides  of  the  bowl  until  a  normal  sight  picture  approach  can  be 
completed into wind (see Fig 16). 
12-16 Fig 16 Bowl Approach 
c. 
References.    There  will  be  no  natural  horizontal  references  in the bowl and the floor of the 
bowl  may  be  sloping.    The  tendency  will  be  for  the  pilot  to  reduce  airspeed  in  an  attempt  to 
maintain a reasonable groundspeed whilst flying downwind and to climb as he approaches rising 
ground  towards  the  back  of  the  bowl.    It  is  essential  that  the  flight  instruments  are  monitored 
carefully  to  assess  the  helicopter’s  attitude  and  to  maintain  a  minimum  safe  airspeed  for 
manoeuvring  until  the helicopter is established in smooth or up-draughting air.  The forward and 
down-curving approach may be achieved by selecting markers along the proposed path and flying 
the helicopter towards them until the landing point is visible. 
d. 
Escape Route.  The escape route will be to turn the aircraft away from obstructions towards 
the centre and out of the bowl.  Because the helicopter will be flown close to the sides of the bowl 
and  with  minimal  vertical  clearance,  it  is  essential  that  sufficient  airspeed  be  maintained  to 
manoeuvre  the  helicopter  away  from  obstructions  before  it  can  be  allowed  to  descend.    The 
minimum speed will vary, depending on the type of helicopter, between 20 kt and 40 kt. 
Advanced Techniques 
38.  Although  the  standard  and  simplest  helicopter  approach  is  made  into  wind,  there  may  be 
occasions  when  tactical  considerations  dictate  the  use  of  modified,  more  advanced  techniques.  The 
Revised Jul 12 
 
Page 14 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
deployment of troops or equipment may require the helicopter to be hovered close to a cliff face below 
the tops of the surrounding features, or it may be important to avoid being seen above the sky line.  In 
the latter case, if a final approach from above the sky line is inevitable, the reconnaissance should be 
carried out whilst keeping the helicopter concealed, and the aircraft only climbed to intercept a normal 
approach  path  to  avoid  down-draughting  air  in  the  final  stages.    The  departure  too  would  need  to be 
modified to achieve a lower profile on take-off until it became safe to descend again below the sky line.  
Two advanced approach techniques can be used: 
a. 
Up-draughting  Approach.    The  up-draughting  approach  is  particularly  applicable  for  an 
approach  to  a  landing  point  on  a  ridge  line  or  saddle;  indeed,  with  experience,  it  may  be  the 
preferred  approach  under  normal  circumstances.    The  helicopter  is  flown  at  low  level  in  the  up-
draughting  air  on  the  windward  side  of  the  ridge.    As  the  landing  point  is  approached  the 
groundspeed  is  reduced  and  the  aircraft  turned  into  wind  and  established  in  the  hover.    This 
technique  can  be adapted for other features (such as a pinnacle).  The helicopter is established 
flying into wind to the side, either level with or just below the top, of the feature.  The helicopter is 
climbed  in  the  up-draughting  air  until  abeam  the  landing  point;  it is then manoeuvred across the 
top of the feature towards the landing point. 
b. 
Level Approach.  A level approach will normally be made when the helicopter is required to 
be  brought  to  the  hover  below  the  top  of  the  major  feature.    The helicopter is flown close to the 
cliff face, level with the operating point.  As the operating point is approached the groundspeed is 
reduced gradually and the hover established.  This technique has several advantages: 
(1)  The approach is easy to fly with good references close to the helicopter. 
(2)  The  approach  requires  no  more  power  than  is  required  for  the  hover  because  no 
additional  power  is  required  to  stop  a  rate  of  descent.    This  is  particularly  applicable  if  the 
helicopter is to be hovered in down-draughting air. 
(3)  A good escape route is maintained throughout the operation. 
WINTER OPERATIONS 
Winter Operations - Day 
39.  There are several additional hazards that may be encountered whilst flying in mountainous terrain 
during  winter.    These  are  associated  with  the  cold  environment,  the  volatility  of  the  weather,  and  in 
particular the effect that snow can have on visual references.  In all cases the requirement to maintain 
a good escape route is paramount.  When flying in such conditions the need for good crew cooperation 
cannot be over emphasised.  For example, it is very likely that when flying in mountainous terrain, that 
the escape route will be the reciprocal of the aircraft heading.  As the weather conditions can change 
rapidly, it is vital that, in this situation, a crew member keeps the pilot informed of the conditions behind 
the aircraft.  The most significant hazards associated with flying in such conditions are noted below: 
a. 
Weather.  Bad weather can arrive suddenly in the mountains.  In winter, severe conditions of 
low cloud, hail, snow, and poor visibility may be encountered with little warning. 
b. 
Icing.  The dangers of engine, airframe, and control icing are significant. 
Revised Jul 12 
 
Page 15 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
c. 
White-out.    White-out conditions are particularly hazardous as all reliable external references 
may be lost suddenly, and without warning.  
(1)  Frequent reference to flight instruments is essential.   
(2)  The radar altimeter should be used as the primary height reference.   
(3)  The low warning bug should be selected at just below the minimum safe transit height to 
provide a warning of rising ground.   
(4)  The decision to follow an escape route must be taken early to clear white-out conditions, 
and then an alternative route selected. 
d. 
Glare.  On bright days reflected sunlight may cause a blinding glare.  Crews must ensure that 
their visors are clean and use their tinted visors to prevent snow blindness. 
e. 
Physiological effects.    The problems of  disorientation and vertigo when  mountain flying is 
well  documented.    In  arctic  conditions  these  problems  are  dramatically  accentuated.  Whiteout 
conditions are the prime cause of disorientation.    When the sky is overcast, and light levels are 
low,  all  contrast  is  lost  and  mountains  blend  in  with  the  cloud.    All  height  and  slope  perception 
disappear.  Bends in valleys and spurs can be impossible to see, which can make safe navigation 
extremely difficult.  To overcome the physiological effects, it is vital to maintain visual references 
ahead  of  the  aircraft,  which  should  be  updated  continuously.    The  Attitude  Indicator  (AI)  and 
Radar Altimeter should be referred to regularly to ensure that the aircraft is in a level attitude and 
at a safe height.  Although flying in extreme conditions, the crew should still try to be relaxed but 
not  complacent.    Once  the  feeling  of  relaxation  begins  to  wane,  it  may  be  an  indication  that  the 
crew are beginning to reach the limits of their abilities in the current conditions, and that to ‘press 
on’ would be a poor decision. 
40.  Snow Landing.  The downwash of the helicopter in the hover will blow loose snow causing it to 
recirculate  and  envelop  the  helicopter.    This  may  create  white-out  conditions,  making  a  safe  landing 
impossible unless crews are prepared by ensuring that adequate hover references are available before 
committing themselves to a landing.  The following snow landing techniques are recommended: 
a. 
Hover Reference Marker.  The landing site must be reconnoitred carefully to ensure that it is 
free from obstructions.  An object (such as a small tree) is selected as a hover reference marker 
(HRM) which will remain visible to the crew when white-out occurs.  However, in snow conditions it 
is  not  recommended  to  approach  to  a  low  hover  and  the  term  HRM,  can  be  considered  to  be  a 
misnomer  in  this  context.    Instead,  a  continuous  approach  is  made  to  a  zero-speed  landing,  as 
described in this Volume 12, Chapter 12, Para 66a, at a point where the HRM can remain in sight 
in the pilot’s 2 o’clock position close to the helicopter.  This gives the best chance that the snow 
cloud  will  not  obscure  the  pilot’s  view  of  the  touch-down  point.    However,  the  pilot  must  remain 
prepared  for  the  snow  cloud  to  envelop  the  helicopter  and  it  may  be  necessary  to  use  the 
technique  in  b.  below.    In  white-out  conditions,  there  is  a  danger  of  target  fixation  leading  to 
disorientation.  Pilots must overcome the tendency to drift towards the HRM with the possibility of 
striking it.  The aim, in these circumstances, is to execute a soft and careful (rather than a firm) 
landing, allowing the helicopter to sink into the snow and settle, but avoiding obstructions beneath 
the snow that might cause damage.  Once the helicopter has landed, gentle cyclic movement may 
be used to allow it to settle fully.  Throughout the landing the pilot must be prepared to overshoot 
on instruments as soon as a miss landing is evident. 
Revised Jul 12 
 
Page 16 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
b. 
High  Hover.    If an HRM is not available, the top layers of snow will have to be removed to 
reveal sufficient references for a landing to be made.  The helicopter is brought to a high hover, 
clear of blowing snow, over the landing point.  Forward and lateral reference markers are selected 
to  hold  position,  and  the  helicopter’s  downwash  is  used to blow the snow clear.  Once the initial 
blowing  snow  has  been  cleared  the  hover  height  is  reduced  by  15  to  20  ft  and  again  the  snow 
cleared.  This procedure is continued until an object that can be used as a HRM is visible.  The 
landing is then completed as above. 
c. 
Running  Landing.    It  is  not  advisable  to  attempt  a  running  landing  on  snow  covered 
surfaces. 
d. 
Overshooting
An  overshoot  should  be  called  by  any  member  of  the  crew  who has any 
doubt over the safety of the aircraft.  If an overshoot is called when in recirculating snow, the pilot 
should  transfer  references  immediately  to  the  instruments  and  initiate  a  collective-led  vertical 
climb  until  clear  of  the  snow  cloud  and  any  obstructions,  before  transitioning  into  forward  flight.  
There is a constant risk of disorientation when operating in snow.  Due to the often-sudden onset 
of white-out it cannot be over emphasised to overshoot sooner rather than later. 
41.  Snow  Take-off.    During  the  initial  stages  of  the  take-off  it  is  important  that  the  helicopter  rises 
evenly from the ground.  This can be achieved by small applications of yaw and cyclic control to break 
the grip of frozen snow.  As the helicopter breaks from the ground the hover attitude is established, and 
a  vertical  instrument  take-off  continued  without  delay  to  clear  the  helicopter  from  blowing  snow.    A 
retractable  undercarriage  should  be  cycled  to  clear  any  wet  snow  to  prevent  freezing  of  the 
undercarriage and brakes.  A running take-off on a snow-covered surface is not advisable. 
42.  Navigation.  Visual  navigation  across  wide  expanses  of  unbroken  snow  is  always  difficult  and 
maximum  use  must  be  made  of  any  line  features  such  as  power  cables,  trees,  ridges,  etc.    During 
blizzard  conditions,  when  the  pilot  has  both  a  navigation  and  orientation  problem,  it  may  be 
advantageous  to  follow  line  features  on  the  down-wind  side,  so  that  any  gusting  will  tend  to  yaw  the 
helicopter  towards  the  line  feature,  i.e.  in  a  direction  which  permits  the  pilot  some  ground  reference, 
rather than where he will be confronted with an expanse of snow.  Similarly, following a line feature on 
the downwind side means that only a small turn will be required to force-land into wind should the need 
arise, and a visual reference will be available throughout.  If a forced landing is necessary, a decision 
will  have  to  be  made  as  to  whether  to  keep  the  rotors  running  or  to  shut  down.    If  a  shut  down  is 
necessary, the aircraft should be protected wherever possible by fitting covers and blanks.  A thorough 
check of the aircraft will be needed before a re-start. 
Winter Operations - Night 
43.  The  flying  techniques  required  for  night  operations  in  snow  (with  or  without  night  vision  devices 
(NVD))  are  an  extension  of  the  basic  day  flying  techniques.    Even  so,  the  difficulties  and  hazards 
associated  with  operations  in  snow  are  exacerbated  at  night.    When  operating  at  night  in  snow 
consider the following: 
a. 
Overshoot.    The  correct  overshoot  technique,  as  described  in  the  Aircrew  Manual,  is  as 
important  as  that  for  landing.    If  in  doubt,  overshoot  early.    Note  also  the  comments  regarding 
blowing snow in d. below. 
b. 
Navigation.  Ambient weather conditions, cloudbase, visibility and precipitation are more difficult to 
assess at night, with or without NVD assistance.  Even with NVD assistance, navigation across wide 
expanses of unbroken snow is more complicated than in daylight and should be avoided; routes should 
Revised Jul 12 
 
Page 17 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
be selected to remain below the tree line where possible.  Assessing the nature of the terrain below the 
aircraft, or below the snow, is also harder than in daylight. 
(1)  When flying below the tree line (BTL), there are generally sufficient visual reference features.  
However, wires and unlit masts are very difficult to see so accurate navigation is vital. 
(2)  Flight  above  the  tree  line  (ATL) is  a  demanding  and  potentially  dangerous  area  even 
when the light conditions provide sufficient contrast.  The pilot has to devote as much time to 
the  instruments  as  he/she  does  to  looking  outside,  and  the  workload  inside  the  cockpit 
increases dramatically. 
c. 
Use  of  NVD.    Depth  perception  is  reduced  when  using  NVD.    When  operating  with  NVD  in 
snow  a  constant  and  careful  scan  is  required  of  the  radar  altimeter  and  the  flight  instruments  to 
check the aircraft attitude and height.  Good crew cooperation is paramount.  White snowy terrain, 
when coupled with bright lights, tends to increase the 'blooming' effect on NVD. 
d. 
Hazards of Blowing Snow.  Recirculation of blowing snow will present even greater problems in 
the  hover  than  in  daylight,  therefore  the  selection  of  good  hover  references  with  strong  contrast  is 
essential.    Suitable  references  may  be  supplied  by  tree  stumps,  bushes,  dark  rocks  or  suitable  light 
sources.  As the HRM may be inside the rotor disc on landing the pilot must be certain of its height.  If a 
NATO 'T' is available, then consider using the ‘T’ base light as a lateral marker.  An NVD compatible 
NATO  'T'  allows  the  pilot  to  remain  operating  with  NVD  assistance;  a  non-NVG  compatible  'T', 
dependent on ambient light conditions, may not.  Time in the hover should be kept to a minimum, and 
take-off and approach made as if by day.  Applying a significant amount of pitch to the rotor disc for a 
period  before  lifting  will  often  clear  away  the  loose  snow  and  reduce  recirculation  in  the  hover.  
Disorientation is an even greater hazard during an overshoot at night.  The non-handling pilot should 
monitor all approaches closely and be prepared to call for an overshoot or take control.  If references 
are  lost  at  any  stage  of  an  approach  or  landing,  overshoot  early  and  be  prepared  for  an  immediate 
transfer to instruments with a vertical climb at maximum power until clear of the snow cloud and able to 
establish visual flight with suitable external references.  A sudden entry into a cloud of blowing snow, 
with complete loss of external references, is extremely disorientating. 
e. 
Lighting.    Snow  intensifies  and  reflects  light,  whether  NVD-compatible  IR  lighting  or  white 
light.  This intensification of light hinders the use of aircraft external lighting in a snow cloud.  Each 
external light source fitted to a helicopter has its own merits but there is a limit to the assistance 
that  it  can  give.    Experimentation  with  the  external  lighting  system,  and  aids  available,  will 
determine  the  most  appropriate  mix  to  use  for  the  conditions  being  experienced.    If  using  NVD 
then careful use of available lighting on the ground can be beneficial.  Day flares are normally far 
too bright for NVD operations whilst Arctic Smoke Grenades tend to sink into the snow and leave 
a  stain,  which  is  visible  on  NVD  but  is  easily  lost  in  the  snow  cloud  in  the  final  stages  of  an 
approach.  ‘Cylume’ chemical light sticks can offer limited hover references if they are thrown from 
the aircraft overhead a suitable landing point, however they must be attached to a suitable stick or 
pole to stop them sinking into the snow.  The best approach and hover reference is provided by 
troops  huddled  together  with  a  suitable white light source.  Such troops must be suitably briefed 
and be aware of the danger to themselves, and to the aircraft, of sloping ground.  Any white light 
source at a landing point must not be too bright and must be directed away from the aircraft or it 
will have the detrimental effect of reducing the gain of the NVD thus reducing the effective visibility 
of the pilot.  If the aircraft lights are to be used, whether IR or white light, it is recommended that 
they be turned off prior to the aircraft being engulfed by the snow cloud.  Should aircraft external 
lights, especially high intensity landing lamps, be left illuminated in a snow cloud, the snow crystals 
will  reflect  so  much  light  that  the  NVD  gain  is  reduced,  effectively  limiting  visibility  to  the  snow 
cloud  only.    The  lighting  systems  of  individual  helicopters  allow  many  combinations  and 
Revised Jul 12 
 
Page 18 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
permutations.    Accordingly,  captains  should  consider  and  brief  the  responsibilities  for  light 
switching before any approach. 
External Loads 
44.  The basic techniques for operating with underslung loads in snow conditions are the same day or 
night.    However,  the  difficulties  and  hazards  associated  with  operations  in  snow  are  exacerbated  at 
night.    Underslung  loads  normally  require  accurate  position  adjustments  within  the  ground  cushion; 
however,  hovering  in  the  ground  cushion  can  rapidly lead to white-out.  White-out can sometimes be 
dispersed by a short period in the high hover. 
a. 
Pick-up.  The aircraft is lifted to the hover using a prominent hover reference, the hover height 
may  have  to  be  between  30  ft  to  80  ft  agl  dependent  on  snow conditions.  After the white-out has 
been allowed to dissipate the aircraft is manoeuvred to overhead the load, with the pilot maintaining 
good visual references.  Clearly defined lateral and forward hover references, combined with those 
from  the  radar  altimeter  are  essential  to  maintain  an  accurate  hover.    Once  sufficient  visibility  has 
been achieved the aircraft may descend, in steps if required, and the load attached.  Consideration 
should be given to using a length of strop or strops which will allow a higher hover and expedite the 
process.  When the load clears the ground the radar altimeter height should be noted.  At this stage 
there is a significant chance that the increased downwash will induce further recirculating snow; as at 
any  stage  in  the  pick  up,  if  references  are  lost  the  pilot  must  immediately  transfer  his  scan  to  the 
flight instruments and climb vertically clear of the snow cloud. 
b. 
Drop off.  A normal approach should be flown to a higher than normal hover some distance 
short of the drop point, aiming to keep the snow cloud below the aircraft whilst keeping the landing 
point  and  marshallers  in  sight.    As  the  snow  cloud  begins  to  clear,  the  aircraft  should  be 
marshalled  forward  and  down  to  place  the  load  on  the  ground.    No  attempt  should  be  made  to 
place the load on the ground using a zero-speed technique in recirculating snow. 
c. 
Protection.    Snow  or  ice  will  increase  the  weight  of  the  load.    The  helicopter  crewman  is 
especially  subject  to  the  chill  effect  of  the  slipstream  and  should  wear  face  and  eye  protection.  
The  hook-up  team  needs  substantial  protective  clothing,  and  static  build-up  is  far  greater  at  low 
temperatures.    If  possible,  the  load  should  be  attached  from  inside  the  aircraft  using  the 
‘shepherds crook’ load attachment pole. 
Formation Flying 
45.  Day  or  night  tactical  formation  flying  in  snow  conditions  can  be  conducted  using  the  normal 
procedures  laid  down  in  aircraft  SOPs.    The  following  additional  points  should  be  considered  when 
operating in a winter environment: 
a. 
Configuration.    Formation  size  and  composition  will  require  modification  to  cater  for  the 
conditions.    A  formation  landing  in  recirculating  snow  conditions  can  be  extremely  difficult  and 
potentially hazardous. 
b. 
Camouflage.    Arctic  camouflage  is  very  effective  in  the  snow,  even  above  the  tree  line;  it 
may be necessary to reduce inter-formation distances. 
c. 
Obstacle  Clearance.  Each  aircraft  captain  is  responsible  for  his  own  terrain  clearance  and 
care  must  be  taken  not  to  fly  into  hidden  features,  such  as  snow-covered  ridges,  as  a  result  of 
fixation on the other formation aircraft. 
Revised Jul 12 
 
Page 19 of 20 

AP3456 – 12-16 - Mountain Flying and Winter Operations 
d. 
Escape Route Brief.  During transit flying in mountainous terrain the formation leader should 
consider briefing his formation escape route to allow other aircraft to position accordingly. 
Tandem Rotor Operations 
46.  In general, the principles of mountain flying for tandem rotor helicopters are the same as for single 
main  rotor  aircraft.    The  enhanced  ability  to  operate  out  of  wind  may  be  a  significant  advantage 
because the pilot will have a greater choice of approach and departure paths to avoid turbulent air. 
47.  Differential  Lift.    Pilots  should  be  aware  of  the  dangers  of  flying  tandem  rotor  helicopters  in 
environments  where  the  two  rotors  may  be  experiencing  significantly  different  air  flows  causing 
differential  lift  and  potential  control  problems.    Hovering  into  wind  close  to  the  edge  of  a  ridge  or  a 
pinnacle,  where  the  front  rotor  may  be  in  up-draughting  air  and  the  rear  rotor  in  level  or  (in  extreme 
cases) down-draughting air, should be avoided. 
48.  Landing Point.  When considering the choice of landing point and landing direction crews will 
need  to  take  into  account  the  nature  of  the  ground  beneath  the  ramp  for  loading  and  unloading  of 
troops and cargo. 
Conclusions 
49.  Helicopter  flying  in  mountainous  terrain,  particularly  during  winter  conditions,  poses  many 
problems.    Most  of  these  may  be  overcome  by  detailed  planning  and  a  knowledge  of  the  wind  and 
weather.    The  application  of  mountain  flying  techniques  depends  on  the  confidence  derived  from 
thorough  and  effective  training.    Most  importantly  a  thorough  knowledge  of  helicopter  and  crew 
limitations and the maintenance of a good escape route is essential for safe operations. 
Revised Jul 12 
 
Page 20 of 20 

AP3456 – 12-17 - Embarked Operations From Royal Navy Ships
CHAPTER 17 - EMBARKED OPERATIONS FROM ROYAL NAVY SHIPS 
1. 
The procedures to be followed when operating aircraft from ships vary with aircraft and ship type.  
Details  of  the  procedures  can  be  found  in  the  Royal  Navy  publication  BR766,  Embarked  Aviation 
Operating  Handbook.    Before  operating  from  ships,  aircrew  should  be  familiar  with  the  relevant 
sections of BR766 and have received the appropriate pre-embarkation training. 
Revised Nov 13   
Page 1 of 1 

Document Outline