МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ КРАСНОКУТСКОЕ ЛЁТНОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИМЕНИ ЗАСЛУЖЕННОГО ПИЛОТА СССР ВАСИНА И.Ф. ФИЛИАЛ ФЕДЕРАЛЬНОГО ГОСУДАРСТВЕННОГО БЮДЖЕТНОГО ОБРАЗОВАТЕЛЬНОГО УЧРЕЖДЕНИЯ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИМЕНИ ГЛАВНОГО МАРШАЛА АВИАЦИИ Б.П. БУГАЕВА» С.А. Старчиков ОСНОВЫ АЭРОНАВИГАЦИИ Учебное пособие Допущено УМО по образованию в области аэронавигации в качестве учебного пособия для курсантов учебных заведений среднего профессионального образования гражданской авиации, обучающихся по направлению подготовки «Аэронавигация». Красный Кут 2020 Ш87/03 Старчиков С.А. Основы аэронавигации: учебное пособие. / ККЛУГА – филиал ФГБОУ ВО УИ ГА. Красный Кут., 2020. – 293 с. Написано в соответствии с программой по учебной дисциплине «Аэронавигация» по специальности 25.02.04 «Летная эксплуатация летательных аппаратов». Изложены основы аэронавигации. Рассмотрены вопросы авиационной картографии, влияние ветра на полет воздушного судна, основные правила аэронавигации при полете по маршруту. Основное внимание уделено применению угломерных, угломерно-дальномерных радионавигационных систем и спутниковых навигационных систем для целей аэронавигации. Предназначено для курсантов учебных заведений среднего профессионального образования гражданской авиации, обучающихся по направлению подготовки «Аэронавигация». Соответствует отечественным требованиям к подготовке пилотов коммерческой авиации. Табл. 8 . Ил. 179. Библиогр.: 17 назв. Рецензенты: А.В. Михеев главный штурман Ульяновского Института ГА. А.В. Липин доцент кафедры Аэронавигация СПб УГА. 2 ОГЛАВЛЕНИЕ Введение …………………………………………………………………. Раздел I. ОСНОВЫ АЭРОНАВИГАЦИИ …………………………… Глава 1. Основные навигационные сведения ………………………….. 1.1. Общие сведения о форме и размерах Земли ………………….. 1.2. Единицы измерения расстояний и высот полета. Направления на земной поверхности ………………………… 1.3. Системы координат ……………………………………………. 1.4. Линии пути и линии положения ………………………………. Глава 2. Основы измерения времени …………………………………… 2.1. Единицы измерения времени ………………………………….. 2.2. Системы счисления времени …………………………………... 2.3. Синхронизация хода часов …………………………………….. 2.4. Определение времени наступления солнечных явлений ……. Глава 3. Авиационная картография ……………………………………. 3.1. Масштаб карты. Виды масштабов и их определения ………. 3.2. Разграфка и номенклатура авиационных карт ……………….. 3.3. Содержание и оформление карты ……………………………... 3.4. Классификация авиационных карт. Сборные таблицы ……… 3.5. Измерения на картах……………………………………………. Глава 4. Курсы полета воздушного судна ……………………………... 4.1. Элементы земного магнетизма …….………………………….. 4.2. Виды курсов воздушного судна ………………………………. 4.3. Графики девиации компаса. Магнитный компас ..…………… Глава 5. Навигационная счетная линейка ……………………………… 5.1. Принцип устройства линейки НЛ-10м и ее использование …. 5.2. Решение навигационных задач с помощью НЛ-10м ………… Глава 6. Высота полета ………..………………………………………… 6.1. Методы измерения высоты полета ………………………….… 6.2. Классификация высот полета …………………………………. 6.3. Погрешности барометрических высотомеров ………………... 6.4. Уровни начала отсчета относительной (барометрической) высоты ………………………………………………………….. 6.5. Правила установки давления на шкале барометрического высотомера …………………………………………………….. 6.6. Вертикальное эшелонирование ……………….......................... 6.7. Безопасные высоты полета ……………………………………. Глава 7. Скорость полета ……………………………………………….. 7.1. Классификация скоростей …………………………………….. 7.2. Погрешности указателей скорости ……………………………. 7.3. Расчет истиной воздушной скорости по показанию однострелочного указателя скорости …………………………. 3 6 8 8 8 11 14 18 25 25 26 31 32 36 36 37 40 43 47 50 50 55 59 62 62 66 70 70 71 72 77 78 83 86 89 89 91 92 Глава 8. Влияние ветра на полет воздушного судна …………………. 8.1. Ветер и его характеристики …………………………………… 8.2. Навигационный треугольник скоростей и его элементы ……. 8.3. Зависимости УС и W от изменения угла ветра, скорости ветра и воздушной скорости …………………………………... 8.4. Решение навигационного треугольника скоростей с помощью навигационной линейки и подсчетом в уме …….. 8.5. Эквивалентный ветер ………………………………………….. 8.6. Определение путевой скорости, пройденного расстояния и времени полета подсчетом в уме ……………………………… Глава 9. Визуальная ориентировка …………………………………….. 9.1. Основные определения ………………………..………………. 9.2. Классификация ориентиров и их главные отличительные признаки ………………………………………………………… 9.3. Условия ведения визуальной ориентировки………………….. 9.4. Правила ведения визуальной ориентировки и способы ориентирования карты по странам света ……………………... 9.5. Порядок ведения визуальной ориентировки и способы сличения карты с местностью ……………………...………….. 9.6. Полная и штилевая прокладка пути …………………………... Глава 10. Аэронавигация по маршруту полета ………………………... 10.1. Основные этапы и правила аэронавигации …………………. 10.2. Контроль и исправление пути ………………………………... 10.3. Порядок работы при полете по маршруту …………………... 10.4. Определение путевой скорости и угла сноса на контрольном этапе ……………………………………………. 10.5. Штурманский бортовой жунал. Рабочий план полета ……... Раздел II. РАДИОНАВИГАЦИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ УГЛОМЕРНЫХ, УГЛОМЕРНО-ДАЛЬНОМЕРНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И СИСТЕМ ГЛОБАЛЬНОГО ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ …………………………………………….. Глава 11. Применение угломерных и угломерно-дальномерных навигационных систем ……………………………………….. 11.1. Классификация радионавигационных систем ………………. 11.2. Основные радионавигационные величины …………………. 11.3. Аэронавигация с использованием автоматического радиокомпаса …………………………………………………. 11.4. Аэронавигация с использованием радиопеленгаторов …….. 11.5. Аэронавигация с использованием радиолокаторов ………… 11.6. Аэронавигация с использованием радиомаяков VOR и DME Глава 12. Спутниковые навигационные системы……… 12.1. Общие сведения о спутниковых навигационных системах ... 4 96 96 98 100 104 110 112 114 114 114 119 122 124 127 131 131 135 138 140 142 145 145 145 147 152 170 177 184 190 190 12.2. Основные требования к бортовому оборудованию СНС и его классификация ……………………………………………. 12.4. Контроль состояния бортовой аппаратуры СНС …………… Глава 13. Основные положения зональной навигации ……………….. 13.1. Навигационное наведение ……………………………………. 13.2. Зональная навигация ………………………………………….. 13.3. Основные положения концепции PBN ……………………… 13.4. Навигационные спецификации, применяемые в концепции PBN ……………………………………………………………………….. 13.5. Бортовое оборудование зональной навигации ……………… Глава 14. Пилотажно-навигационный комплекс CARMIN G1000…… 14.1. Назначение и основные задачи навигации, решаемые ПНК Garmin G1000 …………………………………………………. 14.2. Краткая характеристика групп страниц MFD: MAP, WPT, AUX, NRST ……………………………………………………. 14.3. Элементы навигационного треугольника скоростей «The Triangle of Velocities» для спутниковой навигации ………… 14.4. Навигационная информация, отображаемая на плановом навигационном приборе HSI ……………………………………………. 14.5. Краткая характеристика режимов работы автопилота: HDG, NAV, APR, VNV ………………………………………………. 14.6. Типовые сообщения и предупреждения, вызываемые аппаратурой и действия летного экипажа при отказе СНС ……………….. Глава 15. Заход на посадку ……………………………………………… 15.1. Виды заходов на посадку …………………………………….. 15.2. Характеристика маневров снижения и захода на посадку …. 15.3. Расчет элементов захода на посадку по малому прямоугольному маршруту ………………………………….. 15.4. Расчет элементов захода на посадку по малому прямоугольному маршруту упрощенным способом по коэффициентам ………………………………………………... Глава 16. Эксплуатационные минимумы аэродромов ………………… 16.1. Общие сведения о минимумах ……………………………….. 16.2. Термины, связанные с эксплуатационными минимумами аэродрома по высоте и видимости ……………………………………... 16.3. Документы, регламентирующие эксплуатационные минимумы аэродрома …………………………………………………………. 16.4. Методики определения минимумов …………………………. Литература …………………………………………………………... 5 197 206 210 210 212 216 219 221 225 225 231 248 250 254 257 260 260 273 277 279 285 285 286 287 288 292 ВВЕДЕНИЕ Гражданская авиация – уникальный вид транспорта, который требует всесторонней подготовки авиационных специалистов. Для обеспечения полетов по воздушным трассам (маршрутам) требуются серьезные и глубокие знания аэронавигации, как учебной дисциплины, которая является неотъемлемой частью авиационного образования летного и диспетчерского состава. Процесс навигации на воздушном судне начинается с момента взлета и заканчивается после приземления, при этом нагрузка на членов летного экипажа в течение полета сохраняется, и в этой связи в обеспечении безопасности полета навигации принадлежит особое место. Полет можно выполнить без связи, без наблюдения со стороны органа обслуживания воздушного движения, однако без осуществления навигации не выполняется ни один полет. Аэронавигация – управление пространственно-временной траекторией движения воздушного судна, осуществляемое летным экипажем в полете. Под термином «Аэронавигация» понимается не только процесс траекторного управления воздушным судном, но и учебная дисциплина, которая изучает этот процесс. Курсант должен знать эту дисциплину достаточно хорошо и в полном объеме потому что, по истечении времени обучения став пилотом ему предстоит не только контролировать выполнение аэронавигации в полете, но и принимать в ней самое активное участие. Изучение курса аэронавигации позволит курсанту овладеть средствами и методами навигации в объеме позволяющем принимать правильные решения в сложной навигационной обстановке реального полета. Работая с документами в области аэронавигации, автор постарался переработать эти материалы таким образом, чтобы у читателя было полное представление не только о теоретических основах аэронавигации, о применении угломерных, угломерно-дальномерных навигационных систем и систем глобального позиционирования, но и о практическом применении навигационных вы6 числений, измерений, расчетов для выработки прочных навыков в выполнении навигационных расчетов. Данное учебное пособие затрагивает основные положения зональной навигации. При написании учебного пособия автор постарался изложить материал таким образом, чтобы он был доступен для курсантов при изучении дисциплины «Аэронавигация». Основное содержание учебного пособия представлено в оглавлении, которое раскрывает рассматриваемые вопросы. Автор выражает благодарность Липину Анатолию Владимировичу за советы по улучшению содержания рукописи на этапе написания учебного пособия. 7 Раздел I. ОСНОВЫ АЭРОНАВИГАЦИИ Глава 1. ОСНОВНЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СВЕДЕНИЯ 1.1. Общие сведения о форме и размерах Земли В теории и практике аэронавигации приходится иметь дело с расстояниями и направлениями на земной поверхности. Это требует от пилота знания основных сведений о форме и размерах Земли. Земля имеет сложную геометрическую форму. По предложению немецкого ученого Листинга в 1873 г., с очень большой степенью приближения, за форму Земли принят геоид [2]. На рис. 1.1 жирной линией показана поверхность геоида. Рис. 1.1. Поверхность геоида Геоид (geoid) – тело, ограниченное уровенной поверхностью, совпадающей с поверхностью Мирового океана в спокойном состоянии [1]. Характерным для уровенной поверхности является то, что она в каждой своей точке нормальна (перпендикулярна) к направлению действия силы тяжести g (рис. 1.2). Поверхность геоида в районах материков проходит под уровнем рельефа местности. Такую поверхность называют средним уровнем моря, от которого отсчитывают высоту рельефа. На территории Российской Федерации за начало 8 уровня отсчета высот принято нулевое деление футштока установленного в г. Кронштадт. Уровенная поверхность (поверхность геоида) Мировой океан 90º 90º 90º g g g Рис. 1.2. Уровенная поверхность Геоид наиболее реально отражает поверхность Земли, но не имеет простого математического описания, следовательно, неудобен для решения задач в аэронавигации и геодезии. В связи с этим поверхность геоида заменяют - аппроксимируют поверхностью эллипсоида вращения (ellipsoid), которая имеет правильную геометрическую форму и допускает применение математического аппарата. Если эллипс вращать вокруг его малой оси, получится объемное тело – эллипсоид вращения (рис. 1.3). РС Малая полуось b а 0 Экватор Большая полуось РЮ Ось вращения Земли Рис. 1.3. Земной эллипсоид вращения Форма этого эллипсоида описывается двумя геометрическими параметрами: большой полуосью а, малой полуосью b. Геометрический центр эллип- 9 соида вращения совмещен с центром масс Земли, его малая полуось – с осью вращения Земли, а большая полуось – с плоскостью экватора Земли. Земной эллипсоид вращения, ориентированный в теле Земли, называется референц-эллипсоидом [1]. В 1946 г. эллипсоид профессора Ф.Н. Красовского принят в качестве референц-эллипсоида со следующими параметрами[4]: - большая полуось а = 6 378 245 м; - малая полуось b = 6 356 863 м; - полярное сжатие с = (a-b)/b = 1/298,3. По современным данным отклонение земного эллипсоида Красовского от геоида не превышает 100 м, а в пределах территории России и соседних с ней государств не превышает 40 м. Этот эллипсоид положен в основу всех геодезических и картографических работ, выполняемых ранее в СССР, а теперь на территории России. За радиус земного шара (сферы) принята величина R= 6 371 116 м, что соответствует радиусу шара, эквивалентного по площади поверхности земному эллипсоиду Красовского [4]. Для приближенных расчетов радиус земного шара принимают равным 6 371 км. Следует отметить, что более подробно о системах координат используемых для решения навигационных задач указано в главе 12. Точки, линии и круги на поверхности земного шара. В авиационной картографии приняты следующие определения точкам, линиям и кругам на поверхности земного шара (рис. 1.4): Ось вращения Земли – прямая линия, вокруг которой происходит суточное вращение Земли. Полюса Земли – точки пересечения оси вращения Земли с ее поверхностью. Северным (Рc) является тот полюс, на котором, если смотреть на него сверху, вращение Земли происходит против хода часовой стрелки. Противоположный полюс является Южным (Рю). Экватор (equator) – большой круг, плоскость которого перпендикулярна оси вращения Земли. Экватор делит земной шар на два полушария: Северное и Южное. 10 РC Меридиан (начальный) Параллель Экватор РЮ Ось вращения Земли Рис. 1.4. Точки, линии и круги на поверхности земного шара Параллель (parallel) – малый круг, плоскость которого параллельна плоскости экватора. Меридиан (meridian) – большой круг, плоскость которого проходит через полюсы Земли. Гринвичский (начальный) меридиан (Greenwich meridian) – меридиан, проходящий через центр Гринвичской астрономической обсерватории, находящейся в Англии вблизи Лондона. Начальный меридиан делит земной шар на Восточное и Западное полушария. Плоскость экватора и плоскость начального меридиана являются основными плоскостями, относительно которых определяют положение любой точки. 1.2. Единицы измерения расстояний и высот полета. Направления на земной поверхности Единицы измерения расстояний и высот полета. За единицу измерения длин принят один метр (м), равный примерно одной сорокамиллионной части длины земного меридиана. Более точно один метр есть расстояние, равное длине световой волны, равной 1 650 763.73 длин волн, наблюдаемых в вакууме [1]. Основной единицей измерения расстояний в аэронавигации является километр (км), а высот полета – метр (м). В международной практике в каче11 стве основной единицы измерения расстояний применяется морская миля (ММ), а для измерения высот полета фут (ф). Кроме того, в Англии и в США для измерения расстояний, используют английскую статутную милю (АМ). Основные соотношения между ними [9]: 1 ММ = 1852 м = 1.852 км; 1 АМ = 1620 м = 1.6 км; 1 ф = 30.48 см; 1 м = 3.28 ф. Перевод одних единиц измерения расстояний и высот полета в другие производится по формулам: S (км) S (MM ) 1.852 ; S (км) S ( АM ) 1.6 ; H ( м) Н (фут) : 3.28 . Пример. Перевести 10 ММ в километры. Решение. S (км) = 10 ∙ 1.85 = 18.5 км. В аэронавигации иногда расстояния измеряют в угловых единицах дуги большого круга. Если принять радиус земного шара равным 6 371 км, то длина большого круга (меридиана, экватора) составляет S = 2πR = 2·3.14159·6371 = 40 030 км. Приняв длину большого круга равной 40 030 км, получим длину дуги большого круга в 1°, 1' и 1'' [9]: 1° = 111.2 км; 1' = 1852 м; 1'' = 30.9 м. Эти соотношения позволяют угловые величины дуги меридиана, экватора перевести в линейные и наоборот. Длина каждой параллели меньше длины экватора и зависит от широты места. Она равна lпар l экв cos , где - широта параллели. Из формулы видно, что длина дуги параллели с увеличением широты уменьшается, т.к. косинус с увеличением угла убывает. Пример. Определить длину дуги в 1° на широте 60°. Решение 1. l экв = 111.2 км ∙ 1º = 111.2 км. 2. cos 60° = 0.5. 3. l пар l экв cos = 111.2 ∙ 0.5 = 55.6 км. Направления на земной поверхности. В аэронавигации принято измерять направление относительно истинного или географического меридиана потому, что на полетных картах нанесены истинные меридианы. Направление, измеренное относительно этого меридиана, называют истинным. Для указания направления на какой-либо ориентир на земной поверхности используется понятие азимут. 12 Азимут (А) или истинный пеленг ориентира (ИПО) – угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана, проходящего через данную точку, и направлением на ориентир (рис. 1.5, а). Азимут (ИПО) измеряют в градусах от северного направления истинного меридиана по ходу часовой стрелки от 0 до 360º. Азимут на карте измеряется транспортиром. Для выполнения полета из одной точки на поверхности Земли в другую, на карте прокладывается линия пути, которая может быть заданной (по которой надо лететь) или фактической (по которой на самом деле летит воздушное судно). Линия заданного пути (ЛЗП) – линия пути, по которой должно следовать воздушное судно (ВС) в соответствии с планом полета. Линия фактического пути (ЛФП) – линия пути, по которой следует ВС на самом деле в данном полете. Для указания заданного направления полета используется понятие путевого угла. а) Си б) С ФПУ А ЗПУ ЛФП ЛЗП Рис. 1.5. Направления на земной поверхности: а) азимут; б) заданный и фактический путевые углы Заданный (фактический) путевой угол (ЗПУ, ФПУ) – угол, заключенный между северным направлением меридиана, принятого за начало отсчета, и линией заданного (фактического) пути (рис. 1.5, б). Его измеряют от 0 до 360º по ходу часовой стрелки от северного направления меридиана до ЛЗП (ЛФП). На английский язык ФПУ переводится как actual track angle (дословно – угол фактической линии пути), а ЗПУ переводится как desired track angle (дословно – угол желаемой линии пути). 13 1.3. Системы координат Для определения положения точки (объекта, воздушного судна) на поверхности Земли или некоторой точки над земной поверхностью необходима система координат, т.е. широта (latitudes) и долгота (longitudes). В практике аэронавигации наиболее широко используются следующие системы координат: географическая, сферическая, ортодромическая, полярная. Географическая система координат. Строго говоря, такой системы координат нет. Этот термин объединяет две системы координат: геодезическую и астрономическую (рис. 1.6). Так, для определения положения точки на поверхности земного эллипсоида применяют геодезическую систему координат, а для определения положения точки на поверхности геоида (Земли) соответственно астрономическую. Отличие состоит лишь только в том, что астрономическую широту отсчитывают до отвесной линии в данной точке геоида (рис. 1.6, б), а геодезическую широту – до нормали к поверхности эллипсоида в данной точке (рис. 1.6, а) [7]. а) б) Меридиан (начальный) Меридиан точки А РС Меридиан (начальный) Отвесная линия РС А ZN Нормаль А λА φ λ 0 0м φА 0' Экватор ZS РЮ Небесный меридиан Экватор РЮ Небесный экватор Рис. 1.6. Системы координат: а) геодезическая; б) астрономическая Для приближенного решения задач, когда не нужно учитывать разности геодезических и астрономических координат точек, применяются географиче14 ские координаты, в качестве которых используется геодезическая широта и долгота. Принято геодезические координаты называть географическими [7]. Географическая (геодезическая) широта φ – угол, заключенный между плоскостью экватора и нормалью к поверхности земного эллипсоида в данной точке А. Широта измеряется от экватора в сторону полюсов от 0 до 90° и называется, соответственно, северной (положительной) и южной (отрицательной). За рубежом используют следующие буквенные обозначения: N (north), S (south). Поскольку нормаль к поверхности эллипсоида не проходит через центр О, широту нельзя измерять центральным углом. Ее нельзя измерять и дугой меридиана, так как кривизна последнего является переменной величиной. Географическая (геодезическая) долгота λ – двугранный угол, заключенный между плоскостями начального меридиана и меридиана данной точки А. Долгота измеряется от начального меридиана к востоку и западу от 0 до 180° и называется соответственно восточной (положительной) и западной (отрицательной). За рубежом используют следующие буквенные обозначения: E (east), W (west). Единицами измерения широты и долготы являются угловые градусы, минуты и секунды, а иногда и их десятичные доли (десятые, сотые и т.д.). Долгота, кроме угловых величин, может измеряться в единицах времени, необходимого Земле для того, чтобы повернуться вокруг своей оси на угол, который соответствует дуге, измеряющей долготу. При этом считают, что каждые 15° долготы соответствует 1 часу времени. Сферическая система координат. В этой системе координат Землю принимают за сферу (рис. 1.7). Это удобно для решения многих задач, так как возможно производить расчет по формулам сферической тригонометрии. В общем случае сферическая система координат отличается от геодезических и астрономических координат. Сферическая широта φс – угол, заключенный между плоскостью экватора и направлением в данную точку А из центра земной сферы. Сферическая широта может измеряться центральным углом или дугой меридиана от экватора в тех же пределах, что и географическая широта. 15 Сферическая долгота λс – двугранный угол, заключенный между плоскостями начального меридиана и меридиана данной точки А. Сферическая долгота может измеряться центральным углом, дугой экватора или дугой параллели в тех же пределах, что и географическая долгота. Меридиан (начальный) Меридиан точки А РС А φс 0 λс Экватор РЮ Рис. 1.7. Сферическая система координат Сферические координаты используются при вычислении расстояний и углов между заданными точками по формулам сферической тригонометрии. Пересчет сферических координат в географические выполняют по следующим формулам [7]: с 9 sin 2с ; с . Ортодромическая система координат. Эта система координат нашла широкое применение в современных устройствах счисления пути. В ортодромической системе координат одна из дуг большого круга (обычно совмещаемая с линией заданного пути), играет роль условного экватора. Другая дуга большого круга, лежащая в плоскости перпендикулярной плоскости условного экватора (обычно это дуга, проходящая через исходный пункт маршрута (ИПМ), играет роль условного начального меридиана (рис. 1.8). Точка ИПМ служит началом координат, ось Х совмещается с условным экватором и ориентируется в направлении полета, а ось Z – с условным начальным меридианом и ориентиру16 ется так, чтобы уклонение вправо от оси полета было положительным. Тогда координата Х будет играть роль условной долготы, координата Z – роль условной широты. РС Ортодромия X ИПМ Экватор 0 Z РЮ Рис. 1.8. Ортодромическая система координат Особенностью системы является то, что вблизи условного экватора условные меридианы и параллели образуют практически прямоугольную сетку, что позволяет при незначительных отклонениях от ортодромии не учитывать сферичность Земли и от решения задач на сфере переходить к решению задач на плоскости [3]. Важным преимуществом этой системы является возможность ее применения в любых районах земного шара. Ортодромическая система координат наиболее полно соответствует условиям применения гироскопических курсовых приборов, обеспечивающих полет по ортодромической линии пути. Полярная система координат. В этой системе координат положение точки на земном шаре определяется двумя координатами: азимутом (пеленгом) А, горизонтальной дальностью ГД (рис. 1.9). Азимут указывает направление на воздушное судно (ВС) относительно северного направления истинного меридиана, а горизонтальная дальность – расстояние на земной поверхности от радионавигационной точки или радиолокационного ориентира, положение которых известно, до места ВС. Северное направление меридиана в этой системе координат принято называть полярной осью, а фиксированную точку – полюсом. 17 Си А ГД Рис. 1.9. Полярная система координат Границы применимости полярной системы обуславливаются влиянием сферичности Земли на точность определения места ВС. Для допустимых в практике аэронавигации погрешностей, рассматриваемую систему можно использовать в радиусе 300 – 400 км от фиксированной точки. При этом условии сферичностью Земли пренебрегают и задачи решают как на плоскости. Кроме рассмотренных основных систем координат в практике аэронавигации применяют и другие системы, каждая из которых связана с конкретными радионавигационными средствами, обеспечивающими определение разного вида линий положения. 1.4. Линии пути и линии положения Линии пути. Линия пути воздушного судна - проекция на земную поверхность траектории его движения в пространстве [1]. В зависимости от навигационного оборудования ВС, обеспечивающего измерение полета, линия заданного пути прокладывается на карте в виде ортодромии или локсодромии. Каждая из них имеет определенные свойства и вид на земном шаре. Ортодромия (Great Circle) является линией кратчайшего расстояния между двумя точками (А и В) на поверхности земного шара (рис. 1.10). Это греческий термин и в переводе на русский язык означает «прямой путь». Ортодромия пересекает меридианы под различными углами. Экватор и меридианы можно рассматривать как частные случаи ортодромии. На картах 18 ортодромия между двумя пунктами, расположенными на расстоянии 1000 – 1200 км, практически изображается прямой линией. Ортодромический путевой угол (ОПУ) – угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана начальной точки ортодромии и ЛЗП. Полет по ортодромии может быть выполнен только с помощью ортодромических курсовых приборов. На больших расстояниях ортодромия имеет вид кривой линии, обращенной выпуклостью к полюсу (рис. 1.10). Ортодромия РС ЗПУ ОПУ А В ЗПУ Локсодромия РЮ Рис. 1.10. Ортодромия и локсодромия В этом случае ее прокладывают по промежуточным точкам. Долготы промежуточных точек можно брать произвольно, но для удобства расчета их обычно берут через 10 – 20°. Широту каждой промежуточной точки вычисляют по формуле [9]: tg A sin( 1 ) B sin(2 ) , где А tg 2 / sin(2 1 ); B tg1 / sin(2 1 ) ; , – сферические координаты промежуточной точки; 1 , 1 – сферические координаты исходной точки ортодромии; 2 , 2 – сферические координаты конечной точки ортодромии. Коэффициенты А и В для всех промежуточных точек остаются постоянными. Рассчитанные сферические широты промежуточных точек вначале переводятся в географические, а затем наносят их на карту и после этого соединяют 19 их плавной линией или отрезками прямых, которые принимают за ортодромию (рис. 1.11). Ортодромия ОПУ Промежуточные точки ортодромии Рис. 1.11. Прокладка ортодромии Путевой угол в начальной точке ортодромии вычисляют по формуле [9]: ctg cos 1tg 2 cos ec(2 1 ) sin 1ctg (2 1 ) . Длину пути ортодромии между двумя точками вычисляют по одной из формул [9]: sin S орт sin(2 1 ) cos 2 / sin ; cos S орт sin 1 sin 2 cos 1 cos 2 cos(2 1 ) . Вычисления по указанным формулам дают длину ортодромии в градусах и минутах дуги большого круга. Чтобы получить путь в километрах, необходимо полученный результат выразить в минутах дуги и умножить на 1.852. Локсодромией (Rhumb Line) называется кривая, пересекающая меридианы под постоянным углом (рис. 1.10). Локсодромия представляет собой логарифмическую спираль, которая огибает земной шар бесконечное число раз и стремится к полюсу, но никогда не достигает его. Своей выпуклостью она обращена всегда к экватору. Такой вид локсодромии объясняется тем, что ее путевой угол относительно каждого меридиана остается постоянным, а сами меридианы не параллельны друг другу, а сходятся к полюсам (рис. 1.10) [9]. Локсодромический путевой угол – постоянный угол, под которым локсодромия пересекает меридианы (рис. 1.12). Путь по локсодромии длиннее пути 20 по ортодромии, кроме частных случаев, когда она совпадает с экватором или меридианами, которые являются одновременно и ортодромией и локсодромией. 34° 36° 52° 48° 42° 56° Ортодромия 60° ЗПУ 56° ЗПУ ЗПУ Локсодромия Рис. 1.12. Вид ортодромии и локсодромии на карте В практике аэронавигации полеты по локсодромии выполняют, как правило, на воздушных судах 4-го класса и вертолетах всех классов с помощью магнитного компаса или курсовой системы в режиме «МК». Маршрут полета не является прямой от пункта вылета до пункта посадки, а имеет ряд изломов. Длину участка маршрута выбирают такой, чтобы разность путевых углов в начале и в конце участка не превышала 2°. При этом условии ЛЗП на полетной карте прокладывается в виде прямой, которую принимают за локсодромию. При расстоянии между точками на земной поверхности до 250 км локсодромия незначительно отклоняется от прямой линии, т.е. практически совпадает с ЛЗП. Си ЗИПУ Средний меридиан участка Рис. 1.13. Прокладка локсодромии на карте 21 Локсодромический путевой угол участка маршрута измеряют непосредственно на карте транспортиром относительно меридиана средней точки данного участка (рис. 1.13). Длину пути по локсодромии измеряют на карте с помощью масштабной или сантиметровой линейки. Линии положения. Линия положения – геометрическое место точек вероятного местонахождения ВС, характеризующееся постоянством измеренного параметра [1]. В аэронавигации используются следующие основные линии положения: линия равных пеленгов самолета; линия равных пеленгов радиостанции; линия равных расстояний; линия равных разностей расстояний; астрономическая линия положения. Линия равных пеленгов самолета (ЛРПС) – линия, проходящая через радионавигационную точку (РНТ) и воздушное судно (рис. 1.14) [9]. Так как радиоволны между передатчиком и приемником распространяются по кратчайшему пути, то ЛРПС является ортодромией. С С Измеренный пеленг самолета Линия равных пеленгов самолета Рис. 1.14. Линия равных пеленгов самолета Линию равных пеленгов самолета позволяют получить радиокомпасные угломерные радионавигационные системы. ЛРПС имеет определенное направление равное значению пеленга воздушного судна и отсчитывается от меридиана РНТ. Линия равных пеленгов самолета прокладывается на карте как ортодромия с учетом проекции карты и удаления воздушного судна от РНТ. Линия равных пеленгов радиостанции (ЛРПР) – линия, во всех точках которой угол между меридианом воздушного судна и ортодромическим направ- 22 лением на наземную радиостанцию имеет одно и тоже значение, равное истинному пеленгу радиостанции (рис. 1.15) [9]. ИПР Ортодромия ИПР ИПР ИПР ИПР Линия равных пеленгов радиостанции Рис. 1.15. Линия равных пеленгов радиостанции При этом линия ортодромического пеленга радиостанции представляет собой ортодромию, т.е. кратчайшее расстояние между РНТ и каждой точкой ЛРПР. Линия равных пеленгов радиостанции – сложная кривая, которая пересекает меридианы под разными углами. Нанесение на карту ЛРПР возможно с помощью специального прокладчика. В практике аэронавигации полет по ЛРПР происходит при полете на РНТ с применением указателей типа УГР, когда выдерживается постоянное значение пеленга радиостанции. При выдерживании направления полета на РНТ по магнитному компасу полет будет происходить по криволинейному пути, который обычно не совпадает с ЛЗП. При использовании ортодромического курсового прибора ЛРПР превращается в ортодромию, что обеспечивает полет точно по ЛЗП. Линия равных расстояний (ЛРР) – линия, являющаяся геометрическим местом точек, равноудаленных от некоторой точки на земной поверхности (рис. 1.16). На поверхности земного шара ЛРР представляет собой окружность малого круга радиуса r, центр которого находится в точке 0 с координатами φо, λо. Линию равных расстояний позволяют получить дальномерные навигационные системы типа «РСБН с дальномерным каналом», дальномеры СД и DME. 23 РN С 0 (φо, λо) r Рис. 1.16. Линия равных расстояний Линия равных разностей расстояний (ЛРРР) – линия, от каждой точки которой разность расстояний до двух точек на земной поверхности является постоянной величиной (рис. 1.17) [9]. Рξ А r1 r2 Рη F1 F2 Рис. 1.17. Линия равных разностей расстояний ЛРРР представляет собой гиперболу, точное построение которой и требует сложных расчетов. Сетки гипербол печатаются на специальных картах. Линию равных разностей расстояний позволяют получить разностно- дальномерные радионавигационные системы дальней навигации: «Лоран-С», Маршрут (Альфа), Тропик-2 (Чайка), Тропик-2П, Марс-75. Указанные системы использеются на воздушных судах государственной авиации. 24 Глава 2. ОСНОВЫ ИЗМЕРЕНИЯ ВРЕМЕНИ В гражданской авиации соблюдение расписания движения ВС во многом зависит от единого счета времени. Знание времени необходимо при выполнении навигационных расчетов, особенно при использовании астрономических средств навигации. Кроме того, время является важным фактором, от которого зависит четкость управления воздушным движением и безопасность полетов. 2.1. Единицы измерения времени Год (тропический) – промежуток времени между двумя последовательными прохождениями центра истинного Солнца через точку весеннего равноденствия. Тропический год равен 365 суток 5 ч 48 мин 46 с. Для удобства летоисчисления календарный год считается равным 365 суток и 6 ч. Поэтому три календарных года по 365 дней, а каждый четвертый год 366 дней. Такой год называется високосным. Сутки – промежуток времени, в течение которого Земля совершает полный оборот вокруг своей оси относительно какой-нибудь точки на небе. В качестве таких точек принимают: точку весеннего равноденствия, центр истинного Солнца или центр среднего Солнца и различают соответственно: звездное, истинное солнечное и среднее солнечное время. Сутки делятся на 24 ч, час – на 60 мин, минута – на 60 с, секунда – на десятые и более мелкие доли. Звездные сутки – промежуток времени между двумя последовательными верхними кульминациями точки весеннего равноденствия на одном и том же меридиане. Однако в повседневной жизни пользоваться звездным временем неудобно потому, что начало звездных и солнечных суток в течение года приходится на разное время дня и ночи. Это объясняется движением Земли по орбите, которое приводит к тому, что точка весеннего равноденствия обгоняет видимое положение солнца на небесной сфере на 3 мин 56 с в сутки, а за год на 24 ч. 25 Истинные солнечные сутки – промежуток времени между двумя последовательными нижними кульминациями центра истинного Солнца на одном и том же меридиане. За начало истинных суток из практических соображений условились считать момент нижней кульминации центра истинного Солнца, т.е. момент средней полуночи. Однако, пользоваться истинным солнечным временем так же неудобно, как и звездным потому, что продолжительность истинных солнечных суток – величина не постоянная. Это объясняется неравномерностью движения Солнца по эклиптике и наклоном эклиптики по отношению к небесному экватору. Чтобы получить сутки одинаковой продолжительности, условились измерять время относительно среднего Солнца. Среднее Солнце – условная точка на небесной сфере, которая движется равномерно по небесному экватору в том же направлении, в котором истинное Солнце движется по эклиптике, и совершает годичный оборот за то же время, что и истинное Солнце. Средние солнечные сутки – промежуток времени между двумя последовательными нижними кульминациями среднего Солнца на одном и том же меридиане. Продолжительность средних солнечных суток постоянна и равна средней продолжительности истинных солнечных суток за год. Началом средних солнечных суток принято считать полночь. Среднее солнечное время положено в основу измерения времени в повседневной жизни. 2.2. Системы счисления времени В авиационной практике применяется несколько систем счисления времени. Это системы счисления: местного, поясного и гринвичского времени. Поэтому пилот должен знать сущность каждой системы и уметь переходить от одной системы измерения времени к другой. Местное время. Местное время Тм – время на данном географическом меридиане. Каждый меридиан имеет свое собственное местное время. Из рис. 2.1 видно, что во всех точках, лежащих на одном меридиане, в один и тот же момент местное время одинаково. 26 Направление вращения Земли Момент нижней кульминации Момент верхней кульминации РN λ1 Тгр Тм1 Видимое движение Солнца λ2 Тм2 Рис.2.1. Связь между временем и долготой На восток от любого меридиана оно увеличивается, а на запад – уменьшается. Разность местных времен на двух меридианах в один и тот же момент равна разности долгот этих меридианов, выраженной в единицах времени: Тм2 – Тм1= λ2 – λ1 = Δ λt. Зависимость между долготой и временем. Эта зависимость позволяет долготу места выражать во времени и, наоборот, время выражать в единицах дуги, что необходимо при решении задач, связанных с расчетом времени. Принимая во внимание то, что Земля совершает полный оборот в 360º за 24 ч, можно установит следующую зависимость между долготой и временем: 15° = 1 ч; 1° = 4 мин; 15' = 1 мин; 1' = 4 с; 15'' = 1 с; 1'' = 1/15 с. Пример. Долготу 45°14' выразить во времени. Решение 1. Переведем градусы дуги во время, зная, что 15° соответствует 1 ч, тогда 45°:15= 3 ч. 2. Переведем минуты дуги во время, зная, что 1' соответствует 4 с, тогда 14'х4= 56 с. Находим значение долготы в единицах времени: λt= 3 ч 56 с. Поясное время. Поясное время Тп – местное среднее солнечное время среднего меридиана данного часового пояса. В 1884 г. по международному соглашению была введена система счисления поясного времени. Сущность поясного времени состоит в том, что вся поверхность Земли разделена на 24 часовых пояса, от нулевого по 23-й включительно. Каждый пояс занимает по долго27 те 15°. За средний меридиан нулевого пояса принят Гринвичский, от которого ведется отсчет долгот. Средние меридианы соседних поясов отстоят друг от друга на 15°, что соответствует 1 ч времени. Счет поясов ведут к востоку. В каждом часовом поясе единое для всего часового пояса время, которое соответствует местному среднему солнечному времени среднего меридиана данного пояса. Номер часового пояса равен долготе его среднего меридиана, выраженной во времени, и показывает, на сколько часов время данного пояса опережает гринвичское. На всех средних меридианах поясов поясное время совпадает с местным временем, а на границах поясов поясное и гринвичское время различаются на 30 мин. Поясное время можно рассчитать по следующей формуле: Тп = Тгр + N, где N – номер часового пояса. Границы часовых поясов проводят с учетом государственных и административных границ таким образом, чтобы население отдельной страны, края или области вело единое счисление времени (рис.2.2). Рис. 2.2. Карта часовых поясов 28 В открытых морях, океанах границы часовых поясов проходят по разграничительным меридианам. На территории нашего государства проходят 11 часовых поясов со 2-го по 12-й включительно. При решении некоторых задач необходимо знать, в каком часовом поясе находится тот или иной пункт. Для этого используют карту часовых поясов (рис.2.2), которая имеется в Авиационном астрономическом ежегоднике (ААЕ) для всего земного шара. Чтобы определить, в каком часовом поясе находится заданный пункт, необходимо найти его на карте часовых поясов. Если этого пункта на карте нет, его наносят на карту по широте и долготе, указанным на рамке карты, затем по его положению определяют, к каком часовом поясе он находится. Гринвичское время. Гринвичское время Тгр (Greenwich Mean Time, GMT) – среднее солнечное время меридиана, проходящего через прежнее место расположения Гринвичской королевской обсерватории около Лондона. Гринвичское время базируется на вращении Земли вокруг своей оси. Время вращения Земли может быть определено с помощью астрономических наблюдений или рассчитано по звездному времени. Однако, гринвичское время, определенное по астрономическим наблюдениям с течением времени, будет не соответствовать значению всемирного времени, которое рассчитывается по звездному времени. По этой причине Международное бюро времени (МБВ) в качестве международного стандарта времени ввело новый термин Всемирное координированное время (Universal Time Coordinated, UTC) – атомное время, откорректированное в целях максимального его приближения к среднему солнечному времени Гринвичского меридиана [3]. Атомное время равномерно, начало его отсчета совмещают со шкалой всемирного времени. По рекомендации МБВ атомное время корректируют с таким расчетом, чтобы расхождение всемирного координированного времени со средним солнечным гринвичским временем не превышало 0.5 с. По всемирному координированному времени согласовывают свою работу международные средства транспорта и связи, включая гражданскую авиацию. 29 В практике решения задач, связанных с расчетом времени, приходится по местному времени данного пункта определять гринвичское время и наоборот: Тгр = Тм – λв, Тгр = Тм + λз, Тм = Тгр ± з , где Тм – местное время; λв – в долгота пункта восточная, λз – долгота пункта западная. Пример. Местное время Тм = 10 ч 20 мин; долгота пункта λв = 90°. Определить гринвичское время. Решение 1. Переведем долготу пункта во время: λt = 6 ч. 2. Определим время на меридиане Гринвича: Тгр = Тм – λв = 10 ч 20 мин – 6 ч = 4 ч 20 мин. Декретное время. Декретное время Тд – время часового пояса, увеличенное на 1 ч. Согласно декрету Совета Народных Комиссаров СССР от 16 июня 1930 г. в нашей стране все часы были переведены на 1 ч вперед относительно поясного времени: Тд = Тп + 1 ч. Это мероприятие было проведено с целью более полного использования населением дневного света из соображений экономии электроэнергии, идущей на освещение предприятий и жилых помещений. Московское время. Московское время Тмск – декретное (летнее) время Москвы, или поясное время третьего (четвертого) часового пояса. Следовательно, московское время в период действия декретного времени идет впереди гринвичского на 3 ч. В практике приходится по московскому времени определять поясное декретное время в заданном пункте: Тп.д = Тмск.д ± N зв , где N зв разность между часовыми поясами. В этой формуле знак «плюс» берется, если данный пункт расположен восточнее второго часового пояса, а знак «минус» если западнее. Линия смены дат. Для исключения ошибок в счете суток по международному соглашению установлена линия смены дат (демаркационная линия времени). Она проходит в основном по меридиану 180° от Северного полюса через Берингов пролив, обходя многочисленные острова в Тихом океане, и заканчивается на Южном полюсе. На западной стороне этой линии каждый раз в полночь начинается новая календарная дата. Поэтому дни по календарю по 30 разные стороны линии смены дат отличаются на одни сутки. При пересечении линии смены дат в направлении с востока на запад необходимо изменить дату на сутки вперед, а при пересечении линии смены дат с запада на восток – на сутки назад. 2.3. Синхронизация хода часов В гражданской авиации для получения точного времени в аэропортах систематически проводят наблюдения за точностью показания часов в штурманских комнатах, помещениях служб, обеспечивающих полеты, а также бортовых часов. Штурманские комнаты обеспечиваются приемниками и контрольными часами, точность хода которых проверяет дежурный штурман по радиосигналам точного времени не реже 4 раз в сутки: в 00, 06, 12 и 18 ч по московскому времени. Результаты проверки заносят в специальный журнал, отмечая в нем поправку контрольных часов. Сигналы передаются радиовещательными станциями в виде пяти точек и одного тире в последние 5 сек каждого часа. Начало передачи тире соответствует отсчету целого часа. Точность подачи сигналов 0.01 сек. Поправка часов: U = Тточ – Т , где Тточ – время определяемое по сигналам точного времени; Т – показания проверяемых часов. Для получения точного времени необходимо к показаниям часов алгебраически прибавить их поправку, т.е. Тточ = Т + (±U). Точность показаний контрольных часов в штурманской комнате, служебных часов в помещениях служб аэропорта, а также личных часов летного и диспетчерского состава должна быть не ниже ± 15 сек. В процессе предполетной подготовки члены летного экипажа обязаны сверить показания личных часов с контрольными часами. По прибытии на воздушнее судно члены летного экипажа обязаны проверить по своим сверенным часам показания бортовых часов и установить точное время. 31 Четкость и согласованность в работе службы ОВД в значительной степени зависит от точности показаний часов. В настоящее время для обеспечения единого времени в системах ОВД используется система точного времени «Метроном». Эта система является первичным сервером точного времени, которая обеспечивает синхронизацию времени по сигналам точного времени от глобальных спутниковых навигационных систем ГЛОНАС/GPS. Международная организация гражданской авиации рекомендует всем государствам членам ИКАО придерживаться международных Стандартов и Рекомендуемой практики (SARPS) в области использования эталонного времени в авиации. SARPS предписывают, чтобы часы воздушных судов и органов УВД проверялись для обеспечения того, чтобы они показывали время с точностью до ±30 сек от UTC. В тех случаях, когда орган обслуживания воздушного движения использует линию передачи данных, часы и другие регистрирующие время приборы проверяются для обеспечения того, чтобы они показывали время с точностью в пределах 1 сек от UTC. Точное время получают от станции стандартного времени, или если это невозможно, от другого органа, который получил точное время от такой станции. Аэродромные диспетчерские пункты перед началом руления воздушного судна для взлета сообщают пилоту точное время, если не предусматривается, чтобы он получал его из других источников. Кроме того, органы обслуживания воздушного движения сообщают на борт воздушных судов точное время по запросу. Проверка времени дается с точностью до ближайших 30 сек. 2.4. Определение времени наступления солнечных явлений В авиационной практике к солнечным явлениям относят: восход и заход Солнца, наступление рассвета и темноты. По условиям естественного освещения сутки принято делить на день, ночь и сумерки. День – часть суток от восхода до захода Солнца, а ночь – часть суток от захода до восхода Солнца. Утренние сумерки – промежуток времени от насту32 пления рассвета до восхода Солнца, а вечерние сумерки – промежуток времени от захода Солнца до наступления темноты. В соответствии с указанным делением суток, полеты бывают дневные, выполняемые в период времени между восходом и заходом Солнца, и ночные, выполняемые в период времени между заходом и восходом Солнца, включая сумерки. Видимый восход или заход Солнца – момент, когда верхний край диска светила касается линии видимого горизонта наблюдателя. Вечерние гражданские сумерки – промежуток времени между заходом верхнего края Солнца и понижением его центра под горизонт на 6° для наблюдателя, находящегося на уровне моря. Утренние гражданские сумерки – промежуток времени между восходом Солнца при его высоте минус 6° и моментом видимого восхода Солнца. В течение гражданских сумерек естественная освещенность позволяет визуально обнаруживать ВС в воздухе и распознавать ориентиры на Земле. В настоящее время в гражданской авиации основным расчетным пособием для определения времени восхода и захода Солнца, наступления рассвета и темноты является Календарный справочник. Справочник состоит из трех частей. В первой части даны описание и рекомендации по его использованию. Во второй части приведены таблицы для определения времени наступления солнечных явлений в 857 населенных пунктах мира, список которых дан в приложении. В третьей части помещены таблицы времени наступления солнечных явлений в 103 географических точках на гринвичском меридиане для широт от 0 до ± 90°. Эти таблицы предназначены для определения времени наступления солнечных явлений в населенных пунктах, не включенных во вторую часть справочника. В таблицах каждой части справочника дано московское декретное время видимого восхода и захода Солнца, наступления гражданского рассвета и темноты через 5 дней каждого месяца для наблюдателя, находящегося на уровне моря. Для дат, не указанных в таблицах, время наступления солнечных явлений определяется путем интерполирования. 33 Определение времени наступления солнечных явлений в населенных пунктах по таблицам Календарного справочника. В первой части в алфавитном порядке расположены крупные города мира, для которых в течение всего года даны время НР, ВС, ЗС, НТ по московскому декретному времени (ІІ пояс + 1час) через 5 дней каждого месяца. Пример. Дата 12 августа 2004 г., г. Красный Кут. Определить время наступления солнечных явлений в г. Красный Кут. Решение 1. Выписывает из таблицы времени солнечных явлений НР, ВС, ЗС и НТ для предшествующей заданной и последующей даты по московскому декретному времени: Дата НР ВС ЗС НТ 9 августа 03.51 04.29 19.27 20.05 14 августа 04.00 19.18 19.54 04.36 2. Путем интерполирования находим время наступления солнечных явлений для заданной даты с точностью до целой минуты: Дата 12 августа; НР = 3.47; ВС = 4.33; ЗС = 19.21; НТ = 19.59. 3. Переход от московского декретного времени к гринвичскому времени производится по формуле: Тгр = Тмск.д - 3 ч. Определение времени наступления солнечных явлений в географических точках по таблицам Календарного справочника. Во второй части справочника даны таблицы времени солнечных явлений НР, ВС, ЗС, НТ по московскому декретному времени (ІІ пояс + 1час) через 5 дней каждого месяца для географических точек с координатами: долготы 0°, а широты от 0° до +90° в северном полушарии и от 0° до -90° в южном полушарии. Пример. Дата 13 июля 2004 г., н.п. Сокур, координаты н.п. φс = 52°00', λв = 45°54'. Определить время наступления солнечных явлений в н.п. Сокур по московскому декретному времени. Решение 1. Выписываем из таблиц время наступления солнечных явлений по московскому декретному времени на гринвичском меридиане на широте 52°00' для предшествующей, заданной и последующей дат: Широта, º Дата НР ВС ЗС НТ 52 10 июля 03.55 04.51 21.18 22.14 52 15 июля 04.02 04.57 21.14 22.09 34 2. Путем интерполирования с точностью до целой минуты находим время наступления солнечных явлений на гринвичском меридиане на заданной широте для заданной даты: дата 13 июля; широта 52°00'; НР = 03.59; ВС = 04.55; ЗС = 21.16; НТ = 22.11. 3. Переводим долготу заданного пункта во время: λt = 3 ч 04 мин. 4. Определяем время для наступления солнечных явлений в заданном пункте по московскому декретному времени по формуле: Тмск = Тмск.д ± t зв . Выполнив расчет, получаем: дата 13 июля; НР = 0.55; ВС = 01.51; ЗС = 18.12; НТ = 19.07. 35 Глава 3. АВИАЦИОННАЯ КАРТОГРАФИЯ В аэронавигации авиационные карты необходимы для подготовки и выполнения полета. Они используются летным экипажем: для прокладки и изучения маршрута полета; ведения визуальной и радиолокационной ориентировки; прокладки линий положения ВС и выполнения различных навигационных измерений. 3.1. Масштаб карты. Виды масштабов и их определения Так как Земля имеет форму эллипсоида, то изобразить без искажений ее поверхность можно только на глобусе-модели Земли в уменьшенном виде. Однако для аэронавигации нужно более детальное изображение поверхности Земли, поэтому подробно ее изображение делают на плоскости в виде плана или карты. План (plan) – изображение на плоскости небольшого земного участка земной поверхности. План составляется в крупном масштабе. При построении плана небольшие участки Земли в радиусе 10 – 15 км принимают за плоскость, поэтому все элементы местности изображаются без искажений. Особенностью плана является отсутствие сетки меридианной и параллелей. Карта (map) – условное изображение всей земной поверхности или ее части на плоскости, выполненное в уменьшенном виде по определенному математическому закону [9]. При построении карт применяют условные способы изображения земной поверхности на плоскости, каждая из которых имеет определенные законы искажения. В зависимости от назначения карты составляются в определенном масштабе. Масштаб карты (map scale) – отношение длины линии, взятой на карте, к действительной длине этой же линии на местности. Различают численный и линейный масштабы. 36 Численный масштаб – дробь, у которой числитель – единица, а знаменатель – число, показывающее, во сколько раз действительные расстояния на Земле уменьшены при нанесении их на карту, например, 1: 100 000. Более крупным называется тот масштаб, у которого знаменатель меньше. Линейный масштаб – прямая линия, разделенная на равные отрезки, обозначенные числами, показывающими, каким расстояниям на местности соответствуют эти отрезки (рис. 3.1). Например, на рис. 3.1 расстояние между точками А и В равно 30 км. км10 0 А 10 20 30 40 50 60 70км В Рис. 3.1. Линейный масштаб Отрезок линии, положенный в основу линейного масштаба, называется основанием масштаба. Отрезок длиной 1 см обычно берут в качестве основания масштаба. Величина масштаба – расстояние на местности, соответствующее основанию масштаба. Например, величину масштаба записывают так: в 1 см 10 км. 3.2. Разграфка и номенклатура авиационных карт Система деления общей карты на отдельные листы называется разграфкой, а система обозначения каждого листа – номенклатурой. В практике авиационной картографии существуют две системы разграфки: - международная, принята для карт масштаба 1: 1 000 000 и крупнее; - прямоугольная, принята для карт мелкого масштаба. Международная разграфка и номенклатура карт масштаба 1: 1 000 000. Международная разграфка и номенклатура карт масштаба 1: 1 000 000 выполнены следующим образом (см. рис. 3.2). Всю поверхность земного шара от экватора к северу и югу до параллелей с широтой 88º делят на 22 37 пояса в каждом полушарии. Каждый пояс занимает по широте 4º и обозначается заглавной буквой латинского алфавита А, В, С и т.д. от экватора к полюсам. Одновременно поверхность земного шара делится на 60 колонок, каждая из которых занимает по долготе 6º и обозначается арабскими цифрами от 1 до 60. Нумерация колонок идет от меридиана 180º с запада на восток. Лист карты масштаба 1: 1 000 000 имеет размеры по широте 4º и по долготе 6º. Колонки 34 35 36 37 38 P 39 60º O Пояса N 56º Минск M 18º 52º Москва Киев 24º 30º 36º 54º 42º 48º Рис. 3.2. Разграфка и номенклатура карты масштаба 1: 1 000 000 Номенклатура такого листа состоит из заглавной буквы латинского алфавита и арабской цифры, например, N – 37 (Москва). Листы полярных районов имеют вид круга, ограниченного параллелью с широтой 88º, с полюсом в центре. Их обозначают цифрой Z. На авиационных картах номенклатура указывается справа на верхнем обрезе листа, а рядом приводят название наиболее крупного пункта, расположенного на данном листе. Разграфка и номенклатура карт масштаба 1: 500 000. Ее получают делением листа миллионной карты на четыре равные части, каждая из которых обозначена заглавной буквой русского алфавита А, Б, В и Г (рис. 3.3). Лист имеет размеры по широте 2º и по долготе 3º. Его номенклатура состоит из номенклатуры листа миллионки и заглавной буквы русского алфавита, например, N – 37 – А. 38 Разграфка и номенклатура карт масштаба 1: 200 000. Ее получают делением листа миллионной карты на 36 равных частей (6 поясов и 6 колонок), которые нумеруются римскими цифрами от Ι до ХХХVΙ (рис. 3.3). N - 37 Ι ΙΙ ΙΙΙ ΙV VΙ Б А N – 37 – А V ХΙΙ Г В N – 37 – 121 N – 37 – ХΙΙ 121 ХХХVΙ 144 Рис. 3.3. Разграфка и номенклатура карты масштабов 1: 500 000, 1: 200 000, 1: 100 000 Лист имеет размеры по широте 40' и по долготе 1º. Его номенклатура состоит из номенклатуры листа миллионки и римской цифры, например, N – 37 – ХΙΙ. Разграфка и номенклатура карт масштаба 1: 100 000. Ее получают делением листа миллионной карты на 144 равные части (12 поясов и 12 колонн), которые нумеруются арабскими цифрами от 1 до 144 (рис. 3.3). Лист имеет размеры по широте 20' и по долготе 30'. Его номенклатура состоит из номенклатуры листа миллионки и арабской цифры, например, N – 37 – 121. Для карт мелких масштабов установлены свои системы разграфки и номенклатуры. Разграфка и номенклатура карт масштаба 1: 2 000 000. Ее получают путем деления общей карты от параллели 76º северной широты до параллели 68º южной широты на 12 поясов. Каждый пояс занимает по широте 12º и обозначается заглавными буквами русского алфавита от северной широты 76° к югу. По долготе общая карта делится на 20 колонок, каждая из которых зани39 мает по долготе 18° и обозначается римскими цифрами от Ι до ХХ. Нумерация колонок от меридиана 12° на восток. Лист карты масштаба 1: 2 000 000 имеет размеры по широте 12° и по долготе 18°. Номенклатура такого листа состоит из заглавной буквы русского алфавита и римской цифры, например, А – ΙΙΙ (Мурманск). Разграфка и номенклатура полимаршрутной карты масштаба 1: 2 000 000. Для карт этого масштаба принята прямоугольная разграфка. Пояса общей карты обозначают заглавными буквами русского алфавита со штрихом, а колонки – римскими цифрами, например, Б' – ΙΙΙ (Мурманск). Листы полимаршрутной карты охватывают значительно большую территорию, чем листы обычной карты масштаба 1: 2 000 000. Их нарезка производится с перекрытием, что позволяет пользоваться ими в полете без предварительной склейки. Разграфка и номенклатура карт масштаба 1: 4 000 000. Ее получают путем деления общей карты от параллели 76° северной широты до параллели 68° южной широты на 6 поясов и 10 колонок. Пояса обозначаются заглавными буквами русского алфавита, а колонки – арабскими цифрами. Каждый лист занимает по широте 24°, а по долготе 36,° т.е. содержит 4 листа двухмиллионки. Номенклатура листа такой карты состоит из заглавной буквы русского алфавита и арабской цифры, например А – 2 (Москва). 3.3. Содержание и оформление карты К каждой карте в соответствии с ее назначением предъявляются вполне определенные требования по ее содержанию. Содержание карты – степень отображения топографических элементов местности и других сведений на ней. Авиационные карты должны достаточно правильно отображать общий характер местности на ней с тем, чтобы можно было оценить возможности ведения визуальной ориентировки. Большое значение имеет сохранение конфигурации площадных ориентиров, так как они используются для определения места ВС. Необходима высокая точность нанесе40 ния на карту точечных ориентиров (пресечения дорог, центры населенных пунктов, развилки рек), между которыми весьма часто измеряют расстояния для определения путевой скорости полета. На авиационные карты наносят гидрографические объекты: моря, озера, водохранилища, заливы, крупные реки. Благодаря хорошей видимости их с воздуха, они являются важными ориентирами. На карты также наносят населенные пункты и дорожную сеть. Эти ориентиры, в сочетании с другими элементами местности, дают возможность быстрой ориентировки. Кроме того, на карты наносят изогоны и магнитные аномалии. Обязательным элементом содержания карт является государственная граница России. Для дополнительной характеристики местности на карты наносят рельеф, болота, пески и лесные массивы. На некоторые авиационные карты, кроме перечисленных элементов, наносят специальную нагрузку: местные воздушные линии или воздушные трассы с их навигационной разметкой, месторасположение аэродромов и отдельных приводных радиостанций. Условные топографические знаки. Оформление карты должно быть таким, чтобы она легко читалась в любых условиях освещенности. Для этого требуется подбор таких условных знаков для изображения ориентиров, которые соответствуют их форме на местности. Выделение ориентиров контрастными красителями обеспечивает быстрое чтение карты. Наиболее желаемыми являются такие красители или такое покрытие карты, при которых она могла бы легко читаться днем и ночью без специальной подсветки. Например, водные ориентиры изображены, синей или голубой краской, леса – зеленой, рельеф – коричневый, железные дороги – черной, шоссейные дороги – красной. Такой способ изображения ориентиров обеспечивает быстрое чтение карты. На авиационных картах наносится картографическая сетка. Ее обычно изображают с частотой 1º. За рамкой карты выходы меридианов и параллелей подписаны значениями долготы и широты. Изображение рельефа местности на картах. Решение многих задач аэронавигации требует знания рельефа местности. На картах он изображается: 41 горизонталями, отметками высот, отмывкой и гипсометрическим способом. Способ горизонталей заключается в том, что рельеф изображается замкнутыми кривыми линиями (горизонталями), соединяющими на карте точки с одинаковой высотой относительно уровня Балтийского моря (нуль Кронштадского футштока). Горизонтали проводят через определенное число метров высоты. Разность между двумя смежными горизонталями называется высотой сечения, которая зависит от масштаба карты и характера местности. По взаимному расположению горизонталей можно судить о форме рельефа. Чем ближе они расположены друг к другу, тем местность круче и наоборот. Способ отметки высот заключается в указании на карте мест расположения высот командных точек рельефа. Командные высоты отмечают на карте точками, а их абсолютные высоты – цифрами. Данный способ позволяет быстро находить наибольшие высоты рельефа на каждом участке маршрута. Способ отмывки заключается в изображении рельефа местности в горных районах посредством нанесения на карту теней, якобы образуемых горами. Тени наносят темно-серой краской в юго-восточном направлении, предполагая, что источник освещения находится с северо-западной части карты. Чем выше горы, тем окраска темнее и наоборот. Данный способ дает общее представление о рельефе и позволяет судить об абсолютных высотах гор. Гипсометрический способ заключается в том, что различные высоты рельефа окрашивают красками разного тона от бледно-желтого до темнокоричневого. Чем выше рельеф, тем темнее тон окраски. Этот способ дает наглядное изображение абсолютных высот рельефа. Для приближенной оценки высоты рельефа в данном месте карты, на ее нижнем обрезе наносят шкалу, имеющую тоновую окраску. Сравнивая фон карты с подобным фоном шкалы, можно без особого труда определить высоту рельефа, которая указывается на шкале, в зависимости от ее оттенка. Определение на карте высоты точек местности и крутизны ската. Абсолютную высоту точек на карте определяют по горизонталям или отметкам высот. Если точка расположена на горизонтали, то ее высота равна отметке го42 ризонтали, а если точка расположена между горизонталями, то ее высота равна отметке нижней горизонтали плюс превышение точки над этой горизонталью, которое определяют по карте интерполированием. Относительную высоту точек находят по разности абсолютных высот заданных точек. Эта высота показывает, насколько одна точка местности выше или ниже другой. Крутизну ската определяют при выборе посадочных площадок, уклон которых не должен превышать установленных значений. Для этого нужно взять циркуль или линейку и измерить расстояние между двумя смежными основными горизонталями в заданном месте карты. Затем, не изменяя раствора циркуля, приложить его к шкале заложений так, чтобы один конец касался основания шкалы, а другой – верхней кривой линии, и отсчитать у основания шкалы крутизну ската в градусах. Крутизну ската можно определить расчетным путем [9]: tg h : S , где h – высота сечения горизонталей; S – заложение. 3.4. Классификация авиационных карт. Сборные таблицы Все карты, используемые для подготовки и выполнения полета, делятся на: аэронавигационные, радионавигационные, маршрутные карты выпускаемые зарубежными фирмами и справочные. Для выполнения полетов по правилам полетов по приборам (ППП) обычно используются карты масштаба 1: 2000000 (в 1 см 20 км). Для полетов по правилам визуальных полетов (ПВП) используются карты масштаба 1: 1000000 (в 1 см 10 км) и 1: 500000 (в 1 см 5 км). В некоторых случаях, например при съемочных полетах, когда требуется более высокая точность навигации, используются карты и более крупных масштабов 1: 200000 (в 1 см 2 км и крупнее). В качестве обзорной (или, как говорят, бортовой) карты могут использоваться карты и более мелких масштабов (например, 1: 4000000). 43 Аэронавигационные карты. Эти карты похожи на обычные географические, но являются более подробными. Обычно издаются в масштабах 1: 1000000 и 1: 2000000. Проекция по их характеру искажений произвольная (называется видоизмененной поликонической, или, что то же самое, международной проекцией), но искажения в пределах листа карты малы и при измерениях на карте ими в большинстве случаев можно пренебречь. Из географической нагрузки на карту нанесены в основном те объекты, которые могут быть использованы для ориентировки: водные и лесные массивы, населенные пункты, шоссейные (красным цветом) и железные (черным) дороги и т.д. Из специальной аэронавигационной нагрузки нанесены красными пунктирными линиями изогоны, соединяющие точки с одинаковым магнитным склонением. Радионавигационные карты (РНК). РНК или маршрутные карты выпускаются Центром аэронавигационной информации России. Они предназначены для полетов по приборам по воздушным трассам (рис. 3.4) [11]. Рис. 3.4. Радионавигационная карта (РНК) РНК выполнены в равноугольной проекции в масштабе 1: 2000000. На карту нанесены только большие города, крупные реки и озера, а также специ44 альные данные: аэродромы, воздушные трассы, пункты ОВД, границы диспетчерских районов, пункты обязательных донесений, средства связи и радионавигации с указанием позывных, частот, времени работы и географических координат, ограничительные пеленги и другие данные, касающиеся системы ОВД. Радионавигационные карты являются уже не столько картами, сколько документами аэронавигационной информации. Карту РНК член летного экипажа получает в бюро аэронавигационной информации (БАИ) и использует ее при подготовке и выполнении полетов. Перед каждым полетом выполняется сверка бортовых РНК с контрольными экземплярами. После поступления карты нового издания, соответствующая карта предыдущего выпуска изымается из обращения. Маршрутные карты, выпускаемые зарубежными фирмами. Они имею такое же предназначение, но выпускаются в разных масштабах, несут больше аэронавигационной нагрузки и, конечно, используют другие условные знаки. Наибольшее распространение получили карты, выпускаемые корпорацией Джеппесен (Jeppesen), которая является мировым лидером по обеспечению аэронавигационной информацией (рис. 3.5). Рис. 3.5. Маршрутная карта фирмы Jeppesen 45 Справочные карты. Они предназначены для различных справок, необходимых при планировании и подготовки полетов. К справочным картам относятся карты крупных аэродромных узлов, карты магнитных склонений, часовых поясов, климатические и метеорологические карты, карты звездного неба и некоторые другие [9]. Сборные таблицы, подбор и склеивание листов карт. Для подбора нужных для полета листов полетной карты используют сборную таблицу. Сборная таблица – схематическая карта мелкого масштаба с обозначенной на ней разграфкой и номенклатурой листов карты одного или нескольких масштабов. Для удобства пользования на этой таблице показано расположение крупных городов и некоторых основных линейных ориентиров. Для подбора необходимых листов карт поступают следующим образом: - на сборную таблицу простым карандашом нанести маршрут полета; - отметить в масштабе сборной таблицы необходимую ширину полос для полетной карты; - выписать номенклатуру тех листов, которые вошли в нанесенные полосы; - составить заявку на получение необходимых листов карт. Листы карт склеивают следующим образом: северный лист наклеивают на южный, а западный – на восточный. В соответствии с этим правилом у наклеиваемого листа обрезают южное и восточное поля. При этом склеиваемые края листов карты не будут отдираться при прокладке карандашом линий, которые обычно проводят слева направо и сверху вниз. В случае склеивания большого числа листов рекомендуется сначала склеивать листы колонн, а затем колонны между собой. Склеивая листы карты необходимо следить, чтобы меридианы и параллели, а также линейные ориентиры соседних листов совпадали. После прокладки на карте маршрута, намечают на ней нужную для работы полосу, а лишние края подгибают. Затем полученную полосу карты склады- 46 вают «гармошкой» по формату планшета или портфеля для карт. Это позволяет быстро найти нужный район карты, не прибегая к ее полному разворачиванию. 3.5. Измерения на картах Определение географических координат точек. Для определения по карте географических координат точки (пункта), используют сетку меридианов и параллелей. На рамках полетных и бортовых карт у каждого меридиана и параллели указаны значения широты и долготы. Для определения по карте географических координат заданной точки необходимо (рис. 3.6) [9]: 50º 40' λ = 45º 25' 50º 20' М 00' 50º 00' 45º 00' φ = 50º 15' 45º 30' 46º 00' Рис. 3.6. Определение по карте географических координат точки - провести через эту точку отрезки прямых, параллельных ближайшей параллели и ближайшему меридиану; - в точках пересечения этих отрезков с меридианом и параллелью, отсчитать соответственно искомые широту и долготу заданной точки. 47 Нанесение точек на карту по заданным географическим координатам. Для нанесения на карту точки по заданным географическим координатам необходимо [9]: - приложить линейку к делению широты заданной точки и провести карандашом линию, параллельную ближайшей параллели; - приложить линейку к отсчету долготы заданной точки и провести линию, параллельную ближайшему меридиану; - пересечение двух проложенных линий укажет место заданной точки на карте. Измерение расстояний и направлений на карте. Измерение расстояний на карте выполняется с помощью специальной масштабной линейки. Чтобы измерить расстояние на карте между двумя пунктами, необходимо: - наложить линейку так, чтобы нуль шкалы расположился в центре одного из пунктов, а против центра другого пункта отсчитать расстояние по шкале, соответствующей масштабу данной карты. В практике полетов обычно измерение расстояний производят с помощью сантиметровой шкалы НЛ-10М. Измерив длину линии на карте в сантиметрах и, зная масштаб карты, определяют в уме, чему равно это расстояние в километрах. Кроме этого, пилотам очень важно уметь глазомерно определять на карте расстояния отрезков в 1, 5 и 10 см. Рекомендуется запомнить, какой длине в сантиметрах соответствует ширина ладони, раствор большого и указательного пальцев. Умение глазомерно определять расстояние на карте необходимо развивать систематическими тренировками. Направление на карте измеряют при помощи навигационного транспортира. Его внешняя шкала оцифрована от 0 до 180º, а внутренняя – от 180 до 360º. Чтобы измерить направление на карте между двумя пунктами, необходимо: - провести прямую линию, соединяющую пункты на карте; 48 - наложить центр транспортира на середину линии таким образом, чтобы вершина транспортира была направлена в сторону полета, а линия 0 – 180º была параллельна ближайшему меридиану карты; - отсчитать ЗИПУ против пересечения линии со шкалой транспортира (рис. 3.7); - при полете с путевым углом 0 – 180º ЗИПУ отсчитывают по внешней шкале, а при полете с путевыми углами 180 – 360º по внутренней шкале. Путевой угол измеряют по среднему меридиану участка маршрута, так как меридианы на картах не параллельны. В практике полетов пилотам необходимо уметь без транспортира, глазомерно, определять на карте углы в 5, 10 и 15º. Кроме того, рекомендуется уметь откладывать на глаз основные направления: 0, 45, 90, 135, 180, 225, 270, 315º. Си А ЗИПУ ЛЗП В Рис. 3.7. Измерение ЗИПУ на карте 49 Глава 4. КУРСЫ ПОЛЕТА ВОЗДУШНОГО СУДНА 4.1. Элементы земного магнетизма Свойства магнитного поля Земли положены в основу принципа действия курсовых приборов, с помощью которых определяется и выдерживается направление полета. Земля представляет собой естественный магнит, вокруг которого существует магнитное поле. Магнитные полюсы Земли не совпадают с географическими полюсами и располагаются не на поверхности Земли, а на некоторой глубине. Условно принимают, что Северный магнитный полюс, расположенный в северной части Канады был открыт в 1831 году английским полярным исследователем Джеймсом Россом. Он обладает южным магнетизмом, т.е. притягивает северный конец магнитной стрелки, а Южный магнитный полюс, расположенный в Антарктиде, обладает северным магнетизмом, т.е. притягивает к себе южный конец магнитной стрелки (рис. 4.1, а) [8]. Магнитный полюс Земли имеет свойство смещаться, т.е. дрейфовать в северо-западном направлении. К 2019 году он сместился на 2300 км в сторону полуострова Таймыр в Сибири. А в 2045 году достигнет Таймыра. Скорость смещения в среднем составляет 40 км в год. Таким образом, любые его координаты являются временными. Следовательно, необходима корректировка навигационных систем, которые используют свойства магнитного поля Земли. Магнитные силовые линии выходят из Южного магнитного полюса и входят в Северный полюс, образуя замкнутые кривые. Свободно подвешенная магнитная стрелка устанавливается вдоль магнитных силовых линий. Элементами земного магнетизма являются: напряженность, наклонение и склонение. Напряженность магнитного поля Земли ( T ) – сила, с которой магнитное поле Земли действует в данной точке. Ее измеряют в эрстедах (Э) и гаммах (γ = 10-5 Э). На экваторе напряженность магнитного поля Земли равна 0.34 Э, на 50 средних широтах 0.4 – 0.5 Э, на магнитных полюсах 0.79 Э. На территории России в среднем составляет 0.2 – 0.4 Э. а) б) Магнитный экватор Си Горизонт Н Т См Θ Z Юм Юи Рис. 4.1. Магнитное поле Земли: а) магнитное поле Земли; б) элементы земного магнетизма Вектор напряженности T можно разложить на горизонтальную H и вер тикальную Z составляющие (рис. 4.1, б), которые определяются по формулам: H T cos ; Z T sin . Вертикальная составляющая Z равна 0 на магнитном экваторе и максимальной величине на магнитных полюсах. Направление горизонтальной со ставляющей H является очень важной для аэронавигации, так как это направление и называют северным направлением магнитного меридиана в данной точке. Чувствительный элемент любого магнитного компаса реагирует именно на горизонтальную составляющую. На магнитном экваторе она наибольшая, а на магнитных полюсах равна 0. Магнитное наклонение ( ) – угол, на который магнитная стрелка наклоняется относительно плоскости горизонта (рис. 4.1, б). На магнитном экваторе наклонение равно нулю, а на магнитных полюсах равно ± 90°. Для устранения наклона магнитной стрелки в авиационных компасах в Северном полушарии 51 утяжеляют южный конец стрелки, а в Южном – северный или смещают точку подвески магнитной стрелки. Магнитный меридиан (См) – линия, вдоль которой устанавливается магнитная стрелка компаса под действием горизонтальной составляющей вектора напряженности магнитного поля Земли (рис. 4.2, а). Из-за неоднородности магнитного поля в разных местах Земли направле ние вектора горизонтальной составляющей H (северное направление магнитного меридиана) составляет разный угол с направлением истинного меридиана. Этот угол и получил название магнитное склонение. Магнитное склонение (ΔМ) – угол, заключенный между северным направлением истинного (географического) и магнитного меридианов в данной точке (рис. 4.2, б). Оно измеряется от 0 до 180° и отсчитывается от северного направления истинного меридиана к востоку (вправо) со знаком «плюс», а к западу (влево) – со знаком «минус». На английском языке магнитное склонение – magnetic variation или просто variation. а) Си в) См +ΔМ Си См – ΔМ См – ΔМ 0° 0° +ΔМ 270° Си 90° 180° 270° 90° 180° Рис. 4.2. Магнитное склонение: а) истинные и магнитные меридианы; б) магнитное склонение В земной коре в разных местах имеется большое количество намагниченных пород, которые вызывают искривление магнитных силовых линий. В таких районах, называемых районами магнитных аномалий, магнитное склонение резко отличается по величине и знаку от значений, прилегающих к данному району. В России это районы Курской, Магнитогорской и других аномалий. В 52 районах аномалий есть точки, где магнитное склонение доходит до ± 180°. Аномалия влияет на работу магнитного компаса до высоты 1500 – 2000 м, а в районе Курской магнитной аномалии отмечены случаи, когда на высоте 3600 м наблюдалось отклонение магнитной стрелки компаса на 50° [8]. Магнитное склонение имеет вековые, годовые, суточные и эпизодические изменения. Суточные и годовые изменения достигают в среднем 4 – 10', вековые 6 – 15°. Линии, соединяющие точки на земной поверхности с одинаковым магнитным склонением в определенную эпоху, называются изогонами (рис. 4.3). Из-за неоднородности магнитного поля Земли и магнитных аномалий изогоны могут быть довольно извилистыми. Рис. 4.3. Изогоны магнитного поля Земли На аэронавигационных картах изогоны наносят пунктиром красного цвета, а на радионавигационных (маршрутных) – голубого цвета с учетом эпохи (года) измерения кратные 5 годам: 2015, 2020 и т. д. Магнитное поле Земли 53 может быть подвержено нерегулярным и подчас сильным изменениям, вызванным главным образом воздействием Солнца. Во время так называемых магнитных бурь продолжительностью от нескольких часов до нескольких суток магнитное склонение может достигать в умеренных широтах до 7°, а в полярных областях до 50°, что делает невозможным применение магнитных компасов. Девиация компаса и вариация. Девиация компаса вызывается действием на стрелку компаса магнитного поля, создаваемого намагниченными металлическими массами, входящими в состав конструкции воздушного судна, а также электрическими токами, протекающими в многочисленных электрических цепях ВС. В результате на магнитную стрелку компаса, кроме магнитного поля Земли, действует еще магнитное поле ВС. Компасный меридиан (Ск) – линия, вдоль которой устанавливается магнитная стрелка компаса, находящегося на ВС. Девиация компаса (ΔК) – угол, заключенный между северными направлениями магнитного и компасного меридианов (рис. 4.4, а). Она отсчитывается от северного направления магнитного меридиана к востоку (вправо) со знаком «плюс», а к западу (влево) – со знаком «минус». На английском языке девиация – deviation. а) б) Ск См ΔК – См Ск Ск ΔК + Си Δ – Си Ск Δ + Рис. 4.4. Девиация компаса и вариация: а) девиация; б) вариация Вариация (Δ) – угол, заключенный между северными направлениями истинного и компасного меридианов (рис. 4.4, б). Вариация равна алгебраической сумме магнитного склонения и девиации компаса Δ = ΔМ + ΔК. 54 4.2. Виды курсов воздушного судна. Направление продольной оси воздушного судна в плоскости горизонта характеризуется курсом, который показывает, куда направлен «нос» самолета. Он имеет большое значение для навигации, так как одновременно является и пилотажным, и навигационным элементом. На борту любого ВС должны быть навигационные средства для непрерывного измерения курса. Приборы для измерения курса называются курсовыми приборами или компасами. Курс воздушного судна (heading) – угол, в горизонтальной плоскости заключенный между направлением, принятым за начало отсчета и проекцией на эту плоскость продольной оси воздушного судна. Курс отсчитывается от направления, принятого за начало отсчета, до продольной оси ВС по ходу часовой стрелки от 0 до 360° (рис. 4.5). Со Си См Ск ΔА Δ ΔMу ΔМ ΔК УК ИК МК КК Рис. 4.5. Курсы воздушного судна При использовании магнитного или гиромагнитного компаса за начальное направление отсчета принимают компасный или соответственно магнитный меридианы, а при использовании курсовых систем в режиме «ГПК» - опорный меридиан. В зависимости от меридиана отсчета курсы могут быть: истинными, магнитными, компасными и ортодромическими. 55 Истинный курс (ИК) – угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана, проходящего через ВС, и продольной осью ВС. Магнитный курс (МК) – угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через ВС, и продольной осью ВС. Компасный курс (КК) – угол, заключенный между северным направлением компасного меридиана, проходящего через ВС, и продольной осью ВС. Ортодромический курс (ОК) – угол, заключенный между северным направлением опорного (условного) меридиана, проходящего через ВС, и продольной осью ВС. При выполнении навигационных расчетов необходимо уметь переходить от одного курса к другому. Перевод курсов выполняют аналитически или графически. Из рис. 4.5 можно получить следующие аналитические зависимости: МК = КК + ΔК; ИК = МК + ΔК; ИК = КК + ΔК+ ΔМ; ИК = КК + Δ; КК = МК – ΔК; МК = ИК – ΔМ; КК = ИК – ΔМ – ΔК; КК = ИК – Δ. Иногда в авиации используют еще два вида поправок, которые носят вспомогательный характер: азимутальная поправка и условное магнитное склонение. Азимутальная поправка (ΔА) – угол, заключенный между северными направлениями опорного и истинного меридианов. Условное магнитное склонение (ΔМу) – угол, заключенный между северными направлениями опорного и магнитного меридианов. Зависимость между условным, истинным и магнитным курсами определяется по формулам: ОК = ИК + ΔА; ОК = МК + ΔМу. Приведенные выше формулы будут справедливы как для положительных значений поправок, так и для отрицательных значений. В этом случае, надо пользоваться общепринятыми правилами математики «плюс на минус дает минус, минус на минус дает плюс». В навигации принято, что все величины, которые имеют знак, записываются со своим знаком, то есть плюс не пропускается. Например, неправильно писать ΔМ = 10º, а правильно ΔМ = +10º. 56 При переводе курсов расчет магнитного склонения, девиации компаса и вариации выполняют по формулам: ΔМ = ИК – МК; ΔК = МК – КК; Δ = ИК – КК; Δ = ΔМ + ΔК. Чтобы не ошибиться со знаками при переходе от одного вида курса к другому, следует руководствоваться правилом учета поправок в навигации: «При переходе от приборных величин к истинным поправки прибавляются, а при переходе от истинных к приборным – вычитаются». Из рисунка (см. рис. 4.6) видно, что самым приборным является компасный курс – ведь это и есть значение, непосредственно снимаемое с прибора. Магнитный курс по сравнению с ним является более правильным, более «истинным». Ну, а истинный курс, разумеется, более «истинным», чем магнитный, поскольку отсчитывается от истинного меридиана. + + ΔМу +ΔМ +ΔК МК КК +ΔА ИК – ΔМ – ΔК ОК – ΔА – ΔМу – Рис. 4.6. Правило учета поправок Для графического перевода курсов необходимо на листе бумаги провести северное направление меридиана того курса, который дан по условию задачи, от него отложить направление продольной оси воздушного судна (значение заданного курса). Затем проводят остальные меридианы с учетом знака девиации и магнитного склонения. Значения искомых курсов определяют по схеме (см. рис. 4.6). Пример. КК = 270°; ΔК = +5°; ΔМ = –10°. Определить МК, ИК и вариацию (см. рис. 4.7). Решение. МК = КК + ΔК = 270° + (+5°) = 275°; ИК = МК +ΔМ = 275° + (–10°) = 265°; Δ = ΔМ + ΔК = (–10°) + (+5°)= –5°. 57 См Ск ΔМ Си Δ ΔК ИК МК КК Рис. 4.7. Графический перевод курсов Путевые углы и способы их определения. В самолетовождении заданные путевые углы измеряют от тех же направлений, что и курсы. Таким образом, заданный путевой угол может быть истинным, магнитным, условным. Знание заданного магнитного путевого угла необходимо для выполнения полета по локсодромии (с помощью локсодромических курсовых приборов). Си Си См Си ΔМ ЗИПУ ЗМПУ ЛЗП Рис. 4.8. Заданный истинный путевой угол Заданный магнитный путевой угол (ЗМПУ) – угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана и линией заданного пути. Его отсчитывают от северного направления магнитного меридиана до ЛЗП по ходу часовой стрелки от 0 до 360º. Его определяют по формуле: ЗМПУ= ЗИПУ – ΔМ (см. рис. 4.8). 58 Заданный истинный путевой угол (ЗИПУ) – угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана и линией заданного пути. Его измеряют на карте относительно среднего меридиана участка маршрута. Магнитное склонение берется в средней точке участка маршрута. 4.3. Графики девиации компаса. Магнитный компас Точность определения курса воздушного судна по магнитному компасу зависит от значения его девиации и правильного ее учета. Пользоваться магнитным компасом, у которого девиация неизвестна, практически нельзя, т.к. она может достигать больших значений и привести к ошибкам в определении курса. Девиацию магнитного компаса стремятся уменьшить. Для этого компас ВС располагают вдали от магнитных масс, электро и радиооборудования. Однако эта мера не позволяет полностью устранить эту девиацию. Поэтому компасы снабжаются специальными механизмами, позволяющими уменьшить девиацию. Девиационные работы выполняются с установленной периодичностью, а также в случае замены крупных агрегатов (например, двигателей) на воздушном судне. После проведения девиационных работ остаточную девиацию компаса списывают, составляют бортовой график установленной формы (рис. 4.9) и закрепляют его в кабине воздушного судна в отведенном для этого месте. Рис. 4.9. Бортовой график девиации График строят по компасным курсам.В полете для контроля правильности выдерживания магнитного курса, необходимо с компаса (например, КИ-13) 59 снять значение компасного курса, затем по графику девиации определить величину ΔК и рассчитать магнитный курс по формуле: МК = КК + ΔК. Магнитный компас. На любом воздушном судне устанавливается простейший магнитный компас, используемый в качестве резервного или аварийного датчика курса. Он применяется при отказах основных курсовых приборов, а также для контроля правильности их показаний в целях своевременного обнаружения отказа. В гражданской авиации в качестве простейшего компаса, как правило, используют КИ-13 или компас другой модификации, но аналогичного принципа действия. Рассмотрим компас КИ-13 предназначенный для определения компасного курса и углов разворота ВС. Принцип действия компаса основан на взаимодействии его свободноподвешенных магнитов с магнитным полем Земли. Чувствительным элементом компаса являются картушка, которая при развороте ВС вместе со шкалой остается неподвижной, а курсовая нить, связанная с корпусом прибора, разворачивается и показывает текущий компасный курс. Компас КИ13 имеет следующие основные погрешности: поворотная девиация, креновая девиация. Поворотная погрешность. Эта погрешность возникает при виражах ВС и достигает максимального значения на северных и южных курсах. Ее часто называют северной поворотной погрешностью. Учитывают эту погрешность так. На северных курсах ВС выводят из разворота раньше примерно на 30º до заданного курса, а на южных курсах – спустя 30º после заданного курса. Креновая девиация. Это дополнительная девиация, которая возникает при кренах ВС. Практически она имеет место при продольных кренах, которые обычно продолжительны и достигают больших значений. По этой причине не рекомендуется выдерживать курс по компасу КИ-13 при наборе высоты и снижении. При поперечных кренах, когда ВС выполняет координированный разворот креновая девиация не возникает. При продольных кренах (при тангаже), когда ВС выполняет набор высоты или снижение величина креновой девиации 60 соответствует величине тангажа. То есть при величине тангажа 5º и девиация может достигать примерно той же величины. На курсах 0º и 180º креновая девиация равна нулю при любом крене. Средняя квадратическая погрешность измерения курса с помощью компаса КИ-13 в нормальных условиях равна 3 – 4°. Практические рекомендации по применению магнитных компасов: 1. В полярных районах, где велико магнитное наклонение, а горизонтальная составляющая магнитного поля Земли мала, магнитные компаса работают неустойчиво и могут давать недостоверные показания. 2. Для точного определения магнитного курса необходимо пользоваться графиком остаточной девиации расположенным в кабине ВС. 3. Магнитный компас имеет дополнительные погрешности при разгоне и торможении ВС, при полете с креном, при полете с тангажом (в наборе и снижении). Во всех этих случаях показания компаса будут неточными и их нельзя использовать при решении навигационных задач и коррекции гироскопических курсовых приборов. 4. При повороте ВС вследствие поворотной погрешности показания магнитного компаса (такого как КИ-13) могут иметь очень большие погрешности. При разворотах на северные курсы разворот необходимо заканчивать примерно на 30º до заданного курса (по показаниям компаса), а при разворотах, на южные курсы спустя 30º после заданного курса. После вывода из крена более точно заданный курс устанавливают путем незначительных углов доворотов. 5. При кренах, превышающих критический, из-за ограниченно возрастающих погрешностей пользоваться магнитным компасом практически невозможно. 61 Глава 5. НАВИГАЦИОННАЯ СЧЕТНАЯ ЛИНЕЙКА В 1927 г. штурман авиации Черноморского флота Л.С. Попов сконструировал универсальную навигационную линейку. На ней было совсем мало шкал и, следовательно, с ее помощью можно было решать не так много видов навигационных задач. В последующие годы эта линейка совершенствовалась, появились новые модификации (НЛ-7,8,9,10) с дополнительными шкалами. В 1939 году на линейке было 12 шкал, а последняя модификация НЛ-10М содержит 17 шкал. 5.1. Принцип устройства линейки НЛ-10м и ее использование В полете и перед полетом любому члену летного экипажа, занимающемуся навигацией, приходится решать различные вычислительные задачи. Многие из них необходимо уметь решать в уме, а для решения более сложных навигационных задач используются специальный инструмент, под названием «навигационная линейка НЛ-10М». Навигационная линейка НЛ-10м предназначена для выполнения различных навигационных расчетов при подготовке к полету и в полете. Она устроена по принципу логарифмической линейки, т.е. позволяет заменить сложные математические действия над числами (умножение и деление) более простыми действиями – сложением и вычитанием отрезков шкал, выражающих в определенном масштабе логарифмы этих чисел. Навигационная линейка состоит из корпуса, движка и визирки. На НЛ-10м нанесены следующие шкалы (см. рис. 5.1): 1) шкала 1а (углы разворота) – для расчета времени разворота ВС на заданный угол; 2) шкала 1 (расстояние – скорость) и шкала 2 (время) – для расчета пройденного расстояния, скорости, времени полета и для решения задач на умножение и деление; 62 Рис. 5.1. Навигационная счетная линейка НЛ-10м 63 3) шкала 3 – (синусы), шкала 4 (тангенсы), шкала 5 (радиусы разворота – расстояния – высоты) – для расчета тригонометрических функций углов и для решения навигационного треугольника скоростей по теореме синусов; 4) шкала 6 (дополнительная) – совместно со шкалой 5 для возведения чисел в квадрат, извлечения квадратных корней из чисел, а совместно со шкалой 4 для расчета радиуса разворота и угла крена; 5) шкала 7 (сумма температур у Земли и на высоте полета), шкала 8 (исправленная высота), шкала 9 (высота по прибору) – для учета методических температурных поправок в показаниях барометрических высотомеров при Н < 12 000 м; 6) шкала 10 (температура воздуха для высоты более 12 000 м), шкала 11 (температура воздуха на высоте для расчета скорости), шкала 12 (высота по прибору), шкала 13 (высота по прибору для КУС), шкала 14 (исправленная высота и скорость), шкала 15 (высота и скорость по прибору), шкала 16 (поправки к показаниям термометра наружного воздуха типа ТУЭ). Шкалы 10, 12, 14, 15 используются для пересчета высоты полета при Н > 12 000 м. Шкалы 11, 12, 14, 15 – для пересчета воздушной скорости при обычном указателе скорости. Шкалы 11, 13, 14, 15, 16 – для пересчета воздушной скорости при комбинированном указателе скорости. Шкала 14 и 15 – для перевода морских и английских миль в километры и футов в метры и обратно. 7) шкала 17 (масштабная миллиметровая шкала) – для измерения расстояний на карте. Небольшие графические схемы, подсказывающие как решить ту или иную задачу на линейке, в авиации издавна называют «ключами». Ключ показывает, на каких шкалах следует устанавливать исходные данные, как шкалы должны быть сдвинуты относительно друг друга и где отсчитывать ответ. В этой главе приведены самые распространенные основные навигационные ключи. Решение задач на перевод единиц измерения. В практике вычислений приходится переводить одни единицы измерения в другие. 64 Перевод скоростей. Формулы перевода: V (км/ч) = V (м/с) · 3.6; V (м/с) = V (км/ч) : 3.6 решаются на НЛ-10М по шкалам 1 и 2. Ключ для перевода скоростей показан на рис. 5.2. 1 2 V,м/с V,км/ч 1 2 10 V,м/с V,км/ч 10 Рис. 5.2. Перевод скорости в км/ч, в скорость, выраженную в м/с, и обратно Примеры. 1. Дано V = 20 м/с. Находим: V = 72 км/ч. 2. Дано V = 54 км/ч. Находим: V =15 м/с. Перевод морских, английских миль и футов. Формулы перевода: S (ММ) = S (км) : 1.852 S (АМ) = S (км) : 1.6 Н (ф) = Н (м) · 3.28 S (км) = S (АМ) · 1.852 S (км) = S (АМ) · 1.6 Н (м) = Н (ф) : 3.28. Эти формулы решаются на НЛ-10М по шкалам 14 и 15. Ключ для перевода ММ и АМ в километры и обратно показан на рис. 5.3. 14 15 100 АМ ММ 1000 S(ММ), S(АМ) S,км S,км S(ММ), S(АМ) Рис. 5.3. Перевод морских и английских миль в километры и обратно Примеры. 1. Дано S = 100 ММ. Находим: S = 185 км. 2. Дано S = 200 АМ. Находим: S = 320 км. Ключ для перевода футов в метры и обратно показан на рис. 5.4. 14 100 15 Н,м футы Н,ф 1000 Н,м Рис. 5.4. Перевод футов в метры и обратно Примеры. 1. Дано Н = 1000 футов. Находим: Н = 328 м. 2. Дано Н = 2000 м. Находим: Н = 6560 футов. 65 5.2. Решение навигационных задач с помощью НЛ-10м В практической работе летного состава приходится решать множество задач, связанных с вычислением различных навигационных элементов полета. Расчет пройденного расстояния, времени полета и путевой скорости. Формулы расчета: S = W · t; t = S : W; W = S : t, где: S – пройденное расстояние, км (м); W – путевая скорость, км/ч; t – время полета, ч и мин (мин и с). Ключи для расчета пройденного расстояния, времени полета и путевой скорости показаны на рис. 5.5. а) 1 2 б) 1 2 1 2 в) S,км W,км/ч t,мин S,км 1 2 W,км/ч t,мин S,км 1 2 W,км/ч 1 2 t,мин S,м W,км/ч t,c S,м W,км/ч t,c S,м W,км/ч t,c Рис. 5.5. Расчет пройденного расстояния, времени полета и путевой скорости: а) пройденного расстояния; б) времени полета; в) путевой скорости Примеры. 1. W = 120 км/ч; t = 30 мин. Определить S. Находим: S = 60 км. 2. W = 180 км/ч; S = 60 км. Определить t. Находим: t = 20 мин. 3. S = 40 км; t = 15 мин. Определить W. Находим: W = 160 км/ч. Расчет вертикальной скорости набора и снижения. Формула расчета: Vв = Н наб(сн) / t наб(сн), где: Н наб(сн) – высота набора (снижения); t наб(сн) – время набора высоты и снижения. Ключ для расчета вертикальной скорости набора высоты и снижения показан на рис. 5.6. 1 2 Vв 10 Ннаб(сн) 1 2 tнаб(сн) tнаб(сн) 10 Ннаб(сн) Vв Рис. 5.6. Расчет вертикальной скорости набора высоты и снижения 66 Примеры. 1. Ннаб = 1200 м; tнаб = 10 мин. Определить Vв. Находим: Vв = 2 м/с. 2. Нсн = 1800 м; tсн = 20 мин. Определить Vв. Находим: Vв = 1.5 м/с. Расчет времени набора высоты и снижения. Формула расчета: t наб(сн) = Н наб(сн) / Vв. Ключ для расчета времени набора высоты и снижения показан на рис. 5.7. 1 2 Ннаб(сн) Vв 10 tнаб(сн) 1 2 tнаб(сн) 10 Ннаб(сн) Vв Рис. 5.7. Расчет времени набора высоты и снижения Примеры. 1. Нсн = 1500 м; Vв = 5 м/с. Определить tсн. Находим: tсн = 5 мин. 2. Ннаб = 2400 м; Vв = 2 м/с. Определить tсн. Находим: tнаб = 20 мин. Расчет радиуса и времени разворота. Формула расчета: R = V2/(g · tgβ), где: V – истинная воздушная скорость, м/с; g – ускорение свободного падения, равное 9.81 м/с2; β – угол крена при развороте, град. Ключ для расчета радиуса разворота показан на рис. 5.8. 4 5 R β R 6 V:100 Рис. 5.8. Расчет радиуса разворота Пример. Vи = 160 км/ч; β = 15°. Определить R. Находим: R = 750 м. Формулы расчета времени разворота на 360° и на заданный угол разворота (УР): t360 = 2πR/V; tур = 2πR ·УР/(360V). Ключ для расчета времени разворота показан на рис. 5.9. УР 1а 1 V:10 или V:100 2 R·10,км R,км 360° t360 tур t360 Рис. 5.9. Расчет времени разворота на 360° и на заданный угол разворота 67 Пример. Vи = 180 км/ч; β = 15°; УР = 90°. Определить tур, t360. Находим: R = 950 м; tур = 30 с; t360 = 2 мин. Расчет длины дуги параллели. Формула расчета: lпар l экв cos . Ключ для расчета длины дуги параллели показан на рис. 5.10. 3 4 5 90°- φ 90° lп а р l экв Рис. 5.10. Расчет длины дуги параллели Пример. l пар = 4º; φ = 60°. Определить l пар . Находим: 1) l экв = 111 ∙ 4 = 444 км; 2) l пар = 222 км. Расчет поправки на угол схождения меридианов. Формула расчета: σ= Δλsinφср, где: Δλ – разность долгот; φср – средняя широта данного листа карты. Ключ для расчета поправки на угол схождения меридианов показан на рис. 5.11. 3 4 5 φср 90° σ Δλ Рис. 5.11. Расчет поправки на угол схождения меридианов Пример. Δλ = 4°; φср = 49°. Определить поправку на угол схождения меридианов. Решение. Используя НЛ-10М, находим σ = 3°. Знак поправки зависит от знака разности долгот. Расчет линейного упреждения разворота (ЛУР). Формула расчета: ЛУР = R·tg(УР/2), где R – радиус разворота; УР – угол разворота. Ключ для расчета ЛУР показан на рис. 5.12. 68 4 5 УР/2 ЛУР R Рис. 5.12. Расчет линейного упреждения разворота Пример. Vи = 180 км/ч; крен β = 15°; УР = 120°. Определить элементы разворота, ЛУР. Определяем на НЛ-10М R, t120 и ЛУР: R = 950 м; t120 = 40 с; ЛУР = 1650 м. 69 Глава 6. ВЫСОТА ПОЛЕТА Знание высоты полета необходимо для выдерживания заданного профиля полета. На борту воздушного судна должны быть технические средства, которые позволяют измерять высоту полета для того чтобы предотвратить столкновение воздушного судна с земной (водной) поверхностью и с другими воздушными судами. Приборы, предназначенные для измерения высоты полета в метрах (футах), называют высотомерами (футомерами). 6.1. Методы измерения высоты полета Основными методами измерения высоты полета являются: барометрический, радиотехнический, с помощью спутниковых навигационных систем. Барометрический метод измерения высоты. Метод основан на измерении атмосферного давления, закономерно изменяющегося с высотой. С увеличением высоты атмосферное давление уменьшается. Измерив на некоторой высоте давление воздуха, можно определить высоту точки измерения. Атмосферное давление на высоте полета измеряют при помощи анероида, шкала которого проградуирована в единицах высоты. Такой прибор называется барометрическим высотомером. При тарировке шкалы прибора используют следующие параметры стандартной атмосферы: на среднем уровне моря атмосферное давление составляет 760 мм рт. ст. (1013,25 гПа), температура по Цельсию t = +15°С (по Кельвину 288К), вертикальный температурный градиент tгр = 0.0065°/м (6.5°/км), ρ0 = 0.125 кгс·с2/м4. Барометрические высотомеры просты по устройству и удобны в использовании, но их недостаток состоит в том, что показания не всегда точны, т.к. зависят от давления и температуры воздуха у земли. Это требует учета их погрешностей. Барометрические высотомеры применяются для выдерживания заданной высоты полета. 70 Радиотехнический метод измерения высоты. Метод основан на использовании закономерностей распространения радиоволн. Радиоволны распространяются с постоянной скоростью и отражаются от различных поверхностей. Используя эти свойства радиоволн, можно определить истинную высоту полета. В радиовысотомерах малых высот (РВ-УМ, РВ-5) используется частотный метод измерения высоты, а в радиовысотомерах больших высот (РВ-18) – импульсный. Радиовысотомеры используются для измерения и контроля истинной высоты полета. Измерения высоты с помощью спутниковых навигационных систем. Метод основан на использовании спутниковых навигационных систем (СНС): американской GPS (Global Positioning System) и российской ГЛОНАСС (Глобальная навигационная спутниковая система), которые позволяют с высокой точностью определять высоту полета, при условии, что на борту воздушного судна установлено бортовое оборудование СНС. Принцип действия основан на одновременном измерении расстояния до нескольких (как правило — от четырёх до шести) навигационных спутников, находящихся на известных и специально корректируемых орбитах. На основании математических вычислений прибор определяет точку в пространстве — координаты φ, λ — широту и долготу места воздушного судна в системе геодезических координат ПЗ-90.11, а за рубежом WGS-84, а также геометрическую высоту от соответсвующей поверхности референц-эллипсоида. 6.2. Классификация высот полета Высота полета – расстояние по вертикали от определенного уровня отсчета до воздушного судна. В практике аэронавигации, в зависимости того, какой уровень принимается за начало отсчета, различают следующие виды высоты: истинную, абсолютную и относительную (рис. 6.1) [6]. Истинная высота (Нист) – высота, измеряемая от точки на земной (водной) поверхности, над которой в данный момент ВС. 71 Абсолютная высота (Набс) – высота, измеряемая от среднего уровня моря (Mean Sea Level, MSL). Под средним уровнем моря в аэронавигации понимается поверхность квазигеоида, которая определяет форму геоида [2]. Нист Н абс Нотн АЭРОДРОМ Н рел Средний уровень моря (MSL) Рис. 6.1. Классификация высот полета Относительная высота (барометрическая) (Нотн) – высота, измеряемая от выбранного уровня отсчета изобарической поверхности атмосферного давления до ВС. В международной аэронавигации, абсолютная и относительная высоты обозначаются разными терминами: абсолютная высота (altitude), относительная высота (height). 6.3. Погрешности барометрических высотомеров Барометрические высотомеры имеют инструментальные, аэродинамические и методические погрешности. Инструментальные погрешности ΔНистр. Эти погрешности вызваны чисто техническими причинами, т.е. неточным изготовлением и физическим износом прибора. Ни один прибор невозможно изготовить идеально. Инструментальные погрешности являются индивидуальными для каждого экземпляра прибора. Они определяются в лабораторных условиях и заносятся в таблицу для их учета. 72 Аэродинамические погрешности ΔНаэр. Эти погрешности вызваны тем, что давление в корпусе барометрического высотомера по каким-либо причинам отличается от статического давления за бортом воздушного судна. Величина аэродинамической погрешности зависит от скорости, высоты полета и конфигурации ВС. Если рядом на одинаковой высоте и с одинаковой скоростью летят два ВС одного и того же типа в одинаковой конфигурации, то и воздух будет их обтекать одинаково. Следовательно, аэродинамическая погрешность при прочих равных условиях будет одинаковой не только для каждого высотомера, установленного на ВС, но и для всех ВС данного типа. Поэтому значение аэродинамической погрешности определяют один раз при летных испытаниях нового тапа ВС. Значения этих погрешностей приведены в Руководстве по летной эксплуатации. Методические погрешности ΔНм. Эти погрешности, которые возникают вследствие несовпадения фактических условий атмосферы со стандартными условиями, положенными в основу тарировки шкалы высотомера. Методические погрешности разделяются на три группы: погрешности, вызываемые изменением атмосферного давления у земли, погрешности, вызываемые изменением температуры у земли и погрешности, вызываемые изменением рельефа местности. Погрешности, вызываемые изменением атмосферного давления у земли. Они возникают вследствие несоответствия атмосферного давления, установленного на высотомере, давлению по маршруту полета на уровне начала отсчета высоты (рис. 6.2). Это несоответствие возникает вследствие неравномерного распределения давления на земной поверхности и изменения давления с течением времени. Из рис. 6.2 видно, что при понижении давления по маршруту истинная высота полета уменьшается, а при повышении – увеличивается. Изменение атмосферного давления с высотой принято характеризовать барометрической ступенью (ΔНб) – высотой, соответствующей изменению давления на 1 мм рт. ст. Барометрическая ступень для различных высот различна. С увеличением высоты она увеличивается. Например, в нижних слоях атмосферы барометрическая ступень равна 11 м, а на высоте 5000 м она составляет 20 м. 73 1200 м 1200 м 1200 м Нист Нист Нист Рм = 760 мм рт. ст. Рм = 750 мм рт. ст. ΔНб Изобарическая поверхность Р = 760 мм рт. ст. ΔНб Рм = 765 мм рт. ст. Рис. 6.2. Барометрическая погрешность В авиационной практике для малых высот ее берут равной 11 м. Барометрическую погрешность определяют по формуле: ΔНб = (pм – pв) 11, где: pм – фактическое атмосферное давление над пролетаемой местностью; pв – атмосферное давление, установленное на высотомере. Устранить барометрическую погрешность можно путем установки на высотомере давления пролетаемой местности. Обычно так и поступают. Перед заходом на посадку члены летного экипажа устанавливают на высотомере фактическое давление аэродрома посадки, полученное по радио. Погрешности, вызываемые изменением температуры воздуха. Они возникают вследствие несоответствия фактического распределения температуры воздуха на высоте стандартным значениям (рис. 6.3). Поэтому высотомер будет правильно показывать высоту полета только в том случае, если фактическая средняя температура слоя воздуха будет соответствовать расчетной, по которой производилась тарировка его шкалы. 1200 м Изобарическая поверхность Рн 1200 м +ΔНt 1200 м – ΔНt ΔНt = 0 Нпр < Ниспр Нпр = Ниспр Нпр > Ниспр t0 = +30° t0 = +15° t0 = – 30° Р0 = 760 мм рт. ст. Р0 = 760 мм рт. ст. Рис. 6.3. Температурная погрешность 74 Р0 = 760 мм рт. ст. Изменение температуры воздуха с высотой принято характеризовать вертикальным температурным градиентом (tгр) – величиной, характеризующей изменение температуры воздуха с высотой. В стандартной атмосфере вертикальный температурный градиент принят равным 0.0065°С на метр. При помощи этого градиента можно рассчитать температуру воздуха в тропосфере (до высоты 11 000 м) по формуле [9]: tн = t0 – tгр·Н, где: tн – температура воздуха на высоте, град; t0 – температура воздуха у земли, град; tгр – вертикальный температурный градиент; Н – высота полета. Но в реальных условиях фактическая средняя температура воздуха, как правило, не совпадает с расчетной температурой, вследствие чего высотомер измеряет высоту с погрешностью. В холодное время года воздух более плотный и поэтому давление воздуха с увеличением высоты уменьшается быстрее, чем в теплое время, когда воздух менее плотный. Это приводит к тому, что при температуре у земли выше +15°С высотомер занижает показания высоты полета, а при температуре ниже +15°С – завышает. Температурная погрешность особенно опасна зимой при полетах на малых высотах и в горной местности. Методическую температурную поправку к показанию барометрического высотомера определяют по формуле: ΔНt = (t0 – 15°)·Нпр /300, где: Нпр – высота по прибору, м. Из формулы видно, что ΔНt зависит от высоты по прибору и отклонения фактической температуры воздуха у земли от расчетной (+15°С). Если температура воздуха у земли ниже +15°С, то поправка имеет знак минус, а если выше +15°С, то знак плюс. Методическую температурную поправку определяют на НЛ-10М по ключу, приведенному на рис. 6.4. 1 ΔНt 2 ± t0 – 15° Нпр 30 Рис. 6.4. Расчет методической температурной поправки Пример. Нпр = 900м; t0 = +5°. Определить методическую температурную поправку к показанию высотомера. Решение. Используя НЛ-10М, находим ΔНt = – 30 м. 75 В авиационной практике ΔНt подсчитывают в уме по следующему правилу: «Каждые 3º отклонения фактической температуры у земли от стандартной +15°С вызывает изменение высоты на 1% от ее значения». Если температура воздуха у земли ниже +15°С, то рассчитанную методическую поправку прибавляют к высоте а если выше+15°С, то вычитают. Исправить высоту полета по показаниям барометрического высотомера на методическую температурную поправку можно на НЛ-10М по ключу, приведенному на рис. 6.5. Температурные погрешности могут достигать существенных значений, поэтому при расчете безопасных высот полета их необходимо учитывать. 7 Нпр t0 + tН Ниспр 8 9 Рис. 6.5. Расчет исправленной высоты полета Пример. Нпр = 900м; t0 = +5°. Определить исправленную высоту полета. Решение 1 Определяем температуру воздуха на высоте полета: tн = t0 – 6.5°·Н(км)= +5 – 6,5°·0.9= +5° – 6°= –1°. 2. Определяем сумму температур: t0 + tн = (+5°) + (–1°) = +4°. 2. Исправляем на НЛ-10М высоту полета на методическую температурную поправку и находим Ниспр = 930 м. Погрешности, вызываемые изменением рельефа местности. Они возникают потому, что высотомер показывает в полете барометрическую высоту, а не высоту над пролетаемой местностью (рис. 6.6). Поэтому показания высотомера будут расходиться с истинной высотой на значение высоты изменения рельефа местности относительно того уровня, давление которого установлено на высотомере. Эти погрешности учитываются при расчете истинной и безопасной высоты полета. Поправку на рельеф местности определяет пилот, используя полетную карту. При расчете истинной высоты полета эту поправку алгебраически вычитают из абсолютной высоты, а при расчете приборной – прибавляют. 76 1200 м 1200 м Нист Нист Раэр = 760 мм рт. ст. Нр Набс Средний уровень моря Рис. 6.6. Погрешность от изменения рельефа местности 6.4. Уровни начала отсчета относительной (барометрической) высоты Высота (эшелон) полета определяется и выдерживается летным экипажем по барометрическому высотомеру с учетом поправок. Чтобы высотомер мог измерить высоту, ему необходимо задать уровень начала отсчета, т.е. установить давление, которое будет соответствовать нулю высоты. Сразу возникает вопрос, что принять за ноль. Можно принять высоту аэродрома, можно средний уровень моря, но ни то ни другое не подойдет для длительных перелетов на большие расстояния. Поскольку атмосферное давление — величина переменная, крайне важно чтобы на высотомере было установлено актуальное давление, в противном случае реальная высота может значительно отличаться от отображаемой на приборе, что прямо угрожает безопасности полета. Авиационные нормативные документы строго указывают, в каких случаях какой уровень начала отсчет высоты следует использовать. Барометрический высотомер показывает высоту относительно уровня той изобарической поверхности, давление которой установлено на высотомере. В гражданской авиации высоты отсчитываются от изобарических поверхностей соответствующих следующим видам давления [11]: 1. Стандартное атмосферное давление Р= 760 мм рт. ст. (1013.2 гПа). Общепринятое международное обозначение QNE. Это условное обозначение используется в радиотелефонных переговорах пилота с диспетчерской службой организации воздушного движения. Это давление используется в полетах по 77 маршруту по правилам полетов по приборам (ППП). Стандартное атмосферное давление – это постоянное число, соответствующее давлению на уровне моря в условиях стандартной атмосферы. 2. Давление аэродрома Раэр. Общепринятое международное обозначение QFE. Это давление используется в Российской Федерации при взлете и посадке ВС. В большинстве случаев под давлением аэродрома понимается давление на уровне контрольной точки аэродрома или рабочего порога ВПП, с которого воздушное судно взлетает или садится. 3. Давление аэродрома, приведенное к среднему уровню моря по стандартной атмосфере. Обозначается как QNH аэродрома. Это давление используется в международной аэронавигации при взлете и посадке вместо QFE. При установке этого давления на аэродроме высотомер будет показывать превышение (абсолютную) высоту аэродрома. 4. Минимальное из приведенных к среднему уровню моря давлений в пределах района ЕС ОрВД (установленного участка района ЕС ОрВД). Обозначается как QNH минимальное района. В Российской Федерации по QNH минимальное района выполняются полеты по правилам визуальных полетов (ПВП) ниже нижнего эшелона (то есть на малых высотах) при полете по маршруту или в районе авиационных работ. Как правило, такие полеты выполняет легкомоторная авиация. Для выполнения полета по маршруту или в районе авиационных работ ниже нижнего эшелона пилоты устанавливают наименьшее из приведенных давлений по маршруту (или району работ) то есть самое маленькое. Оно и называется минимальным приведенным давлением. 6.5. Правила установки давления на шкале барометрического высотомера В связи с тем, что полеты на разных высотах и на разных этапах полета выполняются по различным давлениям, установлены строгие правила, определяющие когда, и в каком порядке и какое давление необходимо устанавливать на высотомере. 78 Это необходимо для того, чтобы все воздушные суда в определенном объеме воздушного пространства отсчитывали высоту от одного уровня. Правила установки давления на шкале барометрического высотомера устанавливаются Федеральными авиационными правилами [16]. Правила установки давления при полете по ППП состоят в следующем: 1. Перед взлетом с аэродрома на шкалах давлений барометрических высотомеров устанавливается QFE и проверяются показания всех высотомеров путем сравнения с отметкой «0» на высотомере. Если устанавливается QNH аэродрома (давление аэродрома приведенное к среднему уровню моря по стандартной атмосфере), то высотомеры должны показывать превышение (абсолютную высоту) аэродрома. 2. После взлета с аэродрома при пересечении высоты перехода на шкалах давлений барометрических высотомеров устанавливается стандартное атмосферное давление QNE. Высота перехода Нперех – это установленная высота для перевода шкалы давления барометрического высотомера на стандартное давление при наборе высоты. Высота перехода устанавливается для каждого аэродрома и публикуется в документах аэронавигационной информации. Она отсчитывается от уровня аэродрома, то есть является относительной высотой. Дальнейший набор высоты, горизонтальный полет на эшелоне, и снижение выполняются по стандартному атмосферному давлению 760 мм рт. ст. (QNE). 3. Перед заходом на посадку на аэродром перевод шкал давления барометрических высотомеров на QFE или QNH аэродрома производится при пересечении эшелона перехода. Контрольная высота – это значение высоты, которую должен показывать высотомер, находящийся на эшелоне перехода, после установки на нем давления аэродрома. После выполнения посадки на аэродроме на высотомерах должно быть нулевое значение высоты. 79 При установке давления QNH аэродрома при пересечении эшелона перехода после выполнения посадки на аэродроме высотомеры должны показывать превышение (абсолютную высоту) аэродрома. Эшелон перехода Нэш.перех – это установленный эшелон полета для перевода шкалы давления барометрического высотомера со стандартного давления на давление аэродрома или минимальное атмосферное давление, приведенное к уровню моря по стандартной атмосфере. Высота эшелона перехода отсчитывается от уровня изобарической поверхности 760 мм рт. ст. Эшелон перехода публикуется в документах аэронавигационной информации. Он может быть постоянным для данного аэродрома, может зависеть от величины атмосферного давления на аэродроме, может не иметь фиксированного значения, но каждый раз сообщается летному экипажу диспетчером. Диапазон высот между высотой перехода и эшелоном перехода называется переходным слоем. Горизонтальный полет в переходном слое запрещен, его можно только пересекать в наборе или снижении. Это требование необходимо для обеспечения безопасности полетов, потому что диспетчеру трудно обеспечить вертикальный интервал между вылетающими и производящими снижение воздушными судами. Правила установки давления при полете по ПВП состоят в следующем: Если полет будет выполняться не на эшелоне по стандартному атмосферному давлению 760 мм рт. ст., а ниже нижнего безопасного эшелона по минимальному из приведенных к среднему уровню моря давлений в пределах района ЕС ОрВД т.е. QNH минимальное района, то взлет также выполняется по давлению аэродрома QFE (или QNH аэродрома), а QNH района устанавливаются на шкалах давления высотомеров при выходе ВС из зоны взлета и посадки (аэродромного круга полетов), то есть примерно на удалении 25-30 км от аэродрома. В документах аэронавигационной информации могут быть опубликованы и конкретные рубежи установки давления. 80 Полет по маршруту (району авиационных работ) выполняется по QNH минимальное района значение которого предоставлено метеорологическими службами во время предполетной подготовки. При входе в зону взлета и посадки аэродрома назначения (или при пересечении опубликованного рубежа) на шкалах давления высотомеров устанавливается давление аэродрома QFE (или QNH аэродрома). Основные принципы и правила ИКАО по установке барометрических шкал высотомеров. В мире существуют общепринятые процедуры и правила, разработанные для создания и поддержания безопасности полётов. Достижение максимальной безопасности является самой приоритетной задачей в авиации. Одной из таких процедур является процедура выставления давления на высотомерах. Выполение полетов по давлению, приведенному к среднему уровню моря - QNH. Данная процедура имеет ряд преимуществ, например: - полеты с использованием давления QNH выполняются как в районе аэродромов, так и за их пределами, независимо от правил полетов по приборам или визуально; - пилоты имеют возможность контролировать соблюдение безопасных высот пролета препятствий в районе аэродрома; - использование давления QNH позволяет сделать единую для государства абсолютную высоту перехода и эшелон перехода и др. преимущества. В документе ИКАО «Правила аэронавигационного обслуживания. Организация воздушного движения» (Doc 4444 PANS-ATM) приведены термины: Абсолютная высота перехода (TA –Transition Altitude) – абсолютная высота, на которой или ниже которой положение воздушного судна в вертикальной плоскости даётся в величинах абсолютной высоты. Эшелон перехода (TRL - Transition Level) – самый нижний эшелон полета, который может быть использован для полета выше абсолютной высоты перехода. 81 Эшелон полета – поверхность постоянного атмосферного давления, отнесенная к установленной величине давления 1013.2 гектопаскаля и отстоящая от других таких поверхностей на величину установленных интервалов давления. Переходный слой (TL - Transition Layer) – воздушное пространство между абсолютной высотой перехода и эшелоном перехода. Основные принципы ИКАО определяющие систему выдерживания высот полета и метод установки барометрических шкал высотомеров приведены в документе «Правила аэронавигационного обслуживания. Производство полетов воздушных судов. Том I Правила производства полетов» (Doc 8168 OPS/611) и заключаются в следующем: При полете по маршруту барометрическая шкала высотомера устанавли- вается на давление 1013.2 гПа (QNE) и положение воздушного судна в вертикальной плоскости определяется эшелонами полета. В районе аэродрома ниже эшелона перехода барометрическая шкала вы- сотомера устанавливается на давление аэродрома или рабочего порога ВПП, приведенное к среднему уровню моря (QNH), положение воздушного судна в вертикальной плоскости определяется абсолютной высотой полета. Изменение системы отсчета от эшелонов к абсолютной высоте и наобо- рот происходит на абсолютной высоте перехода (ТА) при наборе высоты и на эшелоне перехода (TRL) при снижении. При заходе на посадку сохранение минимальной безопасной высоты про- лета над препятствиями осуществляется по высотомеру, барометрическая шкала которого установлена на давление аэродрома или рабочего порога ВПП, приведенного к среднему уровню моря (QNH). По желанию пилота может быть рассчитано и установлено на барометрической шкале высотомера давление аэродрома или рабочего порога ВПП (QFE). Правила использования высотомеров заключаются в следующем: 1. Положение воздушного судна в вертикальной плоскости, когда они находятся на абсолютной высоте перехода (ТА) и ниже, выражается в высотах аб82 солютной высоты, в то время как положение ВС, находящихся на эшелоне перехода (TRL) и выше, выражается через эшелон полета. Во время прохождения переходного слоя положение в вертикальной плоскости при наборе высоты выражается через эшелоны полета, а при снижении - в величинах абсолютной высоты. 2. Установка высотомеров по QNH сообщается на борт ВС в разрешении на руление перед взлетом. Положение воздушного судна в вертикальной плоскости при наборе высоты определяется в величинах абсолютных высот до высоты перехода, и в эшелонах полета - выше высоты перехода. 3. Данные для установки высотомера по QNH передаются на борт воздушного судна при выдаче разрешения на заход на посадку или разрешения на вход в аэродромный круг полетов. Положение воздушного судна в вертикальной плоскости при заходе на посадку контролируется по эшелонам полета до достижения эшелона перехода, а после его пересечения - абсолютной высотой. Для обеспечения запаса высоты над рельефом местности летный экипаж может использовать установку высотомера по QFE. Значение QFE может быть запрошено дополнительно после выхода ВС на посадочную прямую или рассчитано по значению QNH. 6.6. Вертикальное эшелонирование Под эшелонированием понимается рассредоточение воздушных судов в пространстве на безопасные интервалы для предотвращения столкновения их друг с другом. При выполнении полетов предотвращение опасных сближений воздушных судов в полете достигается выдерживанием установленных маршрутов, контролем со стороны органов управления полетами за движением воздушных судов и соблюдением правил эшелонирования. Под опасным сближением понимается ситуация в полете, когда расстояние между воздушными судами оказалось меньше установленного интервала эшелонирования. 83 Федеральными правилами использования воздушного пространства Российской Федерации (ФАП-138) установлены три вида эшелонирования: вертикальное, боковое и продольное. Для каждого из них установлены интервалы эшелонирования, определяющие допустимое расстояние между воздушными судами. В данной главе рассматривается только вертикальное эшелонирование. Вертикальное эшелонирование. Интервалы вертикального эшелонирования представляют собой минимальные расстояния по вертикали между заданными траекториями полета. В полете из-за неточного измерения и выдерживания высоты разность высот между воздушными судами может оказаться и больше, и меньше интервала эшелонирования. Интервалы (нормы) эшелонирования назначены с учетом того, чтобы даже при случайных отклонениях воздушные суда не столкнулись друг с другом. Воздушные суда, выполняющие полеты по стандартному атмосферному давлению 760 мм рт. ст., имеют право выполнять горизонтальный полет только на фиксированных высотах или эшелонах полета. Все эшелоны являются барометрическими высотами, измеренными по стандартному атмосферному давлению 760 мм рт. ст. (1013.2 гПа). В воздушном пространстве Российской Федерации установлена полукруговая система эшелонирования. Направление полета определяется по направлению линии заданного пути – в зависимости от истинного путевого угла (рис. 6.7). При ЗИПУ от 0º до 179º эшелоны не четные (odd), а при ЗИПУ от 180º до 359º эшелоны четные (even). В воздушном пространстве Российской Федерации устанавливаются следующие минимальные интервалы вертикального эшелонирования, рис. 6.7: а) от эшелона перехода до эшелона полета 410 включительно 1000 фут (300 м) - между воздушными судами, допущенными к полетам с применением RVSM; б) воздушные суда не допущенные к полетам с применением RVSM или потерявшие такой статус – 2000 фут (600 м). Кроме того интервал 1000 фут (600 м) выдерживается: 84 - между государственными и экспериментальными воздушными судами, не допущенными к полетам с применением RVSM, и любыми другими воздушными судами; - между государственными и экспериментальными воздушными судами, выполняющими полет в составе группы, и любыми другими воздушными судами; - между воздушным судном, внезапное ухудшение работы оборудования которого не обеспечивает выдерживания заданного эшелона полета, и любыми другими воздушными судами; Рис. 6.7. Система вертикального эшелонирования РФ 85 - между воздушным судном, попавшим в зону сильной турбулентности, вызванной метеорологическими условиями или спутным следом, непосредственно влияющей на способность воздушного судна выдерживать заданный эшелон полета, и любыми другими воздушными судами; - между воздушным судном, выполняющим полет с отказавшей радиосвязью, и любыми другими воздушными судами. Вход в воздушное пространство от эшелона полета 290 до эшелона полета 410 воздушным судам (кроме государственных и экспериментальных воздушных судов), не допущенных к полетам с применением RVSM, запрещен; в) выше эшелона полета 410 – 600 м. 6.7. Безопасные высоты полета Безопасная высота полета – высота полета, исключающая столкновение воздушного судна с земной (водной) поверхностью или препятствиями на ней. Предотвращение столкновений воздушных судов с наземными препятствиями достигается выполнением полетов на высотах не менее безопасной высоты. Безопасные высоты полета, необходимые для выполнения полета, рассчитываются членом летного экипажа в процессе предполетной подготовки по специальной методике установленной авиационными нормативными документами. Методика расчета безопасных высот полета. Методика расчета безопасных высот полета установлена приложением №1 к Федеральным авиационным правилам полетов в воздушном пространстве Российской Федерации [6]. Из всего перечня рассчитываемых безопасных высот указанных в приложении №1 рассмотрим расчет безопасных высот полета необходимых для выполнения полета: 1. Расчет безопасной высоты полета ниже нижнего (безопасного) эшелона: Н ниж(без) эш Нист Н рел Н преп Нt , 86 где: Н ист – установленное значение истинной высоты полета над наи- высшим препятствием (запас высоты над препятствием) при полетах ниже нижнего эшелона по ПВП, ППП (100 м, 200 м, 300 м, 600 м); а) над равниной или холмистой местность и водным пространством: на скоростях 300 км/ч и менее – 100 м; на скоростях более 300 км/ч – 200 м; б) в горной местности: горы 2000 м и менее – 300 м; горы выше 2000 м – 600м. Н рел – значение абсолютной высоты наивысшей точки рельефа местности на участке маршрута (МВЛ) в пределах их ширины при полетах по ПВП, а при полетах по ППП – в полосе шириной 50 км (по 25 км в обе стороны от оси маршрута или МВЛ); Н преп – максимальное значение превышения препятствий (естественные и искусственные) над наивысшей точкой рельефа местности на участке мар- Н рел ; шрута (МВЛ) в пределах полосы учета Н t – значение методической температурной поправки высотомера, ко- торое учитывается при расчете на НЛ-10М или определяется по формуле согласно пункту 1 настоящей Методики, при условии, что духа у земли в точке минимального давления, а Выбор истинной высоты полета Н ист t 0 – температура воз- Ниспр Нист Нрел Нпреп . при расчете безопасной высоты полета ниже нижнего (безопасного) эшелона зависит не только от скорости полета, но и от характера местности по маршруту полета. Характер местности принято определять по относительному превышению рельефа, которое представляет собой разность между наибольшей и наименьшей высотами рельефа местности в радиусе 25 км. 87 Местность равнинная – местность с относительными превышениями рельефа не менее 200 м в радиусе 25 км. Местность холмистая – местность с пересеченным рельефом и относительными превышениями рельефа от 200 м до 500 м в радиусе 25 км. Местность горная – местность с пересеченным рельефом и относительными превышениями рельефа 500 м и более в радиусе 25 км, а также местность с абсолютной высотой рельефа 1000 м и более. 2. Расчет нижнего (безопасного) эшелона полета: НБэш Нист Нрел Нпреп (760 Рмин.прив) 11 Нt , где: Н ист – установленное значение истинной высоты полета над наи- высшим препятствием (запас высоты над препятствием) (600 м); Н рел – значение абсолютной высоты наивысшей точки рельефа местности над уровнем моря в пределах: ширины маршрута (участка маршрута), ВТ при полете по ПВП; полосы шириной 50 км (по 25 км от оси маршрута, ВТ) при полете по ППП; Н преп – максимальное значение превышения препятствий (естественные и искусственные) над наивысшей точкой рельефа местности в пределах полосы учета Н рел ; Рминприв – значение минимального атмосферного давления по маршруту (участку маршрута), ВТ за пределами района аэродрома, приведенное к уровню моря и времени полета с учетом барометрической тенденции; Н t – значение методической температурной поправки высотомера, ко- торое учитывается при расчете на НЛ-10М или определяется по формуле согласно пункту 1 настоящей Методики, при условии, что t0 – температура воздуха у земли в наивысшей точке рельефа местности, а Ниспр Нист Нрел Нпреп (760 Рмин.прив) 11 . 88 Глава 7. СКОРОСТЬ ПОЛЕТА Скорость полета - скорость движения ВС относительно воздушной среды или относительно земной поверхности. Прибор, измеряющий скорость полета называется указатель скорости. Скорость полета измеряется в км/ч или в узлах (knots). Один узел это одна морская миля в час или 1852 м в час. 1 kn = 1nm/h =1.852 км/ч. На практике перевод скорости из узлов в км/час производят по правилу: «Скорость в узлах умножь на два и вычти 10%». Пример.V=15узлов. Решение. V= 15x2 – 3 (10%)= 27 км/ч. Перевод скорости из км/час в узлы производят по правилу: «Скорость в км/ч раздели на два и прибавь 10%». Пример.V=20км/ч. Решение. V= 20:2 + 1 (10%)= 11 узлов. 7.1. Классификация скоростей Виды скоростей. В аэронавигации основными видами скоростей являются воздушная и путевая скорости. Воздушная скорость (V) – скорость полета воздушного судна относительно воздушной среды. Общий принцип измерения воздушной скорости основан на измерении скоростного напора воздуха q. Под скоростным напором понимают разность полного и статического давлений, воспринимаемых приемником воздушных давлений (ПВД) при полете ВС. Скоростной напор q = ρV2/2. Из формулы видно, что он зависит от плотности воздуха на высоте полета и квадрата скорости. Поэтому по замеренному скоростному потоку можно определить истинную воздушную скорость Vи = 2 / q . На воздушных судах гражданской авиации применяются указатели воздушной скорости двух типов: указатель скорости типа УС (УС-250, УС-350) и комбинированный указатель скорости типа КУС (КУС-730/1100, КУС-1200 и др.). Указатели первого типа (имеют одну стрелку, указывающую приборную скорость) устанавливаются на 89 вертолетах и самолетах 4-го класса, а второго типа (имеют две стрелки, указывающие приборную и истинную скорости) – на самолетах 1-го – 3-го классов. Воздушная скорость подразделяется на: приборную скорость и истинную воздушную скорость. В полете пилот по указателю скорости отсчитывает приборную скорость Vпр ее международное обозначение IAS (Indicatod Air Speed). После ввода в приборную скорость Vпр (IAS) инструментальной и аэродинамической поправок полученная скорость будет называться индикаторной земной скоростью Vинд.зем или CAS (Calibrator Air Speed). Приборная скорость Vпр (IAS) является скоростью, которая непосредственно связана со скоростным напором, от нее зависят действующие на воздушное судно аэродинамические силы. Поэтому, как правило, именно в виде индикаторной земной скорости в РЛЭ указаны ограничения по скоростям. Слово «земная» в ее названии напоминает, что она определена в предположении, что плотность воздуха соответствует плотности у земли (на уровне моря в стандартной атмосфере). Если в индикаторную земную скорость Vинд.зем (CAS) ввести поправку на изменение сжимаемости, то получится индикаторная скорость Vинд или EAS (Equivalent Air Speed). В этой скорости учтено, что сжимаемость воздуха на высоте уже другая, отличная от сжимаемости у земли. И, наконец, если в индикаторную скорость Vинд (EAS) ввести методическую поправку на изменение плотности воздуха, то получиться истинная воздушная скорость Vи или TAS (True Air Speed). Истинная воздушная скорость Vи (EAS) – действительная скорость, с которой ВС движется относительно окружающего воздуха за счет тяги двигателя (двигателей). Знание этой скорости необходимо для навигационных целей. Путевая скорость W ее международное обозначение GS (Ground Speed) – скорость горизонтального полета воздушного судна относительно земли. Она зависит от воздушной скорости, скорости и направления ветра. Ее можно рассчитать или измерить с помощью технических средств навигации. 90 7.2. Погрешности указателей скорости Указатель скорости имеет инструментальные, аэродинамические и методические погрешности. Инструментальные погрешности ΔVи. Это погрешности, которые возникают из-за несовершенства конструкции прибора, и неточности его регулировки. Причинами инструментальных погрешностей являются неточность изготовления механизмов указателя, износ деталей, потеря упругих свойств анероидной коробки, люфты и так далее. Они определяются при лабораторной проверке путем сличения показаний указателя скорости с показаниями точного выверенного прибора, заносятся в график или таблицу и учитываются при расчете скорости. Таблицы инструментальных погрешностей помещаются в кабине ВС. Аэродинамические погрешности ΔVа. Это погрешности, которые возникают в результате неточного измерения полного и особенно статического давления в зоне установки приемника воздушного давления. Они определяются один раз при летных испытаниях и публикуются в Руководстве по летной эксплуатации ВС и заносятся в специальный график или таблицу. Аэродинамические погрешности одинаковы для всех ВС одного типа. На некоторых типах воздушных судов для упрощения учета поправок указателя скорости составляются таблицы суммарных поправок ΔVΣ. Погрешности от изменения сжимаемости воздуха ΔVсж. Они возникают вследствие изменения сжимаемости воздуха на высоте полета относительно сжимаемости воздуха на уровне моря, принятой при тарировке шкалы указателя скорости. На малых скоростях и высотах сжимаемость воздуха незначительна. С увеличением скорости и высоты полета сжимаемость возрастает, что приводит к увеличению плотности воздуха а, следовательно, и скоростного напора, вызывающего завышение показаний указателя скорости. При расчете истинной воздушной скорости поправку на изменение сжимаемости воздуха алгебраиче- 91 ски прибавляют к приборной скорости, а при определении приборной скорости – наоборот. При скоростях полета до 400 км/ч и высотах до 3000 м поправка на изменение сжимаемости воздуха незначительна, и ею можно пренебречь. Погрешности от изменения плотности воздуха ΔVм. Они возникают вследствие несовпадения стандартной массовой плотности воздуха ρ = 0.125 кг·с2/м4, которая бывает на уровне моря и которая положена в основу тарировки шкалы указателя скорости, с плотностью воздуха на высоте полета. По мере увеличения высоты, плотность воздуха уменьшается, поэтому показания указателя скорости будут меньше истинной воздушной скорости. В практике методическая поправка на изменение плотности воздуха учитывается с помощью НЛ-10М или расчетом в уме. 7.3. Расчет истиной воздушной скорости по показанию однострелочного указателя скорости Учет поправок к указателям скорости. Расчет истинной воздушной скорости в общем случае заключается в учете всех видов погрешностей (поправок): инструментальной, аэродинамической, поправки на изменение сжимаемости воздуха, поправки на изменение плотности воздуха. Все поправки учитываются в соответствии с общим правилом учета поправок в навигации: «Если от приборных значений переходим к истинным, то поправки прибавляются со своим знаком, а если переходим от истинных значений к приборным, то вычитаются». Инструментальные и аэродинамические поправки учитываются с помощью бортовых таблиц, составленных для каждого бортового указателя скорости. Поправка на изменение сжимаемости воздуха может быть определена с помощью таблицы 7.1 [11]. После внесения в приборную скорость инструментальной, аэродинамической поправок и поправки на изменение сжимаемости воздуха будет получена индикаторная скорость Vинд. Во многих отечественных методических пособиях ее еще называют Vпр.испр. При расчете истинной воз92 душной скорости поправку на изменение плотности воздуха ΔVм учитывают в последнюю очередь. Таблица 7.1 Поправки к указателю скорости на изменение сжимаемости воздуха (ΔVсж, км/ч) Высота полета, м 2000 4000 6000 8000 10000 12000 300 1 2 3 4 6 9 Скорость по прибору V, км/ч 400 500 600 700 800 2 3 4 7 9 4 6 10 16 23 6 11 18 27 39 9 17 28 41 53 13 24 40 56 80 19 34 56 78 98 Поправка на изменение плотности воздуха ΔVм учитывается с помощью НЛ-10М. Для ее определения необходимо знать барометрическую высоту полета и фактическую температуру на высоте. Ключ для расчета показан на рис. 7.1. Vи tн 11 12 Vпр.испр Н760 пр 14 15 Рис. 7.1. Учет методической поправки на изменение плотности воздуха Приближенно поправку ΔVм можно рассчитать в уме. Такой расчет позволяет оценивать правильность инструментальных вычислений и предотвращать в них грубые ошибки. Чтобы выполнить приближенный расчет воздушной скорости в уме необходимо запомнить методические поправки к указателю скорости на основных высотах полета. Эти поправки указаны в процентах от высоты полета и приведены в таблице 7.2 [11]. Таблица 7.2 Методические поправки к указателю скорости Нпр, км ΔVм, % 1 5 2 10 3 15 4 20 5 25 6 30 7 40 8 50 9 60 10 70 При расчете истинной воздушной скорости методическая поправка прибавляется к приборной скорости, а при определении приборной скорости – вы93 читается из истинной воздушной скорости. Нельзя забывать, что это только приближенный метод расчета. Значения методических поправок округлены для удобства расчета и определены для температуры в стандартной атмосфере. Расчет истинной воздушной скорости по показанию однострелочного указателя скорости. Истинная воздушная скорость по показанию однострелочного указателя скорости рассчитывается по формуле: Vи = Vпр + ΔVи + ΔVа + ΔVсж + ΔVм, где: Vпр – показания широкой стрелки однострелочного указателя (приборная скорость); ΔVи – инструментальная поправка; ΔVа – аэродинамическая поправка; ΔVсж – поправка на изменение сжимаемости воздуха; ΔVм – методическая поправка на изменение плотности воздуха. Пример. Н = 1000 м; tн = +10°; Vпр = 170 км/ч; ΔVи = +8 км/ч; ΔVа = +2 км/ч. Определить истинную воздушную скорость. Решение. 1. Исправляем показания указателя скорости на инструментальную и аэродинамическую поправки. Поправкой ΔVсж пренебрегаем, поскольку она для данного примера менее 1 км/ч (см. табл. 7.1): Vпр.испр = Vпр + ΔVи + ΔVа = 170 + (+8 ) + (+2) = 180 км/ч. 2. Учитываем на НЛ-10М методическую поправку указателя скорости на изменение плотности воздуха (рис. 7. 1) и находим истинную воздушную скорость: Vи = 190 км/ч. Для сравнения учтем эту же поправку и другим способом – путем расчета в уме. Из таблицы 7.2 видим, что ΔVм составляет 5% от Vпр.испр, т.е. примерно 9 км/ч. Соответственно истинная скорость будет равна 180 + 9 = 189 км/ч. Расчет приборной скорости. Иногда пилоту требуется решить задачу, обратную той, которая приведена была выше. Необходимо определить такое значение приборной скорости (показание широкой стрелки) при которой будет обеспечена требуемая истинная скорость полета. Приборная скорость по показанию однострелочного указателя скорости рассчитывается по формуле: Vпр = Vи – ΔVм – ΔVсж – ΔVа – ΔVи. Как видно из формулы, приборную скорость определяют в порядке, обратном расчету истинной воздушной скорости. При этом на НЛ-10М использу94 ют те же шкалы, что и в предыдущей задаче. Пример. Н = 1500 м; tн = –10°; Vи = 180 км/ч; ΔVи = +4 км/ч; ΔVа = –2 км/ч. Определить приборную скорость. Решение. 1. Исправляем с помощью НЛ-10М истинную скорость на методическую поправку вследствие изменения плотности воздуха, используя ключ в обратную сторону и находим Vпр.испр = 172 км/ч. 2. Поправкой ΔVсж пренебрегаем, поскольку она для данного примера менее 1 км/ч (см. табл. 7.1). 3. Рассчитываем приборную скорость: Vпр = Vпр.испр – ΔVа – ΔVи = 172 – (–2) – (+4) = 170 км/ч. 95 Глава 8. ВЛИЯНИЕ ВЕТРА НА ПОЛЕТ ВОЗДУШНОГО СУДНА Воздушные массы перемещаются как в горизонтальном направлении параллельно земной поверхности, так и в вертикальном, меняя свою высоту. Конечно, и вертикальное перемещение воздуха имеет для авиации важное значение и может быть опасным. Например, попадание ВС в нисходящий воздушный поток может привести к резкой потери высоты и столкновению с земной поверхностью. Но аэронавигация рассматривает главным образом горизонтальное перемещение воздуха и влияние его на траекторию ВС. 8.1. Ветер и его характеристики Полное безветрие (штиль) явление очень редкое. Обычно в каждом полете воздушное судно подвергается воздействию ветра. Для правильного решения различных задач аэронавигации, связанных с выполнением полетов, необходимо знать, в чем конкретно выражается влияние ветра на полет ВС. Безопасность взлета и посадки, длина разбега и пробега воздушного судна, время полета по маршруту и расход топлива зависят от ветра. Ветер – горизонтальное движение воздушных масс относительно земной (водной) поверхности. Причиной его возникновения является неравномерное распределение атмосферного давления в горизонтальной плоскости. Ветер характеризуется направлением и скоростью. Эти характеристики изменяются по времени, месту и высоте. В авиационной метеорологии и в аэронавигации применяют различные правила указания направления ветра. Существуют два понятия о направлении ветра: метеорологическое и навигационное (рис. 8.1). Метеорологическое направление ветра (δи) – угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана и направлением из точки, откуда дует ветер. Отсчитывают его по часовой стрелке от 0 до 360°. Направление ветра на АМСГ принято указывать с округлением до ближайшего десятка. Для пилотов, производящих взлет и посадку, принято давать метеорологическое на96 правление ветра у земли (δ0), на высоте 100 м (δ100) и на высоте круга (δкр) относительно магнитного меридиана, которое обозначают буквой δ. В этом случае при передаче авиапогоды перед значением направления ветра, выраженного в градусах, указывается слово «магнитный» [9]. Полученное на АМСГ направление ветра на высотах маршрута полета дается относительно истинного меридиана, которое пилот при необходимости переводит в направление, отсчитанное относительно магнитного меридиана по формуле: δ = δи – ΔМ. См Си ΔМ δн Куда дует ветер Откуда дует ветер δи δ Рис. 8.1. Метеорологическое и навигационное направление ветра Навигационное направление ветра – угол, заключенный между северным направлением меридиана и направлением перемещения воздушной массы (куда дует ветер). Отсчитывают его по часовой стрелке от 0 до 360°. В общем случае навигационное направление ветра может отсчитываться от любого из используемых в навигации меридианов (истинного – δн.и, магнитного – δн.м, опорного – δн.о). Но чаще всего под навигационным направлением ветра понимают направление, измеряемое от магнитного меридиана, так как путевые углы участков маршрута на карте, посадочные путевые углы и многие другие величины являются магнитными. Перевод метеорологического направления ветра в навигационное направление относительно магнитного меридиана и обратно выполняют по формулам: δн = δ ± 180°; δ = δн ± 180°. Скорость ветра (U) – скорость движения воздуха относительно земной поверхности. Ее измеряют в километрах в час или в метрах в секунду. Перевод единиц 97 скорости на НЛ-10М показан на рис. 5.2. Для перевода скорости ветра в уме, необходимо скорость ветра в м/с умножить на 4 и из полученного произведения вычесть его десятую часть. Эта разность будет соответствовать скорости ветра в км/ч. Пример. Скорость ветра U = 10 м/с перевести в км/ч. Решение. U (км/ч) = U (м/с)·4 – 0.1(U (м/с) ·4) = 10·4 – 4 = 36 км/ч. 8.2. Навигационный треугольник скоростей и его элементы Относительно воздуха самолет перемещается в направлении своей продольной оси с воздушной скоростью. В тоже время он вместе с воздухом переносится со скоростью ветра в ту сторону, куда дует ветер. Таким образом, ветер изменяет направление и скорость движения ВС относительно земной поверхности. Следовательно, самолет относительно земной поверхности движется по равнодействующей образованной векторами воздушной скорости и скорости ветра. Навигационный треугольник скоростей (НТС) – векторный треугольник, образованный векторами воздушной скорости, скорости ветра и путевой скорости (рис. 8.2) [9]. См ЗМПУ (ФМПУ) А КУВ V МК U δн УС О δ УВ УВ W С В КУВ U Рис. 8.2. Навигационный треугольник скоростей и его элементы 98 В реальных условиях вектора V , U , W , как правило, имеют определенный угол наклона к горизонту, что вызывает неудобства при их рассмотрении в пространстве. В авиационной практике принято пользоваться проекциями указанных векторов на горизонтальную плоскость. В НТС вектор V определяется курсом и воздушной скоростью, вектор U – направлением и скоростью ветра, вектор W – путевым углом и путевой скоростью. На рис 8.2 направление векторов в НТС дано относительно магнитного меридиана, так как он в настоящее время имеет наибольшую значимость при выполнении полетов. Элементами НТС являются: МК – магнитный курс ВС; V – воздушная скорость; МПУ – магнитный путевой угол (может быть заданным – ЗМПУ или фактическим – ФМПУ); W – путевая скорость; δн – навигационное направление ветра; U – скорость ветра; УС – угол сноса; УВ – угол ветра; КУВ – курсовой угол ветра. Фактический магнитный путевой угол (ФМПУ) – угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана и линией фактического пути. Отсчитывают его от северного направления магнитного меридиана до ЛФП по ходу часовой стрелки от 0 до 360°. Угол сноса (УС) – угол, заключенный между продольной осью ВС и линией пути. Отсчитывают его от продольной оси ВС до линии пути вправо со знаком «плюс» и влево со знаком «минус». Угол сноса может быть расчетным и фактическим. Расчетный угол сноса (УСр) отсчитывается до ЛЗП, а фактический угол сноса (УСф) до ЛФП. Угол ветра (УВ) – угол, заключенный между линией пути (заданной или фактической) и направлением навигационного ветра. Его отсчитывают от линии пути до направления ветра по ходу часовой стрелки от 0 до 360°. Курсовой угол ветра (КУВ) – угол, заключенный между продольной осью ВС и направлением навигационного ветра. Отсчитывают его от продольной оси ВС до направления навигационного ветра по ходу часовой стрелки от 0 до 360°. Элементы НТС находятся в определенной зависимости между собой: МК = ЗМПУ – УС; УВ = δ ± 180° – ЗМПУ; 99 ФМПУ = МК + УС; КУВ = УВ + УС; УС = ФМПУ – МК; δ = ФМПУ + УВ ± 180°; W = ОС + СВ = V cosУС + U cosУВ. Углы сноса обычно небольшие, а косинусы малых углов близки к единице. Поэтому, приняв соsУС = 1, получим W ≈ V + U cosУВ. Указанные выше зависимости используются для выполнения навигационных расчетов при подготовке к полету и при выполнении полетов. 8.3. Зависимости УС и W от изменения угла ветра, скорости ветра и воздушной скорости В авиационной практике важно знать, какое влияние на УС и W оказывают изменения параметров ветра и пилотажного режима полета. Зависимость УС и W от изменения УВ. В общем случае изменение направления ветра или направления полета можно рассматривать, как изменение УВ. Предположим, что воздушная скорость и скорость ветра неизменны. Отложим из точки О (см. рис. 8.3) в определенном масштабе вектор V . Из конца этого вектора (точка А) опишем окружность радиусом, равным скорости ветра, в том же масштабе. Если соединить точку О с любой точкой окружности, то получим вектор W для данного УВ. Перемещая вектор U по ходу часовой стрелки, добиваются последовательного изменения УВ от 0 до 360°. При этом из рис. 8.3 можно увидеть, что УС и W зависят от УВ следующим образом: - при УВ = 0° (ветер попутный) УС = 0, а W = V + U; - при увеличении УВ от 0 до 90° УС увеличивается, а W уменьшается; - при УВ = 90° (ветер боковой) УС максимальный, а W ≈ V. При строго боковом ветре W принимают примерно равной V, но фактически она меньше ее. Эта разница тем больше, чем больше скорость ветра; - при увеличении УВ от 90 до 180° УС и W уменьшаются; - при УВ = 180° (ветер встречный) УС = 0, а W = V – U; - при увеличении УВ от 180 до 270° УС и W увеличиваются; 100 - при УВ = 270° (ветер боковой) УС максимальный, а W ≈ V; - при увеличении УВ от 270 до 360° УС уменьшается, а W увеличивается. U А U U U УВ= 270° V УВ= 90° W УВ= 180° W УСmax УСmax О Рис. 8.3. Зависимость УС и W от изменения УВ При решении навигационных задач необходимо ясно представлять, в какую сторону при данном УВ будет сноситься ВС ветром, и какова его путевая скорость. На рис 8.4 наглядно показаны правила зависимости УС и W от УВ. Запомнить эти правила на память не сложно: - при УВ 0 – 180° углы сноса положительные, а при УВ 180 – 360° углы сноса отрицательные; УВ= 0° УВ= 0° W>V – + УВ= 90° УВ= 270° УC УВ= 270° – + W<V W>V + + УВ= 90° W – – W<V УВ= 180° УВ= 180° Рис. 8.4. Правила зависимости УС и W от УВ - при УВ 270 – 0 – 90° путевая скорость больше воздушной скорости, а при УВ 90 – 180 – 270° W меньше V. 101 Пример. ЗМПУ = 150°; δ = 30°. Определить УС и дать качественную оценку путевой скорости. Решение. 1. Находим УВ: УВ = δ ± 180° – ЗМПУ = 150° + 180° – 30° = 300°. 2. Определяем знак УС и характер изменения W. Так как УВ = 300°, то УС отрицательный, а W больше воздушной скорости. Зависимость УС и W от изменения скорости ветра. Зависимость УС и W от изменения скорости ветра показана на рис. 8.5. Влияние изменений скорости ветра на УС и W оценивают по формулам: ΔУСU ≈ 60(sinУВ/V)ΔU; ΔWU = cosУВΔU. Из формул следует, что при УВ близких к 0 или 180°, небольшие изменения скорости ветра практически не влияют на УС и существенно сказываются на W, а при УВ, близких к 90 или 180°, изменение скорости ветра значительно влияют на УС и почти не влияют на W. В общем случае, при попутно-боковом ветре при увеличении скорости ветра УС и W увеличиваются, а при встречно боковом ветре при увеличении скорости ветра УС увеличивается, а W уменьшается. W u УВ2 U W2 УВ1 W1 ΔУСu УС1 УС2 U V Рис. 8.5. Зависимость УС и W от изменения скорости ветра Зависимость УС и W от изменения воздушной скорости. Зависимость УС и W от изменения V показана на рис. 8.6. Влияние изменений воздушной скорости на УС и W оценивают по формулам: ΔУСV ≈ 60(U/V2)·ΔV·sinУВ; ΔWV = ΔVcosУС ≈ ΔV. 102 W v W1 ΔУСv УС1 УС2 W2 U U V V Рис. 8.6. Зависимость УС и W от изменения воздушной скорости Из формул следует, что изменение воздушной скорости практически не вызывают изменения УС, особенно на больших скоростях полета (V2 в знаменателе), путевая скорость изменяется пропорционально изменению воздушной скорости. Однако указанное постоянство действительно только при изменении воздушной скорости в пределах до 20% относительно ее первоначального значения. При более значительном изменении V изменением УС пренебрегать нельзя. В общем случае, при увеличении воздушной скорости W увеличиваются, а УС уменьшается, а при уменьшении воздушной скорости W уменьшается, а УС увеличивается. Максимальный угол сноса. Из рис. 8.3 видно, что угол сноса достигает максимального значения при углах ветра 90 и 270°: sinУСmax = U/V, где U – скорость ветра; V – воздушная скорость ВС. При современных скоростях полета УС обычно составляет 10 – 20°. Известно, что синусы малых углов принимают равными самим углам, выраженным в радианах: sin 1° ≈ 1/60; sinУСmax = УСmax/60. Подставив вместо sinУСmax его значение УСmax/60, получим УСmax/60= U/V, откуда УСmax= U60/V. Из формулы следует, что угол сноса тем больше, чем меньше воздушная скорость ВС и чем больше скорость ветра. Максимальный угол сноса можно рассчитать с помощью НЛ-10М (рис. 8.7). 3 4 5 УСmax 90° U V Рис. 8.7. Расчет максимального угла сноса 103 Пример. V = 180 км/ч; U = 30 км/ч. Определить максимальный угол сноса. Решение. УСmax= U60/V = 30·60/180 = 10°. 8.4. Решение навигационного треугольника скоростей с помощью навигационной линейки и подсчетом в уме При решении НТС часто используется теорема синусов, которая гласит, что в любом треугольнике отношение стороны к синусу противолежащего угла есть величина постоянная. В этом треугольнике против УС лежит вектор ветра U, против УВ лежит вектор воздушной скорости V, а против вектора путевой скорости, лежит угол равный 180º – (УВ + УС) (см. рис. 8.8). Тогда: По формуле приведения синусов получим sin(180º – (УВ + УС)) = sin(УВ + УС). V УС 180° – (УВ + УС) U УВ W Рис. 8.8. Косоугольный треугольник скоростей Следовательно, приведенные выше отношения можно записать в виде: Эти отношения решаются с помощью НЛ-10М (рис. 8.9). 3 4 5 УС U УВ(α) УВ+УС (α ±УС) W V Рис. 8.9. Расчет УС и W 104 При этом необходимо помнить следующие правила: - при УВ от 0 до 180° УС положительные; - при УВ от 180 до 360° УС отрицательные; - при УВ больше 180° на НЛ-10М устанавливают значение, которым его дополняют до 360°, т.е. разность 360° – УВ; - при УВ = 0° W = V + U, а при УВ = 180° W = V – U. Для других значений УВ путевую скорость отсчитывают на НЛ-10М против суммы УВ + УС, при нахождении которой к УВ прибавляют абсолютное значение УС; - при УВ 5 – 175° используют шкалу синусов, а при УВ 0.5 – 5° и 175 – 179.5° используют шкалу тангенсов. Угол сноса для определения курса следования отсчитывают с точностью до 1°, а для точного определения W при УВ, близких к 0 и 180°, – с точностью до десятых долей градуса. Расчет УС и W на НЛ-10М. В основу расчета УС и W положена теорема синусов, которая решается с помощью НЛ-10М (см. рис. 8.9). После определения УС и W рассчитывают курс следования и время полета для заданного участка маршрута. Расчет этих элементов пилот выполняет в период предполетной подготовки по прогностическому ветру. Пример. Vи = 180 км/ч; ЗМПУ = 90°; δ = 315°; U = 40 км/ч; S = 41 км. Определить УС, W, МКсл и t. Решение. 1. Находим УВ = δ ± 180° – ЗМПУ = 315° – 180° – 90° = 45°. 2. Определяем УС и W с помощью НЛ-10М (см. рис. 8.9): УС = +9°; W = 205 км/ч. 3. Рассчитываем МКсл = ЗМПУ – УС = 90° – (+9°) = 81°. 4. Определяем с помощью НЛ-10М время полета: t = 0.12 мин. Рассмотренный выше способ расчета УС и W связан с механическим запоминанием зависимости этих элементов от УВ, что иногда является причиной грубых ошибок в расчетах. Поэтому в авиационной практике при расчете УС и W вместо УВ используют угол α – угол, под которым ветер дует к ЛЗП (см. рис. 8.10). Находят его путем сравнения направления полета с направлением ветра. 105 Отсчет этого угла производят от ЛЗП до направления ветра таким образом, чтобы он всегда был не больше 90°. При встречно- боковом ветре его отсчитывают от той части ЛЗП, которая направлена по полету, а при попутном ветре – от противоположной стороны. Отсчитанный таким образом угол α будет острым углом, а его значение будет находиться в диапазоне от 0 – 90°. См ЗМПУ ЛЗП α δ Рис. 8.10. Угол, под которым ветер дует к ЛЗП Расчет УС и W с помощью НЛ-10М по углу α производят по тому же ключу (см. рис. 8.9), что и расчет УС и W по УВ. Только на нем следует заменить УВ на угол α. Кроме того, путевую скорость при попутно-боковом ветре отсчитывают против суммы углов α + УС, а при встречно-боковом ветре – против разности этих углов α – УС. Пример. Vи = 180 км/ч; ЗМПУ = 90°; δ = 315°; U = 40 км/ч; S = 41 км. Определить УС, W, МКсл и t. Решение. 1. Находим α = 315° – 270° = 45° (рис. 8.10). 2. Определяем УС и W с помощью НЛ-10М (см. рис. 8.9, где вместо УВ используем угол α): УС = +9°; W = 205 км/ч. 3. Рассчитываем МКсл = ЗМПУ – УС = 90° – (+9°) = 81°. 4. Определяем с помощью НЛ-10М время полета: t = 0.12 мин. В практике полетов при достаточном опыте данный расчет производят в уме. Расчет УС и W в уме. В основу расчета угла сноса и путевой скорости положены формулы: УС = УСmax sinα; W = Vи cosУС ± Ucosα. 106 Так как угол сноса величина малая, то можно считать, что cosУС ≈ 1. Поэтому путевую скорость с достаточной точностью можно определять по упрощенной формуле: W = Vи ± Ucosα. Из приведенных формул видно, что для выполнения расчетов необходимо знать значения sinα и cosα. Запоминать значения cosα необязательно, так как известно, что cosα = sin(90º – α). Для острых углов значения синусов следующие: α, ° . . 0 sinα, ° . 0 6 12 18 24 0.1 0.2 0.3 0.4 30 37 45 54 64 >64 0.5 0.6 0.7 0.8 0.9 1 Пример. V = 180 км/ч; ЗМПУ = 90°; δ = 60°; U = 30 км/ч; S = 25 км. Определить УС, W, МКсл и t. Решение. 1. Находим α = ЗМПУ – δ = 90° – 60° = 30°. 2. Рассчитываем УСmax = U60/V = 30·60/180 = 10°. 3. Определяем УС = УСmax sinα = 10·0.5 = 5°. Так как ветер дует слева спереди, то УС положительный, а W<V. 4. Определяем W = V ± Ucosα = 180 – 30·0.9 = 153 км/ч. 5. Рассчитываем МКсл = ЗМПУ – УС = 90° – (+10°) = 80°. 6. Находим время полета. При W = 153 км/ч воздушное судно за 1 мин пролетает приблизительно 2.5 км. Тогда 25 км ВС пролетит за 10 мин. Используя эти данные, следует помнить, что в пределах от 0 до 30° синус изменяется как линейная функция, т.е. каждые 6° увеличения угла дают прирост синуса на 0.1. Для углов от 30 до 64° прирост синуса на 0.1 происходит соответственно через 7, 8, 9 и 10°. В некоторых случаях для выполнения расчетов в уме можно использовать зависимость УС и W от УВ, а не от угла α. При этом для удобства УВ берут через каждые 30°: УВ, ° ….. 0;180 30(330); 150(210) 60(300); 120(240) 90;270 УС, ° ….. 0 ±0.5 УСmax ±0.9 УСmax УСmax Vи ± 0.9U Vи ± 0.5U Vи W, км/ч .. Vи ± U Знание этих данных на позволяет быстро и правильно определять в уме УС и W. 107 Определение направления и скорости ветра по УС и W с помощью НЛ-10М. В авиационной практике широкое распространение получил способ определения ветра по УС и W, которые измерены на постоянном курсе и воздушной скорости полета. Кроме этих параметров, необходимо знать еще угол α – угол, под которым ветер дует относительно ЛФП. Рассмотрим, как определяется угол α. Из рис. 8.11 видно, что tg α = АВ/ВС. В треугольнике ОАВ сторона АВ = VsinУС. U С В α W УВ U УС О V А Рис. 8.11. Угол α, используемый при определении направления ветра Теперь определим, чему равен отрезок ВС = W – ОВ = W – VcosУС. Так как cosУС ≈ 1, то ВС = W – V = ΔU. Следовательно, tg α = (VsinУС)/ΔU. Для решения этой формулы на НЛ-10М приведем ее к виду: sinУС/ΔU = tg α/V. Решая на НЛ-10М это равенство (см. рис. 8.12), находим угол α, который принято измерять от 0 до ±90°. Угол α имеет тот же знак, что и УС. 3 4 5 УС α ΔU V Рис. 8.12. Расчет угла α Определив угол α, определяем на НЛ-10М скорость ветра (см. рис. 8.13). Направление ветра рассчитывают по формулам: δ = ФМПУ – α; δ = ФМПУ ± 180° + α. 108 3 4 5 УС α U U V Рис. 8.13. Расчет скорости ветра Первой формулой пользуются, когда W<V, т.е. при встречно-боковом ветре, а второй, когда W>V, т.е. при попутно-боковом ветре. Для правильного определения метеорологического направления ветра и его скорости следует помнить следующие правила: - при попутном ветре (УС = 0, α =0); δ = ФМПУ ± 180°; U = W – Vи; - при встречном ветре (УС = 0, α =0); δ = ФМПУ; U = Vи – W; - при боковом ветре (W = Vи, α = ± 90°); δ = ФМПУ – (±90°); - при встречно-боковом ветре (W<Vи); δ = ФМПУ – α; - при попутно-боковом ветре (W>Vи); δ = ФМПУ± 180° + α. Пример. Vи = 180 км/ч; МК = 60°; УС = + 6°; W = 150 км/ч. Определить направление и скорость ветра. Решение. 1. Находим ΔU = W – Vи = 150 – 180 = –30 км/ч. 2. Определяем угол α с помощью НЛ-10М (см. рис. 8.12): α = +32°; 3. Определяем скорость ветра с помощью НЛ-10М (см. рис. 8.13): U = 36 км/ч. 4. Рассчитываем ФМПУ и метеорологическое направление ветра: ФМПУ = МК + УС = 60° + (+6°) = 66°; δ = ФМПУ – α = 66° – (+32°) = 34°. Определение направления и скорости ветра по УС и W в уме. Сущность определения ветра данным способом состоит в расчете угла α по боковой и продольной составляющим ветра (см. рис. 8.14). V β Uб U α U W Рис. 8.14. Боковая и продольная составляющие ветра 109 Из рис. 8.14 видно, что боковая составляющая ветра влияет на УС, а продольная составляющая – на W. Боковую составляющую определяют по формуле Uб = К·УС, где К – коэффициент равный К = V/60. Продольную составляющую находят как разность между W и V, т.е. ΔU = W – V. Для определения угла α необходимо найти его тангенс: tg α = Uб/ΔU, а затем и сам угол, используя следующую зависимость: tgα .. 0 0.1 0.2 0.3 0.4 0.5 0.6 0.7 0.8 1 α, ° .. 0 5 10 15 20 25 30 35 40 45 Зависимость между тангенсом и углом запомнить не сложно, так как значения тангенса в пределах от 0 до 40° возрастают на 0.1 через каждые 5°. В тех случаях, когда tgα >1 следует, используя отношение ΔU/Uб определить угол β, а затем определить угол α по формуле α = 90° – β. При определении направления ветра используются те же формулы, что и при инструментальном расчете: δ = ФМПУ – α; δ = ФМПУ ± 180° + α. Скорость ветра находят по формуле: U = Uб/sin α. Пример. Vи = 180 км/ч; МК = 120°; УС = –2°; W = 210 км/ч. Определить направление и скорость ветра. Решение. 1. Находим продольную составляющую ветра:ΔU = W – Vи = 210 – 180 = +30 км/ч. 2. Вычисляем боковую составляющую ветра: Uб = К·УС; К = Vи/60 = 3; Uб = 8·2 = 16 км/ч. 3. Определяем угол α, под которым ветер дует к ЛФП: tgα = Uб/ΔU = 16/30 ≈ 0.5. Следовательно α = –25°. 4. Рассчитываем ФМПУ и метеорологическое направление ветра: ФМПУ = МК + УС = 120° + (–2°) = 118°; δ = ФМПУ ± 180° + α = 118° + 180° + (–25°) = 273°. 5. Определяем скорость ветра: U = Uб/sinα = 16/0.5 = 32 км/ч. 8.5. Эквивалентный ветер Для решения некоторых навигационных задач удобно использовать понятие эквивалентного ветра. 110 Эквивалентный ветер (Uэкв) – условный ветер, направление которого совпадает с ЛЗП, а скорость его такова, что он создает такую же путевую скорость, что и реальный ветер в данном районе полетов (рис. 8.15). Из этого определения следует, что скорость эквивалентного ветра представляет собой разность между путевой и воздушной скоростью полета. Следовательно, эквивалентный ветер может быть только попутным (иметь положительное значение) или встречным (отрицательное значение). Эквивалентный ветер, являясь условным ветром в одной и той же точке пространства для различных направлений и различных скоростей полета, будет иметь различные значения, при одном и том же фактическом ветре. Эквивалентный ветер определяют по формуле: Uэкв = UcosУВ – (U2/2V)sin2УВ. V U УС W V УВ ΔU Uэкв W Рис. 8.15. Эквивалентный ветер Из формулы видно, что Uэкв слабо зависит от V. Поэтому расчет Uэкв производят для каждого типа ВС по средней крейсерской скорости. Результаты расчетов сводят в таблицу, которая помещается в руководстве по летной эксплуатации, используя которую, можно по УВ и U легко определить знак и величину Uэкв. Как видно из рисунка (см. рис. 8.15), приближенно эквивалентный ветер равен Uэ ≈ ΔU = UcosУВ. Расчет по данному выражению дает допустимые погрешности только при небольших скоростях ветра и углах ветра, близких к 0 или 180°. 111 8.6. Определение путевой скорости, пройденного расстояния и времени полета подсчетом в уме Определение путевой скорости в уме. Путевую скорость можно подсчитать в уме одним из следующих способов: 1) По расстоянию, пройденному за 1 мин. Пример. S = 33 км; t = 11 мин. Определить путевую скорость. Решение. 1. Находим расстояние, проходимое ВС за 1 мин: 33:11 = 3 км. 2. Определяем путевую скорость: W = 3∙60 = 180 км/ч. 2) Умножением пройденного расстояния на время полета, выраженное в долях часа. Число минут Доля часа 1 2 3 4 5 6 10 12 15 20 30 1/60 1/30 1/20 1/15 1/12 1/10 1/6 1/5 1/4 1/3 1/2 Пример. S = 40 км; t = 15 мин. Определить путевую скорость. Решение. 1. Находим, какую долю часа составляет 15 мин: 1/4 ч. 2. Определяем путевую скорость: W = 40∙4 = 160 км/ч. Определение пройденного расстояния в уме. Пройденное расстояние можно подсчитать в уме одним из следующих способов: 1) Если путевая скорость без остатка делится на 60. Вначале необходимо определить расстояние, проходимое ВС за 1 мин, а затем за данное время. Пример. W = 180 км/ч; t = 8 мин. Определить пройденное расстояние. Решение. 1. Находим расстояние, проходимое ВС за 1 мин: S = 180:60 = 3 км. 2. Определяем пройденное расстояние: S = 3∙8 = 24 км. 2) Разбивая время полета на промежутки времени по 6, 3 и 1 мин. 112 Пройденное расстояние получают суммированием расстояний, проходимых ВС за указанные промежутки времени. Пример. W = 200 км/ч; t = 10 мин. Определить пройденное расстояние. Решение. 1. Разбиваем данное время полета на промежутки: 10 мин = 6 мин + 3 мин + 1 мин. 2. Находим расстояния, проходимые ВС за намеченные промежутки времени: за 6 мин – 20 км; за 3 мин – 10 км; за 1 мин – 3 км. 3. Определяем пройденное расстояние: S = 20 + 10 + 3 = 33 км. Определение времени полета в уме. Время полета можно подсчитать в уме одним из следующих способов: 1) Делением заданного расстояния на расстояние, проходимое за 1 мин. Пример. W = 180 км/ч; S = 42 км. Определить время полета. Решение. 1. Находим расстояние, проходимое ВС за 1 мин: S = 180:60 = 3 км. 2. Определяем, за какое время пройдет ВС заданное расстояние: t = 42:3 = 12 мин. 2) Сравнением заданного расстояния с расстоянием, проходимым ВС за 6 мин. Пример. W = 220 км/ч; S = 66 км. Определить время полета. Решение. 1. Находим расстояние, проходимое ВС за 6 мин: S = 220:10 = 22 км. 2. Определяем время полета: Так как расстояние 66 км втрое больше расстояния 22 км, проходимого ВС за 6 мин, то t = 6·3 = 18 мин. 3) Нахождением соотношения между пройденным расстоянием и путевой скоростью. Пример. W = 160 км/ч; S = 40 км. Определить время полета. Решение. 1. Находим, какую часть от значения путевой скорости составляет заданное расстояние: 40:160 = 1/4. 2. Следовательно, время полета будет составлять 1/4 ч, что соответствует 15 мин. 113 Глава 9. ВИЗУАЛЬНАЯ ОРИЕНТИРОВКА 9.1. Основные определения Ориентировка – совокупность действий членов летного экипажа в полете по определению местонахождения ВС. Ориентировка в полете может осуществляться визуально или с помощью технических средств навигации. Визуальная ориентировка – обзорно-сравнительный метод определения местонахождения воздушного судна, основанный на сравнении изображения местности на карте с фактическим видом земной поверхности. Основными ее достоинствами являются простота, надежность и незначительная затрата времени на определение места ВС. Визуальная ориентировка применяется для: - определения места воздушного судна; - контроля пути; - определения навигационных элементов (угла сноса, фактического путевого угла, путевой скорости); - вывода ВС на поворотные пункты маршрута, аэродром посадки. Умение вести визуальную ориентировку в полете является одним из элементов летного мастерства пилотов. 9.2. Классификация ориентиров и их главные отличительные признаки Визуальная ориентировка в полете ведется по навигационным ориентирам. Навигационный ориентир – наблюдаемый объект с известным местонахождением на местности. Если пилот наблюдает на земле какой-то объект, но его нет на карте, то он не может его использовать для определения места воздушного судна, следовательно, он не может считаться ориентиром. Ориентиры по своей форме делятся на: линейные, площадные и точечные. 114 Линейные ориентиры – ориентиры, которые имеют большую протяженность. Такими ориентирами являются реки, дороги, каналы, берега морей, горные хребты и т.д. Площадные ориентиры – ориентиры, которые имеют большую протяженность. Обычно это крупные населенные пункты, железнодорожные узлы, озера, леса в степных районах и т.д. Точечные ориентиры – отдельные ориентиры, которые выделяются на фоне местности. Такими ориентирами являются перекрестки дорог, мосты, мелкие населенные пункты, отдельные строения, характерные вершины гор и т.п. К ним относятся также искусственные световые ориентиры (прожекторы, световые ракеты, дымовые шашки и др.) и специальные знаки, выкладываемые на местности из полотнищ (квадрат, круг или, например, буква Т). При ведении визуальной ориентировки пилот должен опознать ориентир на местности и найти его на карте. Для этого необходимо знать следующие основные или главные отличительные признаки ориентиров. Крупные населенные пункты на общем фоне местности выделяются своей конфигурацией, хорошо видны с больших расстояний. Между собой крупные населенные пункты различаются размерами, общей конфигурацией, расположением самого пункта относительно линейных ориентиров, наличием площадей, мостов и отдельных крупных зданий. Над промышленными пунктами обычно наблюдается густая дымка. Ночью крупные населенные пункты наблюдаются с больших расстояний в виде зарева огней. Средние населенные пункты на общем фоне местности выделяются пестрой окраской домов и крыш. В зимнее время наблюдаются в виде серых пятен на белом фоне местности. Мелкие населенные пункты хорошо видны на открытой местности. Опознаются по конфигурации, направлению главных улиц, часто являющихся продолжением шоссейных и других дорог и по их расположению относительно других ориентиров. Ночью они наблюдаются как отдельные световые точки. 115 Большие и средние реки являются надежными ориентирами в летний период года, выделяются характерными изгибами и поворотами, растительностью по берегам, отблеском воды при солнечном или лунном освещении. Зимой замерзшие реки распознаются с трудом, с небольших расстояний по береговой черте или по тени от крутых берегов. Мелкие реки выделяются темными узкими извилистыми полосами с более темной растительностью по берегам. При большом количестве малых рек различать их трудно. Береговая черта морей и крупных озер видна на большом расстоянии как резко очерченная линия, отделяющая сушу от темной поверхности воды. Хорошо выделяются бухты, заливы и мысы. Зимой, когда вода замерзает и все покрыто снегом, береговая черта видна хуже. Озера хорошо опознаются летом с больших расстояний. Они выделяются на местности темной ровной поверхностью с резко очерченными берегами. При солнечном или лунном освещении издалека хорошо виден отблеск воды. В зимнее время озера различаются с трудом, с небольших расстояний, по сплошной белой площади, окаймленной кромкой кустарников и деревьев. От весеннего половодья и осенних дождей озера разливаются, их размеры и конфигурация сильно меняются, что сильно затрудняет визуальную ориентировку. Железные дороги хорошо выделяются правильными линиями темного цвета, плавно изменяющими свое направление. Новые железные дороги отличаются светлым фоном насыпи. В безлунную ночь они не видны, заметны только освещенные железнодорожные станции и огни тепловозов и электровозов. Зимой железные дороги хорошо видны на фоне местности при условии, что после снегопада по ним прошли составы поездов. Шоссейные дороги видны как полосы серого цвета. От железных дорог их отличают более крутые повороты. Зимой, в зависимости от снежного покрова и заезженности, они черного или серого цвета. Грунтовые дороги улучшенного типа обычно соединяют крупные населенные пункты, а проселочные дороги – мелкие. Визуальная ориентировка по 116 проселочным дорогам затруднена, так как часто они меняют свои направления, поэтому их изображение на карте может не соответствовать виду на местности. Леса хорошо выделяются на местности и различаются с больших расстояний. Летом лиственные леса имеют темно-зеленую окраску, а зимой – серую. Хвойные леса своей окраски не меняют и зимой видны лучше, чем летом. При полете над обширными лесными массивами визуальная ориентировка по ним затрудняется. Рельеф местности может использоваться для визуальной ориентировки в тех районах, где он резко выражен. В горной местности в качестве ориентиров используются отдельные вершины гор, долины и ущелья. В пустынной и степной местности в качестве ориентиров используются балки, овраги и высохшие русла рек. Рассмотренные выше ориентиры можно подразделить на: главные и второстепенные. Главные ориентиры – крупные и средние населенные пункты, железные и шоссейные дороги, озера и реки, берега морей, отдельные вершины гор, отдельные лесные массивы в степных зонах и др. Второстепенные ориентиры – мелкие населенные пункты, небольшие реки и озера, грунтовые и проселочные дороги и др. В зависимости от времени года и суток, насыщенности района однородными ориентирами и высоты полета, отдельные ориентиры теряют качества главных ориентиров. Например, зимой замерзшие реки и озера становятся второстепенными ориентирами или при полете в районе с большим числом железных дорог, последние также теряют свое значение главных ориентиров. Дальность видимости ориентиров с воздушного судна (табл. 9.1) и степень сложности их опознавания с высоты полета являются основными признаками, по которым судят о качестве ориентиров с точки зрения визуальной ориентировки. 117 Таблица 9.1 Дальность видимости ориентиров в зависимости от высоты полета днем в ясную погоду Дальность видимости, км, с высот малых средних больших Ориентир Крупные населенные пункты Средние и мелкие населенные пункты Большие реки Средние и малые реки Железные дороги Шоссейные дороги Озера Леса 30 – 40 10 – 15 15 – 20 7 – 10 10 – 15 10 – 15 15 – 20 10 – 15 70 – 80 40 – 50 40 – 50 30 – 35 20 – 25 25 – 30 40 – 50 30 – 40 90 – 120 60 – 70 70 – 100 40 – 50 30 – 40 50 – 70 70 – 100 50 – 70 Из табл. 9.1 видно, что при полете на малых высотах (200 – 1000 м) дальность видимости главных ориентиров 20 – 40 км. Со средних высот (1000 – 4000 м) и особенно с больших высот (4000 – 12 000 м) в ясную погоду дальность видимости населенных пунктов, рек и озер достигает 100 -120 км. Наличие дымки и ухудшение метеоусловий уменьшают дальность видимости и, как следствие, затрудняют визуальную ориентировку. На дальность видимости также оказывают влияние и следующие факторы: время года, высота полета, естественная освещенность, характер местности и др. При средних условиях видимости детали ориентиров можно различить с дальности, равной двум высотам полета, а контуры ориентиров – с дальности, равной семикратной высоте полета. В практике аэронавигации расстояние (S) от ВС до опознанного ориентира на местности определяется по высоте полета (H) и вертикальному углу (ВУ). Эта зависимость приведена в табл. 9.2. Высоту полета узнают по высотомеру, а вертикальный угол определяют глазомерно. Ошибка в определении ВУ вызывает еще большую ошибку в определении расстояний на местности, особенно при вертикальных углах, превышающих 50°. Чтобы правильно определить ВУ, а следовательно, и расстояние до ориентира, пилот должен тренироваться на 118 земле и запомнить, какие детали ВС (штыри, кромки обтекателя двигателя и т.д.) соответствуют вертикальным углам 45, 55 и 65°. Таблица 9.2 Зависимость расстояния от высоты полета и вертикального угла ВУ, ° 26.5 45 56 63 76 80 S, м 0.5Н Н 1.5Н 2Н 4Н 6Н 9.3. Условия ведения визуальной ориентировки Условия ведения визуальной ориентировки зависят от следующих факторов: характера местности, высоты полета, скорости полета, времени года и суток, метеорологических условий, ночных условий, условий обзора из кабины ВС. Характер местности. В районах с крупными и характерными ориентирами вести визуальную ориентировку легче, чем в районах с большим количеством однообразных ориентиров. В горной местности рельеф закрывает характерные ориентиры (поселки, реки расположенные в долинах), что затрудняет сличение карты с местностью. Дороги в горной местности видны только при наблюдении по вертикали. В качестве ориентиров для ведения визуальной ориентировки в горных районах необходимо использовать вершины гор, хребты, долины и ущелья. В пустыне или тундре ориентиров вообще может и не быть в поле видимости. Высота полета. На малых высотах ведение визуальной ориентировки ухудшаются вследствие малой площади обзора и больших угловых перемещений местности относительно ВС. На средних высотах хорошо различаются детали ориентиров и просматривается достаточно большой район обзора местности, поэтому условия ведения визуальной ориентировки самые наилучшие. На больших высотах дальность видимости ориентиров увеличивается, но при этом затрудняется распознавание мелких ориентиров, пригодных для визуальной ориентировки со средних высот. Поэтому при полетах на больших высотах ре119 комендуется больше обращать внимания на взаимное расположение ориентиров, направление рек, конфигурацию крупных озер и массивов леса. Скорость полета. Чем больше скорость, тем меньше времени ориентиры остаются в пределах их видимости и, следовательно, время на опознавание ориентиров резко уменьшается. Например, при скорости полета 180 км/ч с высоты 1000 м время наблюдения одного и того же ориентира в поле зрения пилота равно 3 мин, а при скорости 360 км/ч оно составляет всего лишь 1 мин 40 с. Увеличение скорости полета особенно затрудняет визуальную ориентировку на малых высотах. На больших и средних высотах увеличение скорости полета оказывает незначительное влияние на ведение визуальной ориентировки. Время года и суток. Наиболее благоприятны условия для ведения визуальной ориентировки летом, когда местность и ориентиры имеют естественную окраску. Зимой местность менее контрастна, реки и озера трудно различимы, поэтому визуальную ориентировку вести сложнее. В переходные периоды года (весной и осенью) условия ведения визуальной ориентировки самые неблагоприятные. Осенью, когда земля частично покрыта снегом, местность приобретает однообразный серый фон, на котором трудно различать небольшие населенные пункты и грунтовые дороги. Весной снеговые пятна создают пестрый ландшафт местности, затрудняющий визуальную ориентировку. Таяние снега и выпадение осадков вызывает разлив рек и озер, вследствие чего искажается их вид и затрудняется опознавание. Для переходных периодов года характерна слабая естественная освещенность, а также большая влажность воздуха, которая ухудшает прозрачность атмосферы и, как следствие, сокращение дальности видимости ориентиров. Лучшее время дня для визуальной ориентировки – день, особенно солнечный. При наблюдении в сторону Солнца видимость ориентиров ухудшается, т.к. солнечные лучи ослепляют наблюдателя. В утренние и вечерние часы косые лучи Солнца окрашивают местность в красные тона, что затрудняет распознавание ориентиров. 120 В сумерки обнаружение и опознавание ориентиров затруднены, так как ухудшается естественная освещенность. В это время пилоту приходится наблюдать земную поверхность из освещенного лучами заходящего Солнца пространства. Кроме того, в сумерки очень часто образуются дымка и туман, вследствие чего, прозрачность воздуха и видимость ориентиров ухудшается. Метеорологические условия. Дождь, снегопад, пыльная буря, дымка ухудшают видимость ориентиров и затрудняют ведение визуальной ориентировки. Из-за плохих метеоусловий пилот может видеть местность только на ограниченном расстоянии от воздушного судна и в видимую зону могут и не попасть ориентиры. При полете в облаках и за облаками визуальная ориентировка невозможна. Ночные условия. В светлые лунные ночи ориентиры хорошо различимы, но выглядят несколько иначе, чем днем, и наблюдаются с меньших расстояний. На опознавание ориентиров ночью большое влияние оказывает расположение наблюдателя и ориентиров относительно Луны. Когда Луна находится высоко над горизонтом, лучше видны ориентиры в той части горизонта, где расположена Луна. Если Луна находится низко над горизонтом, наоборот, лучше заметны ориентиры в противоположной от нее стороне горизонта. В темные ночи, особенно с больших высот, земная поверхность практически не просматривается и визуальную ориентировку можно вести только по световым ориентирам. Со средних высот большие освещенные города видны с расстояний 60 – 100 км, небольшие освещенные населенные пункты – с 30 – 50 км, сигнальные ракеты – с 20 – 30 км. Световые ориентиры ночью кажутся ближе, чем на самом деле. Это создает трудность в определении истинного расстояния до них. В течение ночи конфигурация освещенных пунктов может значительно меняться из-за выключения освещения в домах. Наблюдение и распознавание ориентиров ночью требует от пилота адаптации. В связи с этим, перед сличением карты с местностью, необходимо уменьшить освещение в кабине или вообще выключить свет на некоторое время, пока глаза привыкнут к темноте. 121 Условия обзора из кабины ВС. Хороший обзор с рабочего места пилота способствует успешному ведению ориентировки, а ограниченный обзор затрудняет ее. 9.4. Правила ведения визуальной ориентировки и способы ориентирования карты по странам света При ведении визуальной ориентировки пилот должен соблюдать следующие правила: 1. Вести счисление и прокладку пути, чтобы иметь возможность сличать карту с местностью в районе предполагаемого места ВС. 2. Перед сличением карты с местностью необходимо ориентировать ее по странам света, чтобы расположение ориентиров на карте было подобным расположению их на местности. Соблюдение этого правила способствует быстрейшему опознаванию ориентиров. 3. Ожидать появление ориентиров в пределах видимости, т.е. заранее знать, какой ориентир, и с какого направления должен появиться. Соблюдая это правило, пилот будет иметь больше времени для опознавания, появившегося в поле зрения ориентира. 4. Вначале следует опознавать крупные, наиболее характерные ориентиры, наблюдаемые в поле видимости, а затем переходить к опознаванию более мелких ориентиров вблизи воздушного судна или под ним. 5. Опознавать ориентиры нужно не по одному, а по нескольким признакам, чтобы не перепутать ориентиры, похожие друг на друга. Основными признаками ориентиров являются: размеры, конфигурация и окраска. К дополнительным признакам ориентиров относятся: тип, количество и направление дорог, подходящих к населенному пункту, наличие и взаимное расположение других ориентиров вблизи опознаваемого ориентира. Например, рек, озер, дорог, леса и т.д. Использование дополнительных признаков позволяет безошибочно различать похожие ориентиры. Ориентир считается 122 достоверно опознанным, если все его признаки совпадают с их изображениями на карте и опознаются другие ориентиры, находящиеся вблизи. Способы ориентирования карты по странам света. Ориентировать карту по странам света – значит расположить ее так, чтобы северные направления истинных меридианов на ней совпали с направлением на север. В авиационной практике ориентирование карты может производиться по курсу (компасу) или по земным ориентирам. Ориентирование карты по курсу. Этот способ является основным. Для его применения необходимо: - по показанию компаса мысленно проложить на карте линию истинного курса; - поворачивая карту, совместить линию курса с продольной осью ВС в направлении полета. Северный обрез карты при этом будет направлен на север, а южный – на юг, а расположение ориентиров на карте будет соответствовать расположению их на местности (см. рис. 9.1, а). а) б) ИК Рис. 9.1. Ориентирование карты в полете: а) по линии курса; б) по линии пути При выполнении полета по заданному маршруту, т.е. когда ФМПУ = ЗМПУ, для ориентирования карты достаточно расположить ее так, чтобы линия заданного пути была направлена по направлению полета (см. рис. 9.1, б). 123 Ориентирование карты по земным ориентирам. Этот способ применяют при наличии в зоне видимости характерного, достоверно опознанного линейного или нескольких площадных ориентиров. В этом случае карту располагают так, чтобы направление линейного ориентира и взаимное расположение площадных ориентиров на ней стали идентичными направлению и расположению ориентиров на местности. Чтобы избежать ошибки в ориентировании карты на 180°, необходимо учитывать взаимное расположение площадных ориентиров относительно линейного ориентира. Правильно ориентированная по странам света карта обеспечивает опознавание ориентиров и определение места ВС. 9.5. Порядок ведения визуальной ориентировки и способы сличения карты с местностью При ведении визуальной ориентировки пилот должен соблюдать следующий порядок: 1. Определить на карте район вероятного местонахождения ВС прокладкой пути или при помощи других технических средств навигации. 2. В пределах найденного района выбирают характерные ориентиры, которые могут быть легко опознаны при данных условиях полета. 3. Ориентировать карту по странам света. 4. Сличить карту с пролетаемой местностью в районе, полученном прокладкой пути или с помощью технических средств навигации. Сличение карты с местностью может осуществляться следующими способами: «от карты к местности», либо «от местности к карте». Первый способ «От карты к местности». Вначале изучают признаки ориентиров на карте, а затем по ним опознают ориентиры на местности (см. рис. 9.2). Этот способ является основным. Он позволяет упреждать появление ориентиров в зоне видимости и заранее знать, с какого направления их следует ожидать 124 и на какие наиболее характерные признаки следует обратить внимание в первую очередь. Ключи Дворики Купино Дворики Купино оз. Лесное оз. Лесное Местность Карта Рис. 9.2. Опознавание ориентиров «от карты к местности» Второй способ «От местности к карте». Вначале изучают признаки наблюдаемых ориентиров на местности, а затем по ним опознают ориентиры на карте. Этот способ применяется, когда в зоне видимости неожиданно появляется ориентир, например, при обходе грозы (см. рис. 9.3). Предполагаемый район местонахождения ВС Грозовая деятельность Маневр для обхода грозы Плес Рис. 9.3. Опознавание ориентиров «от местности к карте» В процессе сличения карты с местностью важно правильно распределять свое внимание. Обзор местности должен быть всеохватывающим. Не рекомендуется сосредотачивать внимание на каком-то одном ориентире, следует обна125 руживать и опознавать другие ориентиры, находящиеся в зоне видимости. При наличии в секторе обзора нескольких ориентиров сначала опознают наиболее крупные и характерные из них, а затем переходят к другим более мелким ориентирам. Завершающим элементом ведения визуальной ориентировки является определение места воздушного судна и отметка его на карте. Наиболее просто место ВС определяется в момент пролета опознанного ориентира. При нахождении опознанного ориентира в стороне место определяют по видимому положению этого ориентира относительно ВС. Причем в данном случае его более удобно определять в момент пролета траверза ориентира. Направление и удаление ВС от опознанного ориентира определяют глазомерно. Чтобы облегчить глазомерное определение удаления, используют способ сравнения. Сущность данного способа состоит в сравнении определяемого расстояния с известным расстоянием. В качестве известного берут расстояние между опознанными пунктами, длину или ширину известного площадного ориентира. Нередко место ВС приходится определять по видимому положению двух и более ориентиров. В этом случае на карте мысленно прокладывают линии визирования от опознанных ориентиров. Точка их пересечения укажет место ВС, которое отмечается на карте крестиком размером 8 – 10 мм, рядом с ним записывается время его определения (см. рис. 9.4). Точность определения место ВС визуальной ориентировкой зависит от высоты полета и удаления ВС от опознанного ориентира. С увеличением высоты и удаления ВС. от наблюдаемого ориентира точность понижается. КО1 11.15 11.25 КО2 Рис. 9.4. Отметка места ВС на карте при ведении визуальной ориентировки 126 Точность определения места ВС характеризуется средней квадратической радиальной погрешностью σr. Для средних высот при точном нахождении воздушного судна над ориентиром σr = 0.1 ÷ 0.3 км. Умение вести визуальную ориентировку вырабатывается только практикой и является одним из элементов летного мастерства. Для того чтобы в совершенстве владеть им, нужно уметь быстро ориентировать карту по странам света, различать на местности ориентиры и их детали в любых условиях полета, подмечать характерные отличительные признаки ориентиров, запоминать зрительно ориентир и совокупность его деталей, отождествлять зрительное впечатление с условными знаками ориентиров на карте, глазомерно определять расстояния и направления на местности. 9.6. Полная и штилевая прокладка пути При выполнении любого полета члены летного экипажа должны в любой момент времени знать текущее местонахождение воздушного судна. Определение места ВС одна из основных задач аэронавигации. Ее решение позволяет контролировать правильность выполнения полета. Для этой цели в практике применяют счисление и прокладку пути. Счисление пути – метод вычисления координат места воздушного судна для заданного момента времени по скорости, направлению и времени полета. Оно может осуществляться автоматическими навигационными устройствами или членами летного экипажа. Счисление пути производится с помощью счетных инструментов или в уме. Прокладка пути – метод графического построения на карте пройденного воздушным судном пути. Она выполняется с помощью измерительных инструментов или глазомерно и дает возможность наглядно видеть на карте путь движения воздушного судна и его местоположение для нужного момента времени. В авиационной практике применяется полная и штилевая прокладка пути. 127 Полная прокладка пути. Целью полной прокладки пути является определение текущего местоположения воздушного судна. Этот способ применяется на каждом участке маршрута для сохранения ориентировки и контроля пути. Необходимость выполнения полной прокладки может возникнуть при существенном отклонении от заданного маршрута, например при обходе зон грозовой деятельности, а также при проведении аэросъемки. Полная прокладка пути выполняется по ФИПУ, путевой скорости и времени полета на данном участке маршрута от последней отметки места ВС на карте. Для прокладки пути данным способом необходимо: - по записям определить: ФИПУ = МК + ΔМ + УС; - рассчитать пройденное ВС расстояние по путевой скорости и времени полета: S = W·t; - проложить на карте от последней отметки ВС линию ФИПУ и на ней отложить пройденное расстояние (см. рис. 9.5, а). Полученная точка в конце отложенного расстояния будет местом воздушного судна, которое отмечают на карте квадратом высотой 6 – 8 мм. Рядом записывают время, для которого произведен расчет места ВС. а) б) Си Си Си Си ИК2 ФИПУ 12.10 ИК1 ЛФП S = W·t 12.35 S1 σн S2 14.10 S 14.40 Рис. 9.5. Прокладка пути: а) полная; б) штилевая Угол сноса и путевую скорость измеряют непосредственно на участке маршрута или рассчитывают по известному ветру. Преимуществом данного способа является то, что на карту наносят линию фактического пути ВС. Про- 128 кладку пути этим способом можно вести наперед, рассчитывая место воздушного судна для нужного момента времени. Штилевая прокладка пути. Недостатком полной прокладки пути является то, что на каждом участке маршрута необходимо фиксировать много величин – не только время, курс, но и путевую скорость, угол сноса, которые необходимо измерять или рассчитывать для каждого участка. На это у летного экипажа подчас просто нет времени, например, при обходе гроз. Этот способ применяется при восстановлении ориентировки. Штилевую прокладку пути производят по истинным курсам, воздушной скорости и времени полета на каждом изломе курса с последующим учетом ветра. Для прокладки пути данным способом необходимо: - определить истинные курсы для каждого излома пути по формуле: ИК = КК + ΔК + ΔМ; - рассчитать по воздушной скорости и времени полета штилевые расстояния для каждого курса S1 = Vиt1; S2 = Vиt2 и т.д.; - отложить на карте от последней отметки места ВС линию первого ИК и на этой линии – штилевое расстояние, пройденное с данным курсом; - от полученной точки отложить линию второго ИК и штилевое расстояние, пройденное на втором курсе; - таким же образом проложить штилевой путь воздушного судна на последующих изломах курса. Полученная конечная точка будет местом воздушного судна без учета ветра (в штиль); - для учета влияния ветра необходимо от полученной штилевой точки отложить истинное направление навигационного ветра и величину линейного относа ВС ветром за время полета от последней отметки места ВС до конца прокладки (см. рис. 9.5, б). Расстояние относа определяют по формуле: S = Utобщ. Конец отложенного отрезка дает на карте место воздушного судна с учетом влияния ветра. Место ВС отмечают на карте треугольником высотой 6 – 8 мм и рядом записывают время вычисления места ВС. 129 Точность определения места ВС прокладкой пути зависит от точности определения курса, воздушной скорости, направления ветра и ряда других факторов. Она характеризуется средней квадратической радиальной погрешностью, равной 5 – 7% пройденного расстояния от точки начала прокладки (для вероятности 0.68) или 9 – 12% (для вероятности 0.95). 130 Глава 10. АЭРОНАВИГАЦИЯ ПО МАРШРУТУ ПОЛЕТА Аэронавигация – управление пространственно-временной траекторией движения воздушного судна, осуществляемое летным экипажем в полете. Этот термин используется для обозначения рабочего процесса, связанного с практикой вождения воздушных судов всех типов. 10.1. Основные этапы и правила аэронавигации Этапы аэронавигации. В любом полете летный экипаж обязан соблюдать порядок аэронавигации, который заключается в последовательном выполнении им комплекса работ по этапам полета. Полет можно разделить на следующие основные этапы [12]: - взлет; - полет по установленной схеме вылета; - полет по маршруту, в котором можно выделить: набор высоты; горизонтальный полет; снижение; - заход на посадку; - посадка. Перечисленные выше этапы полета взаимосвязаны между собой. Они характеризуют динамику аэронавигации по маршруту полета на любом типе воздушного типа, но в зависимости от аэронавигационной обстановки, объем работы летного экипажа на каждом этапе бывает разным. Непосредственно взлет и посадка являются достаточно короткими по времени процессами и чаще всего протекают в условиях видимости земли, поэтому навигация по приборам присутствует на этих этапах минимально. Наиболее сложными этапами с точки зрения навигации являются этапы маневрирования в районе аэродрома: выполнение процедур вылета и захода на посадку. 131 Остановимся на рассмотрении наиболее простого этапа полета с точки зрения навигации – полет по маршруту. Основные правила аэронавигации. На протяжении всего полета члены летного экипажа обязаны выполнять следующие основные правила аэронавигации [12]: 1. Контроль выдерживания заданной траектории полета с периодичностью, необходимой для обеспечения требований к точности навигации. Основная цель навигации – выдерживание заданной траектории полета. На это должны быть направлены основные усилия пилота. Конечно, он не может заниматься этим непрерывно, как это иногда требуют в инструкциях и правилах. Ведь у пилота есть и другие обязанности, кроме навигации. При этом он должен контролировать местоположение воздушного судна настолько часто, чтобы ВС не вышло за допустимые пределы воздушной трассы (маршрута). 2. Контроль курса следования. Курс является важнейшим навигационным элементом уже потому, что даже небольшая ошибка в курсе (например, из-за неверного учета угла сноса) очень быстро приведет к уклонению воздушного судна от линии заданного пути. 3. Определение навигационных элементов полета и ветра. Пилот должен знать не только, где сейчас находится воздушное судно и куда с какой скоростью оно движется, но и где оно будет находиться и как двигаться в будущем. А для этого нужно знать ветер в данном районе полета, а для его определения требуется измерить путевую скорость, угол сноса и т.д. 4. Определение расчетного времени пролета поворотных пунктов маршрута (ППМ). Информация об этом времени нужна не только экипажу, но и диспетчеру ОВД, который использует ее для предотвращения опасных сближений воздушных судов друг с другом. 5. Периодический контроль остатка топлива и уточнение рубежа ухода на запасной аэродром. 132 6. Комплексное применение навигационных средств членами лётного экипажа. Это одно из самых важных правил навигации, поэтому рассмотрим его подробнее. Комплексное применение навигационных средств. Одной из причин уклонения от маршрута или потери ориентировки является некомплексное применение навигационных средств летным экипажем в полете. По мере совершенствования авиационной техники на борту воздушного судна стали устанавливать все больше навигационных приборов, позволяющих измерять и рассчитывать самые разные навигационные параметры. Появилась избыточность навигационной информации, поскольку один и тот же параметр можно было уже определить с помощью разных приборов или различными методами. Например, курс можно было определить и по гиромагнитному компасу, по гирополукомпасу, инерциальной системе, СНС. Место воздушного судна также можно установить и с помощью системы счисления пути, по бортовому радиолокатору и с помощью наземных РЛС и радиомаяков различных видов. Наличие избыточности навигационной информации на борту ВС позволяет, с одной стороны, уменьшить погрешности измерения навигационных параметров, а с другой – исключить возможность использования недостоверной навигационной информации. Для этого необходимо использовать показания не одного, а нескольких навигационных средств, сопоставляя измеренные значения. При этом нужно учитывать характеристики точности и надежности каждого из них, а также аэронавигационную обстановку. Под комплексным применением навигационных средств понимают наиболее рациональное использование избыточной навигационной информации в целях обеспечения точной и безопасной навигации в условиях текущей аэронавигационной и метеорологической обстановки. Комплексное применение навигационных средств включает в себя следующие элементы [12]: 133 1. Своевременный выбор и правильное применение средств и методов навигации. Не существует какого-то одного самого точного средства навигации и самого лучшего способа его использования. Все зависит от аэронавигационной обстановки, условий полета, удаления радиомаяков и многих других факторов. 2. Контроль точности и достоверности используемой информации с помощью дублирующих навигационных средств. Никогда нельзя доверять только одному навигационному средству, даже самому точному. Всегда нужно проверять его показания с помощью других приборов. 3. Знание счисленных координат. Здесь речь идет о предварительном знании примерного района возможного местоположения воздушного судна, прежде чем начать определять место ВС каким-либо способом. Это можно сделать, например, по времени полета от последнего ППМ и приблизительной путевой скорости. На основании полученных данных пилот должен понять, где сейчас может находиться воздушное судно (с учетом возможных погрешностей скорости и курса), а где, соответственно, не может. Нарушение этого важного правила приводит к грубым и серьезным ошибкам. 4. Знание и учет меры точности и надежности используемых методов и средств навигации. В полете бывает так, что одно средство показывает одно значение измеряемой величины, например курса, БУ и пр., а другое средство – другое значение. Чтобы определиться, какому средству отдать предпочтение пилот должен знать характеристики точности и надежности разных способов навигации и от чего они зависят, чтобы правильно применять их в полете. 5. Прогнозирование координат ВС и периодическая коррекция погрешностей прогноза. Чтобы выдержать заданную траекторию полета пилот должен не только знать, где сейчас находится воздушное судно, но и где оно будет находиться в будущем. А когда это «будущее» наступило и выяснилось, где самолет оказался в этот момент на самом деле, пилот должен оценить, насколько он ошибся, и выяснить причину ошибки, чтобы следующий прогноз был более точным. 134 10.2. Контроль и исправление пути Виды контроля пути. При выполнении полета по маршруту вследствие изменения ветра, неточного выдерживания заданного режима полета, ошибок в навигационных измерениях и расчетах воздушное судно может уклониться от ЛЗП или несвоевременно выйти на поворотный пункт маршрута. Поэтому, чтобы провести ВС по установленному маршруту и прибыть в пункт назначения в заданное время, пилот обязан непрерывно вести контроль пути и вносить необходимые исправления в навигационный режим полета. Контроль пути – это определение местоположения ВС относительно заданной траектории полета. Различают несколько видов контроля пути: контроль пути по направлению, контроль пути по дальности и полный контроль пути. Контроль пути по направлению заключается в определении уклонения ВС от ЛЗП, то есть в определении ЛБУ, или разности фактического (ФПУ) и заданного (ЗПУ) путевых углов. Контроль пути по дальности заключается в определении пройденного или оставшегося до ППМ (контрольного ориентира) расстояния или времени полета. Контроль пути по дальности и контроль пути по направлению различаются тем, что именно определяется (боковое уклонение или продольное расстояние), а не тем, с помощью чего определяются эти величины (дальномерными или угломерными навигационными средствами). Полный контроль пути – определение места воздушного судна. Он называется полным потому, что если известно место воздушного судна, то легко определить как уклонение от ЛЗП, так и оставшееся (пройденное) расстояние. Элементы контроля пути по направлению. Для исправления пути может потребоваться определение таких величин, как линейное боковое уклонение (ЛБУ), боковое уклонение (БУ) и дополнительная поправка (ДП). 135 Линейное боковое уклонение (cross-track error) является линейной величиной, представляющей собой расстояние от места ВС до ЛЗП (измеряется в километрах), а БУ и ДП являются угловыми величинами. Боковое уклонение (track error) – это угол между направлением ЛЗП и направлением на ВС из начального ППМ участка (см. рис. 10.1). Дополнительная поправка (closing error) – это угол между направлением ЛЗП и направлением от ВС на конечный ППМ участка. ЛБУ, БУ и ДП имеют знак, совпадающий для всех трех величин. Они положительны, если ВС уклонилось вправо от ЛЗП и отрицательны – если влево. Очевидно, что если место ВС находится на ЛЗП, то ЛБУ=БУ=ДП=0. ППМ Sпр (tпр) ППМ Sост (tост) ДП БУ ЛБУ Рис. 10.1. Элементы контроля пути по направлению Из рис.10.1 видно, что ЛБУ=Sпр tgБУ; ЛБУ=Sост tgДП. Поскольку левые части этих выражений одинаковы, можно приравнять друг другу и правые части, откуда легко получить: На практике эти формулы могут быть реализованы на НЛ-10М с помощью ключей (см. рис.10.2). 4 5 БУ ЛБУ 4 5 Sпр ДП ЛБУ Рис. 10.2. Определение ЛБУ, БУ и ДП 136 Sост Определение БУ и ЛБУ подсчетом в уме. Боковое уклонение подсчетом в уме можно определить следующими способами: 1. Знанием следующих зависимостей: - 1 км ЛБУ соответствует 2° БУ, если Sпр = 25 – 30 км; - 1 км ЛБУ соответствует 1° БУ, если Sпр = 50 – 60 км; - 1 км ЛБУ соответствует 0.5° БУ, если Sпр = 100 – 120 км. Пример. Sпр = 30 км; ЛБУ = –4 км. Определить БУ. Решение. Зная, что при Sпр= 30 км 1 км ЛБУ соответствует 2° БУ, находим БУ=–8°. 2. Знанием упрощенной формулы расчета БУ. Известно, что tg БУ = ЛБУ/Sпр. Полагая тангенс малых углов равным самому углу, выраженному в радианах, получим БУ = (ЛБУ·57.3)/Sпр = (ЛБУ·60)/Sпр. Для упрощения вычислений рекомендуется ЛБУ умножить на 6, а Sпр брать в десятках километров. Пример. Sпр = 40 км; ЛБУ = +4 км. Определить БУ. Решение. Находим БУ = (ЛБУ·6)/Sпр = (4·6)/4 = +6°. Исправление пути с выходом в ППМ. Исправление пути – это действие по выводу воздушного судна на заданную траекторию после того, как отклонение от нее обнаружено. Один из способов исправления пути заключается в расчете такого курса (например, магнитного), с которым ВС выйдет прямо в конечный ППМ участка маршрута. Обозначим этот курс – МКппм. Предположим, что самолет уклонился от ЛЗП, значит, курс, который выдерживал пилот, был неверным или неточным. Если, например, самолет уклонился вправо, то понятно, что для возвращения на ЛЗП нужно довернуть влево, то есть уменьшить курс. Если изменить курс только на величину БУ, то ВС, конечно, больше уклоняться не будет. Воздушное судно будет просто лететь параллельно ЛЗП. А вот чтобы ВС вышло в ППМ, необходимо дополнительно кроме того изменить курс и на величину ДП (см. рис. 10.3). Кстати, по этой причине ДП и называется дополнительной поправкой. Поэтому общая поправка в выдерживаемый курс (ПК) является суммой БУ и ДП, то есть ПК=БУ+ДП. 137 Поскольку знаки БУ и ДП всегда одинаковы, то и ПК имеет такой же знак – при уклонении вправо плюс, а при уклонении влево – минус. ППМ ЛЗП ДП См МКППМ ДП БУ ПК Sост (tост) Рис. 10.3. Поправка в курс Важно помнить, что ПК – есть величина, показывающая, на сколько градусов необходимо изменить тот неточный курс, с которым самолет летел и уклонился. Пример. МК = 59°, БУ = +6°, ДП = +3° Определить МКппм. Решение 1. Определяем ПК = БУ + ДП = 6° + 3° = +9°; 2. Вычисляем МКппм = МК – ПК = 59° – (+9°) = 50°. 10.3. Порядок работы пилота (членов летного экипажа) в полете по маршруту. Полет по маршруту начинается после выполнения схемы вылета еще до того, как воздушное судно набрало заданную высоту. С точки зрения выдерживания ЛЗП не имеет большого значения, летит ВС в наборе или горизонтально. После занятия заданного эшелона необходимо [12]: 138 - уточнить место воздушного судна; - записать высоту, температуру воздуха и остаток топлива; - рассчитать истинную воздушную скорость (она пересчитывается также при каждом изменении эшелона). На каждом участке маршрутного полета пилот (член летного экипажа) выполняет следующие операции: - при пролете ППМ включает секундомер и докладывает диспетчеру о пролете пункта (свой позывной, наименование пункта, высоту, расчетное время следующего ППМ); - по окончании разворота на очередной участок маршрута проверяет правильность взятого курса путем проверки его соответствия заданному путевому углу (с учетом расчетного угла сноса) и сопоставления с показаниями дублирующих курсовых приборов; - записывает в рабочем плане полета время пролета ППМ, курс и высоту, расчетное время следующего ППМ; - уточняет расчетное время пролета последующих ППМ и время прибытия на аэродром назначения; - настраивает радиотехнические средства навигации и устанавливает на пультах навигационных систем данные, необходимые для полета на данном участке маршрута; - периодически осуществляет контроль и исправление пути; - рассчитывает курс следования и путевую скорость на следующие участки маршрута по фактическому ветру; - примерно за 2 минуты до пролета ППМ прекращает выполнение других операций и осуществляет контроль пролета ППМ. Но есть операции, которые нужно выполнять не на каждом участке. Периодически, по мере необходимости, летный экипаж: - определяет путевую скорость и угол сноса; - определяет направление и скорость ветра; 139 - выполняет контроль и коррекцию ухода гироскопических курсовых приборов; - контролирует остаток топлива и уточняет рубеж ухода на запасной аэродром; - прослушивает эфир и ведет радиосвязь. Разумеется, на многих современных высокоавтоматизированных типах ВС значительная часть перечисленных операций выполняется автоматически бортовой системой управления полетом. Но и в этом случае за пилотом (членом летного экипажа) сохраняется обязанность непрерывного контроля за работой бортовых навигационных систем и готовность вмешаться в навигационный процесс при любых непредвиденных отклонениях от плана полета. 10.4. Определение путевой скорости и угла сноса на контрольном этапе Знание путевой скорости и угла сноса необходимы пилоту не только для того, чтобы правильно определить курс следования и оставшееся время полета до очередного ППМ, но и для того, чтобы определить фактический ветер. Ведь это даст возможность рассчитать путевую скорость, время, угол сноса и курс и для последующих участков маршрута. В зависимости от условий полета и навигационного оборудования воздушного судна эти элементы можно определять с помощью технических средств навигации или визуально. Контрольный этап (КЭ) – отрезок пути между двумя отметками места воздушного судна. В визуальном полете входной и выходной ориентиры контрольного этапа выбирают с учетом надежности их опознавания с высоты полета. Точность определения навигационных элементов на КЭ повышается с увеличением длины этапа и уменьшается с увеличением скорости полета. При скорости полета 200 – 300 км/ч рекомендуемая длина КЭ 30 – 40 км. При полете вне видимости земли путевая скорость и угол сноса на участках маршрута находят с помощью технических средств навигации. 140 Порядок работы на контрольном этапе следующий: - над входным ориентиром необходимо включить секундомер и поставить на карте отметку места ВС; - во время полета на контрольном этапе следить за выдерживанием постоянного значения курса; - над выходным ориентиром необходимо выключить секундомер и поставить на карте вторую отметку места ВС; - полученные на карте отметки места ВС соединить прямой линией, т.е. нанести на карту ЛФП и с помощью транспортира измерить ФИПУ от среднего меридиана контрольного этапа, и с помощью линейки измерить длину контрольного этапа (SКЭ); - измеренный ФИПУ нужно сравнить с истинным курсом. Чтобы преобразовать выдерживаемый на контрольном этапе МК в ИК нужно в соответствии с правилом учета поправок прибавить магнитное склонение. Поскольку оно тоже может быть различным в разных местах карты, целесообразно использовать среднее его значение на данном участке полета; - рассчитать истинный курс и угол сноса по формулам: ИК= МК + ΔМ; УС = ФИПУ – ИК; - рассчитать путевую скорость по формуле: W = Sкэ/ tкэ. Точность определения угла сноса на КЭ характеризуется средней квадратической погрешностью 2 – 3°, а путевой скорости – 2 – 5% от ее значения. В практике полетов направление и скорость ветра определяют периодически через 200 – 300 км. Следует иметь в виду, что при пересечении атмосферных фронтов ветер может изменяться очень быстро, поэтому его уточнение должно производиться чаще, чем в обычных условиях. При полете с переменным профилем следует помнить, что ветер изменяется приблизительно на 10 – 15 км/ч на каждые 1000 м высоты. Поэтому его уточнения необходимо производить через каждые 2000 – 3000 м изменения высоты. 141 Тщательное изучение летным экипажем метеообстановки перед полетом способствует правильному выбору интервалов КЭ для повторных определений путевой скорости, угла сноса, направления и скорости ветра. 10.5. Штурманский бортовой журнал. Рабочий план полета Штурманский бортовой журнал. В летных учебных заведениях гражданской авиации в целях практического обучения курсантов выполнению навигационных расчетов в процессе предварительной, предполетной подготовки и в полете используется штурманский бортовой журнал. Заполняют журнал шариковой ручкой разборчиво и без помарок. ШБЖ состоит из трех частей: - левая часть используется для записи данных, касающихся взлета и посадки ВС; - средняя часть используется для записи данных предварительного и предполетного расчета; - правая часть используется в полете для записи фактических элементов полета. В журнале отмечаются изменения маршрута полета, время пролета ППМ по расписанию, а так же расчетное и фактическое время их пролета. Фактический остаток топлива, как правило, фиксируется после завершения режима этапа набор заданного эшелона, а в горизонтальном полете, через каждые 30-60 минут полета, перед снижением и после завершения полета. Примечание: В учебных полетах на полетную карту наносят: отметки места ВС определенных визуально, прокладкой линий положения, с помощью радиотехнических средств навигации с указанием времени их определения; линию радиопеленга от РНТ на воздушное судно, линию пеленга от ориентира на воздушное судно, линию фактического пути. Рабочий план полета. В соответствии с ФАП «Подготовка и выполнение полетов на воздушных судах гражданской авиации» рабочий план полета (Operational Flight Plan- OFP) составляется эксплуатантом для безопасного выпол142 нения полета с учетом летно-технических характеристик самолета, эксплуатационных ограничений и ожидаемых условий на заданном маршруте и на соответствующих аэродромах. Рабочий план полета составляется на каждый намечаемый полет или серию полетов в порядке, определенном в руководстве по производству полетов авиапредприятия (РПП). Рабочий план полета утверждается КВС и, когда это предусмотрено РПП, полетным диспетчером и включает сведения: - тип воздушного судна; - номер рейса или государственный и регистрационный опознавательные знаки; - маршрут полета, включая поворотные пункты, расстояния, время полета между ними, и заданные путевые углы на маршруте, включая полет на запасные аэродромы; - запланированная крейсерская скорость и общее время полета, расчетное и фактическое время пролета указанных пунктов; - минимальные безопасные высоты (эшелоны) полета, запланированные высоты (эшелоны) полета; - расчет топлива и контроль расхода топлива в полете; - запасные аэродромы назначения, взлета и на маршруте; - расчет плана полетов, измененного в полете; - необходимая метеорологическая информация; - другая информация, установленная эксплуатантом. Форма рабочего плана полета утверждается эксплуатантом и приводится в РПП. В рабочем плане полета текстовая информация, сокращения и аббревиатуры представляются латиницей. Это связано с тем, что при наличии на борту ВС навигационного оборудования, у которого имеется база навигационных данных на магнитных носителях, индицируемая информации осуществляется с использованием латиницы. Кроме того, в случае передачи OFP за рубеж по сети AFTN на конечных терминалах отсутствует возможность печати OFP с использованием кириллицы, а в случае пересылки его с применением электронной 143 почты на принимаемом компьютере также возможно отсутствие отображения информации с использованием кириллицы. Информация о времени в OFP представляется в UTC. Информация о минимальных высотах по участкам трасс и эшелоне (высоте) полета представляется в футовой системе. В OFP всегда представляется план полета (FPL) в двух экземплярах. Один экземпляр при необходимости может быть представлен диспетчеру органа ОВД. 144 Раздел II. РАДИОНАВИГАЦИЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ УГЛОМЕРНЫХ, УГЛОМЕРНО-ДАЛЬНОМЕРНЫХ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ И СИСТЕМ ГЛОБАЛЬНОГО ПОЗИЦИОНИРОВАНИЯ Глава 11. ПРИМЕНЕНИЕ УГЛОМЕРНЫХ И УГЛОМЕРНОДАЛЬНОМЕРНЫХ РАДИОНАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ 11.1. Классификация радионавигационных систем Современные технические средства навигации подразделяются: по месту расположения, по назначению и дальности действия, по виду измеряемых параметров. По месту расположения технические средства навигации делятся на наземные и бортовые. К наземным радиотехническим средствам относятся приводные и радиовещательные станции, станции радионавигационных систем, радиопеленгаторы, наземные радиолокаторы, радиомаркеры. Место установки наземных радиотехнических средств принято называть радионавигационными точками (РНТ). К бортовым радиотехническим средствам относятся радиокомпасы, бортовые радиолокаторы, специальное оборудование навигационных систем, доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса, радиовысотомеры. Радионавигационная система (РНС) – это совокупность бортовых и наземных (а иногда и спутниковых) радионавигационных средств, совместно обеспечивающих получение навигационной информации. По назначению и дальности действия радионавигационные системы навигации делятся на системы дальней навигации, системы ближней навигации, системы посадки воздушных судов. 145 По виду измеряемых параметров радионавигационные системы навигации делятся четыре группы угломерные, дальномерные, угломерно- дальномерные, разностно-дальномерные. Угломерные радионавигационные системы позволяют определять направление от ВС на РНТ или от РНТ на ВС. В настоящее время применяются следующие типы угломерных радионавигационных систем: радиопеленгаторные (бортовые радиостанции, работающие совместно с наземными радиопеленгаторами), радиокомпасные (бортовые радиокомпасы, работающие с передающими приводными или радиовещательными станциями), радиомаячные (наземные радиомаяки, сигналы которых принимаются на ВС с помощью радиоприемного устройства). Дальномерные радионавигационные системы позволяют определять расстояние (дальность) от ВС до РНТ или от РНТ до ВС. При использовании дальномерных систем линией положения ВС является дуга окружности, проведенная радиусом, равным дальности. Центр ее расположен в точке установки наземной станции. В качестве радионавигационных точек могут быть наземные станции, радиомаяки. Угломерно-дальномерные радионавигационные системы позволяют одновременно измерить направление и дальность. К угломерно-дальномерным системам относятся наземные и самолетные радиолокаторы, системы ближней навигации (РСБН). В настоящее время нашло широкое применение зарубежное оборудование, в состав которого входят всенаправленные маяки семейства VOR и радиодальномеры DME. Разностно-дальномерные радионавигационные системы позволяют определять линии положения ВС, которые имеют вид сложных кривых, называемых гиперболами. К разностно-дальномерным системам относится радиотехническая система дальней навигации (РСДН). В состав наземного оборудования входят три передающие станции расположенные друг от друга на расстояниях до 1000 км. Одна станция ведущая, а другие ведомые. В состав бортового обо- 146 рудования входит приемоиндикатор, который принимает сигналы от этих станций. 11.2. Основные радионавигационные величины Бортовые радиокомпасы, работающие с наземными передающими приводными или радиовещательными станциями, относятся к угломерным радиотехническим системам. Такие системы позволяют определять направление от ВС на приводную или радиовещательную станцию или наоборот. Основными радионавигационными элементами при использовании радиокомпаса являются: курсовой угол радиостанции (КУР), отсчет радиокомпаса (ОРК), радиодевиация (ΔР), пеленг радиостанции, пеленг ВС. Курсовой угол радиостанции (КУР) – угол, заключенный между продольной ость ВС и ортодромическим (действительным) направлением на радиостанцию (рис. 11.1). КУР=180° КУР=90° КУР=270° КУР=360° Рис. 11.1. Курсовой угол радиостанции Его отсчитывают от продольной оси ВС по ходу часовой стрелки до направления на радиостанцию от 0 до 360°. Курсовой угол радиостанции определяют с помощью бортового радиокомпаса и отсчитывают по указателю курсо147 вых углов. Курсовой угол радиостанции указывает направление на радиостанцию относительно продольной оси ВС. Например, если КУР = 0°, то радиостанция находится впереди ВС, если КУР = 180°, то радиостанция позади ВС, если КУР = 90°, то радиостанция справа, под углом 90° к продольной оси ВС. Отсчет радиокомпаса (ОРК) – угол, заключенный между продольной осью ВС и измеренным направлением на радиостанцию, которое показывает радиокомпас (рис. 11.2). Измеренное направление ОРК КУР ΔР Действительное направление Рис. 11.2. Отсчет радиокомпаса и радиодевиация Его отсчитывают от продольной оси ВС до измеренного с помощью радиокомпаса направления на радиостанцию от 0 до 360°. В общем случае ОРК отличается на некоторое значение от действительного значения КУР. Эту ошибку радиокомпаса называют радиодевиацией. Радиодевиация (ΔР) – угол, заключенный между направлением, которое показывает радиокомпас, и ортодромическим (действительным) направлением на пеленгуемую радиостанцию. Его отсчитывают от измеренного направления к ортодромическому направлению на радиостанцию вправо со знаком «плюс», а влево – со знаком «минус». Для уменьшения значения радиодевиации в радиокомпасе имеется электрическая схема компенсации и механический компенсатор. Перед эксплуатацией ВС радиодевиация компенсируется, и указатели радиокомпаса показывают, как правило, КУР. Между КУР, ОРК и ΔР существует следующая взаимозависимость: КУР = ОРК + ΔР; ОРК = КУР – ΔР; ΔР = КУР – ОРК. 148 Пример. ОРК = 70°; ΔР = –10°. Определить КУР. Решение. Определяем курсовой угол радиостанции: КУР = ОРК + ΔР = 70° + (–10°) = 60°. Пеленг радиостанции – угол, заключенный между северным направлением меридиана, проходящего через ВС, и ортодромическим направлением на радиостанцию (см. рис. 11.3). Его отсчитывают от северного направления меридиана по ходу часовой стрелки до направления на радиостанцию от 0 до 360°. Пеленг называется магнитным, если он отсчитывается от магнитного меридиана, и истинным, если отсчитывается от истинного меридиана. Си См ΔМ ИПР МПР ИК МК КУР Рис. 11.3. Пеленг радиостанции Пеленги радиостанции рассчитываются по формулам: МПР = МК + КУР; МПР = КК +ΔК + КУР; ИПР = ИК + КУР; ИПР = МК+ ΔМ + КУР; ИПР = МПР +ΔМ. При КУР = 0° МПР = МК. Пример. МК = 80°; ΔМ = +10°; КУР = 90°. Определить МПР и ИПР. Решение 1. Находим ИК = МК + ΔМ = 80° + (+10°) = 90°. 2. Рассчитываем: МПР = МК + КУР = 80° + 90° = 170°; ИПР = МПР + ΔМ = 170° + (+10°) = 180°. Между курсом, пеленгом и курсовым углом радиостанции существуют следующие зависимости: 149 МПР = МК + КУР; МК = МПР – КУР; КУР = МПР – МК; ИПР = ИК + КУР; ИК = ИПР – КУР; КУР = ИПР – ИК. При решении многих практических задач необходимо помнить, что между курсом и курсовым углом радиостанции существует обратная зависимость, т.е. насколько градусов увеличивается курс, настолько же градусов уменьшается КУР и наоборот. Пример. МПР = 100°; МК = 40°. Определить КУР. Решение. Определяем курсовой угол радиостанции: КУР = МПР – МК = 100° – 40° = 60°. Пеленг ВС – угол, заключенный между северным направлением меридиана, проходящего через радиостанцию, и ортодромическим направлением на ВС (рис.11.4). Его отсчитывают от северного направления меридиана по ходу часовой стрелки до направления на ВС от 0 до 360°. В зависимости от вида выбранного меридиана пеленг может быть истинным или магнитным. Си См Си См ΔМ ΔМ ИПР МПР ИК МК КУР МПС ИПС Рис. 11.4. Пеленг ВС Пеленги ВС рассчитываются по формулам: МПС = МК + КУР ±180°; МПС = МПР ±180°; МПС = КК + ΔК + КУР ±180°; ИПС = ИК + КУР ±180°; ИПС = ИПР ±180°; ИПС = МК + ΔМ + КУР ±180°; ИПС = МПС + ΔМ; ИПС = КК +ΔК + ΔМ + КУР ±180°. 150 При КУР = 180° МПС = МК. Формулы расчета ИПС используют, если разница между долготой радиостанции и долготой ВС менее 2°, если она равна 2° и более, то при расчете ИПС необходимо учитывать поправку на угол схождения меридианов. Поправка на угол схождения меридианов. Поправка на угол схождения меридианов (σ) – угол, заключенный между северным направлением истинного меридиана радиостанции и северным направлением истинного меридиана ВС, перенесенного в точку радиостанции параллельно самому себе (рис. 11.5). Си Си Си Си Си +σ –σ ИПР2 ИПС1 ИПР1 ИПС2 Рис. 11.5. Поправка на угол схождения меридианов Ее отсчитывают от меридиана радиостанции до меридиана ВС вправо со знаком «плюс» и влево – со знаком «минус». Поправка на угол схождения меридианов определяется по формуле: σ = (λр – λс)sinφср, где: λр – долгота радиостанции; λс – долгота ВС; φср – средняя широта листа карты. Поправку σ рассчитывают на НЛ-10М (см.рис. 11.6) и учитывают при определении ИПС, предназначенного для прокладки на карте. Долготы радиостанции и ВС при этом берут, приблизительно округляя до целого градуса. Поправку учитывают по следующим правилам: «Если радиостанция расположена восточнее ВС, то σ берут со знаком плюс, а если радиостанция расположена западнее ВС, то σ берут со знаком минус». 151 Это правило справедливо для Северного полушария Земли, в Южном полушарии знак поправки противоположен. 3 4 5 φср 90° σ Δλ Рис. 11.6. Расчет поправки на угол схождения меридианов Истинный пеленг ВС для прокладки его на карте с учетом поправки σ рассчитывают по формуле: ИПС = МК + ΔМ + КУР ±180° + σ. Пример. МК = 82°; ΔМ = +6°; КУР = 62°; λр = 52°; λс = 47°; φср = 54°. Определить ИПР, σ и ИПС. Решение 1. ИК = МК + ΔМ = 82° + (+6°) = 88°; ИПР = ИК + КУР = 88° + 62° = 150°. 2. Определяем поправку на угол схождения меридианов: σ = (λр – λс)sinφср = (52° – 47°)0.8 = + 4° . 3. Рассчитываем ИПС = ИПР ±180° + σ = 150° + 180° + 4° = 334°. 11.3. Аэронавигация с использованием автоматического радиокомпаса Задачи аэронавигации, решаемые с помощью АРК. Автоматический радиокомпас (АРК) – бортовое приемное устройство направленного действия, позволяющее определять направление на передающую радиостанцию. АРК совместно с приводными и радиовещательными станциями образуют угломерную радиотехническую систему. Принцип работы радиокомпаса основан на использовании направленных свойств рамочной антенны, которая позволяет определять направление прихода радиоволн в точке их приема. На воздушных судах гражданской авиации РФ устанавливаются радиокомпасы АРК-9, АРК-11, АРК-15 и АРК-22. Наибольшее распространение имеет АРК-15 с международным диапазоном частот (150 – 1799.5 кГц). В отличие от ранее выпускаемых радиокомпасов, в нем применена гониометрическая система в сочетании с подвижной рамочной антенной. 152 Радиокомпас в комплексе с геотехническими средствами позволяет решать следующие задачи аэронавигации: выполнять полет от радиостанции или на нее в заданном направлении; осуществлять контроль пути по направлению и дальности; определять момент пролета радиостанции или ее траверза; определять место воздушного судна и навигационные элементы полета; выполнять заход на посадку по установленной схеме в сложных метеорологических условиях. Полет от радиостанции. Полет от радиостанции в заданном направлении может быть выполнен в том случае, если она расположена на ЛЗП (или ее продолжении). Полет от радиостанции может выполняться следующими способами: полет от радиостанции с выходом на ЛЗП; полет от радиостанции с выходом на ППМ; с выходом на новое направление при полете от радиостанции. При полете от радиостанции контроль пути по направлению выполняют путем сравнения МПС с ЗМПУ. При этом необходимо знать следующее: если МПС = ЗМПУ или отличается не более чем на 2°, то ВС находится на ЛЗП; если МПС > ЗМПУ, то ВС находится правее ЛЗП; если МПС < ЗМПУ, то ВС находится левее ЛЗП (см. рис.11.7). Магнитный пеленг ВС, боковое уклонение и фактический угол сноса определяют по формулам: МПС = МК + КУР ±180°; БУ = МПС – ЗМПУ; УСф = МПС – МКр; УСф = КУР – 180°. См МПС<ЗМПУ МПС>ЗМПУ ЛФП УСф МПС=ЗМПУ – БУ КУР ЛЗП + БУ УСф ЛФП КУР Рис. 11.7. Контроль пути по направлению при полете от радиостанции 153 В практике аэронавигации МПС определяют по упрощенной формуле МПС = МК ±α, где α = КУР – 180°. Знак «плюс» берется, если КУР > 180°, знак «минус», если КУР < 180°. При КУР = 180° МПС = МК (рис. 11.8). 0° Указатель АРК 90° 270° МПС= МК + α +α – α МПС= МК – α 180° МПС = МК Рис. 11.8. Определение МПС с помощью указателя курсовых углов Пример. ЗМПУ = 130°; МКр = 124°; КУР = 182° . Определить МПС, БУ и УСф. Решение. Находим: МПС = МК ±α = 124° + 2° = 126°; БУ = МПС – ЗМПУ = 126°– 130° = –4°; УСф = КУР – 180° = 182° – 180° = +2°; УСф = МПС – МКр = 126° – 124° = +2°. Полет от радиостанции с выходом на ЛЗП. Этот способ полета (рис. 11.9) применяют при значительном уклонении от ЛЗП, а также в случаях, когда необходимо строго следовать по ЛЗП. Порядок выполнения полета следующий: точно пройти радиостанцию с МКр; через 5 – 15 мин полета отсчитать КУР и рассчитать МПС = МК + КУР ±180° или МПС = МК ±α; определить сторону и знакчение бокового уклонения БУ = МПС – ЗМПУ; УСф = МПС – МК или УСф = КУР – 180°; выбрать угол выхода (20 – 90°), рассчитать МКвых по формуле: МКвых = ЗМПУ ±Увых (« + » при левом уклонении, « – » при правом уклонении); определить момент выхода на ЛЗП по КУРвых = 180° ±Увых (« + » при правом уклонении, « – » при левом уклонении); после выхода на ЛЗП установить ВС на МКсл = МКр – БУ или МКсл = ЗМПУ – УСф; при полете по ЛЗП контроль пути по направлению осуществлять по КУРсл = 180° + УСф или МПСсл = ЗМПУ. 154 См См См ЗМПУ МКр МКвых МПС МКсл УСр БУ Увых ЛЗП УСф УСф КУРвых КУРсл Рис. 11.9. Полет от радиостанции с выходом на ЛЗП Пример. ЗМПУ = 90°; МКр = 84°; КУР = 190°; Увых =20°. Определить данные для выхода и полета по ЛЗП. Решение 1. Находим: МПС = МК ±α = 84° + 10° = 94°; БУ = МПС – ЗМПУ = 94°– 90° = +4°; УСф = КУР – 180° = 190° – 180° = +10°. 2. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУ ± Увых = 90° – 20° = 70°; КУРвых = 180° ± Увых = 180° + 20° = 200°. 3. Находим: МКсл = МКр – БУ = 84° – (+4°) = 80°; КУРсл = 180° + УСф = 180° + 10° = 190°. Полет от радиостанции с выходом на ППМ. Этот способ полета (рис. 11.10) используют, когда уклонение от ЛЗП или оставшееся расстояние до ППМ малы. См См МКппм МПС БУ ЗМПУ МКр ДП УСф БУ УСр ДП ЛЗП Sост Sпр Рис. 11.10. Полет от радиостанции с выходом на ППМ 155 ПК Порядок выполнения полета следующий: точно пройти радиостанцию с МКр; через 5 – 15 мин полета отсчитать КУР и рассчитать МПС = МК + КУР ±180° или МПС = МК ±α; сравнивая МПС с ЗМПУ определить сторону и значение бокового уклонения: БУ = МПС – ЗМПУ; УСф = КУР – 180°; по пройденному и оставшемуся расстоянию или времени рассчитать: ДП = (Sпр/Sост)БУ; ПК = БУ + ДП; решение этих формул на НЛ-10М показано на рис. 11.11; определить курс следования для выхода на ППМ: МКппм = МКр – ПК. 4 5 ДП БУ ПК Sпр Sост Sобщ Рис. 11.11. Расчет ДП и ПК Пример. ЗМПУ = 90°; МКр = 82°; КУР = 182°; tпр = 8 мин; tост = 6 мин. Определить данные для выхода на ППМ. Решение 1. Находим: МПС = МК ±α = 82° + 2° =84°; БУ = МПС – ЗМПУ = 84°– 90° = –6°. 2. Рассчитываем: ДП = (tпр/tост)БУ = (8/6)(– 6) = –8°; ПК = БУ + ДП = (–6°) + (–8°) = – 14°. 3. Находим МКппм = МКр – ПК = 82° – (–14°) = 96°. Выход на новое направление при полете от радиостанции. Этот способ полета применяют, в основном, в учебных полетах и тренировках на тренажере для отработки навыков в использовании радиокомпаса. Порядок выхода на новую ЛЗП следующий: определить МПС и сторону разворота для выхода на новую ЛЗП; если ЗМПУнов больше МПС, выполняют разворот вправо, если меньше, – разворот влево (рис. 11.12); выбрать угол выхода от 20 до 90° и рассчитать МКвых = ЗМПУнов ±Увых; определить момент выхода на ЛЗП по КУРвых = 180° ±Увых; после выхода на новую ЛЗП устанавливают ВС на МКсл = ЗМПУнов – УСнов для полета по новой ЛЗП; при полете по 156 новой ЛЗП контроль пути по направлению осуществлять по КУРсл = 180° + УСнов или МПСсл = ЗМПУнов. См См См МКвых МКсл ЗМПУнов Увых УСнов МПС КУРвых КУРсл Рис. 11.12. Выход на новую ЛЗП при полете от радиостанции Пример. МКр = 100°; КУР = 185°; ЗМПУнов = 65°; УСнов = –5°. Определить данные для выхода и полета по новой ЛЗП. Решение 1. Находим МПС, сторону разворота для выхода на новую ЛЗП и угол выхода: МПС = МК ±α = 100° + 5° = 105°; ЗМПУнов < МПС, разворот влево; Увых = 40°. 2. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУнов ± Увых = 65° – 40° = 25°; КУРвых = 180° ± Увых = 180° + 40° = 220°. 3. Находим: МКсл = ЗМПУнов – УСнов = 65° – (–5°) = 70°; КУРсл = 180° + УСнов = 180° + (–5°) = 175°. Полет на радиостанцию. Полет может быть выполнен следующими способами: пассивным, курсовым, активным. Основным из них является активный способ, позволяющий лететь точно по ЛЗП. При полете на радиостанцию контроль пути по направлению выполняют путем сравнения МПР с ЗМПУ. При этом необходимо знать следующее: если МПР = ЗМПУ или отличается не более чем на 2°, то ВС находится на ЛЗП; если МПР < ЗМПУ, то ВС находится правее ЛЗП; если МПР > ЗМПУ, то ВС находится левее ЛЗП (см. рис. 11.13). Магнитный пеленг радиостанции МПР = МК + КУР 157 См См МПР > ЗМПУ См МПР = ЗМПУ ЛЗП – ДП + БУ МПР < ЗМПУ + ДП ЛФП Sпр Sост Рис. 11.13. Контроль пути по направлению при полете на радиостанцию В практике аэронавигации МПР определяют по упрощенной формуле МПР = МК ±α, где α = КУР – 360°. Знак «плюс» берется, если КУР > 360°, т.е. когда радиостанция справа впереди, а знак «минус», если КУР < 360°, т.е. радиостанция слева впереди (рис. 11.14). МПР = МК МПР= МК – α 0° МПР= МК + α –α +α 270° Указатель АРК 90° 180° Рис. 11.14. Определение МПР с помощью указателя курсовых углов Дополнительную поправку, боковое уклонение и фактический угол сноса определяют по формулам: ДП = ЗМПУ – МПР, БУ =(Sост/Sпр)ДП, УСф = УСр + БУ. Определение БУ на НЛ-10М смотри на рис. 11.11. 158 Пример. ЗМПУ = 80°; МКр = 76°; КУР = 358°; Sпр = 30 км; Sост = 15 км. Определить МПР, ДП, БУ и УСф. Решение 1. Находим: МПР = МК ±α = 76° – 2° = 74°, ДП = ЗМПУ – МПР = 80° – 74° = +6°. 2. Рассчитываем: БУ =(Sост/Sпр)ДП = (15/30)(+6°) = +3°, УСр = ЗМПУ – МКр = 80° – 76° = +4°, УСф = УСр + БУ = 4° + 3° = +7°. Полет на радиостанцию пассивным способом. Этот способ наиболее простой по выполнению (рис 11.15). Необходимо выдерживать стрелку указателя АРК на значении КУР = 0° в течение всего полета до выхода на радиостанцию. При этом продольная ось воздушного судна должна быть постоянно направлена на радиостанцию, МК = МПР. Порядок выполнения полета следующий: настраивают АРК на радиостанцию; доворотом ВС устанавливают стрелку указателя АРК на КУР = 0°; пилотируют ВС так, чтобы стрелка указателя АРК была на КУР = 0°; момент пролета радиостанции определяют по расчетному времени и по изменению КУР на 180°. При боковом ветре фактический путь ВС будет иметь вид кривой (рис. 11.15), которая называется радиодромией. Радиодромия МК2 КУР = 0° МК3 КУР = 0° МК4 КУР = 0° МК1 КУР = 0° Ортодромия (ЛЗП) U Рис. 11.15. Полет на радиостанцию пассивным способом Полет пассивным способом имеет следующие недостатки: при боковом ветре не обеспечивается полет по ЛЗП и выход на радиостанцию с заданного направления; при отказе АРК или выключении приводной радиостанции пилот оказывается в затруднительном положении, т.к. ВС не находится на ЛЗП и курс 159 следования на радиостанцию не подобран; в горной местности вследствие отклонения радиодромии от ЛЗП не обеспечивается безопасность полета. В силу этих причин этот способ при полетах по воздушным трассам не применяют. Его можно использовать для вывода воздушного судна на радиостанцию с небольших расстояний (30 – 40 км). Полет на радиостанцию курсовым способом. Этот способ полета (рис. 11.16) позволяет вести счисление пути по фиксированным курсам, что повышает его надежность. МК2=100° КУР = 0° МК3=115° КУР = 0° МК4=135° КУР = 0° МК5=150° КУР = 0° МК1=90° КУР = 0° Ортодромия (ЛЗП) U Рис. 11.16. Полет на радиостанцию курсовым способом Для этого необходимо периодически, через 3 – 5 мин полета, устанавливать ВС на КУР = 0°. При этом путь ВС при боковом ветре представляет собой ломаную линию, огибающую радиодромию. По сравнению с пассивным способом отклонение ВС от ЛЗП будет несколько больше. Полет на радиостанцию активным способом. Полет на радиостанцию активным способом включает в себя следующие виды полета: полет на радиостанцию с выходом на ЛЗП; полет на радиостанцию с выходом на ППМ; полет на радиостанцию с любого направления подбором курса следования; полет на радиостанцию с нового заданного направления с постоянным МК выхода. Полет на радиостанцию с выходом на ЛЗП. Этот способ полета (рис. 11.17) применяют при значительном уклонении от ЛЗП, а также в случаях, когда необходимо строго следовать по ЛЗП. Порядок выполнения полета следующий: точно пройти ИПМ (ППМ) с МКр; через 5 – 15 мин полета отсчитать КУР и рассчитать МПР = МК + КУР 160 или МПР = МК ±α; определить сторону уклонения и дополнительную поправку ДП = ЗМПУ – МПР; боковое уклонение и фактический угол сноса расчитываютпо формулам: БУ =(Sост/Sпр)ДП или с помощью НЛ-10М, УСф = УСр + БУ; задаться угол выхода (20 – 90°), рассчитать МКвых = ЗМПУ ±Увых (« + » при левом уклонении, « – » при правом уклонении); См См ЗМПУ МКвых МКр УСр БУ См См УСф Увых ЛЗП МПР МКсл КУРвых УСф КУРсл Рис. 11.17. Полет на радиостанцию с выходом на ЛЗП определить момент выхода на ЛЗП по КУРвых = 360° ±Увых (« + » при правом уклонении, « – » при левом уклонении); после выхода на ЛЗП устанавить ВС на МКсл = МКр – БУ или МКсл = ЗМПУ – УСф; при полете по ЛЗП контроль пути по направлению ведут по КУРсл = 360° + УСф или МПРсл = ЗМПУ. Пример. ЗМПУ = 60°; МКр = 58°; КУР = 6°; tпр = 6 мин; tост = 12 мин; Увых =30°. Определить данные для выхода и полета по ЛЗП. Решение 1. Находим: МПР = МК ±α = 58° + 6° = 64°; ДП = ЗМПУ – МПР = 60°– 64° = –4°. 2. Определяем: БУ =(tост/tпр)ДП = (12/6)(–4°) = –8°; УСр = ЗМПУ – МКр = 60° – 58° = +2°; УСф = УСр + БУ = (+2°) + (–8°) = –6°. 3. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУ ± Увых = 60° + 30° = 90°; КУРвых = 360° ± Увых = 360° – 30° = 330°. 4. Находим: МКсл = МКр – БУ = 58° – (–8°) = 66°; КУРсл = 360° + УСф = 360° + (–6°) = 354°. 161 Полет на радиостанцию с выходом на ППМ. Этот способ полета (рис. 11.18) используют, когда уклонение от ЛЗП или оставшееся расстояние до ППМ малы. Порядок выполнения полета следующий: точно пройти ИПМ (ППМ) с МКр; через 5 – 15 мин полета отсчитать КУР и рассчитать МПР = МК + КУР или МПР = МК ±α; определить сторону уклонения, рассчитать ДП = ЗМПУ – МПР; по пройденному и оставшемуся расстоянию или времени рассчитать БУ и ПК по формулам: БУ = (Sост/Sпр )ДП; ПК = БУ + ДП; решение этих формул на НЛ-10М показано на рис. 11.19; определить курс следования для выхода на ППМ МКппм = МКр – ПК. См См МПР МКппм БУ ЗМПУ ДП УСф МКр БУ УСр ПК КУРсл ДП ЛЗП Sост Sпр Рис. 11.18. Полет на радиостанцию с выходом на ППМ 4 5 ДП БУ ПК Sпр Sост Sобщ Рис. 11.19. Расчет БУ и ПК Пример. ЗМПУ = 120°; МКр = 112°; КУР = 4°; tпр = 7 мин; tост = 7 мин. Определить данные для выхода на ППМ. Решение 1. Находим: МПР = МК ±α = 112° + 4° =116°; ДП = ЗМПУ – МПР = 120°– 116° = +4°. 2. Рассчитываем: БУ = (tост/tпр)ДП = (7/7)(+4°) = +4°; ПК = БУ + ДП = 4° + 4° = +8°. 162 3. Находим МКппм = МКр – ПК = 112° – (+8°) = 104°. Полет на радиостанцию с любого направления с подбором курса следования. Этот способ полета (рис. 11.20) применяют в тех случаях, когда по воздушной обстановке необходимо выполнять полет на радиостанцию активным способом, но данных о ветре не имеется и нет жестких требований к направлению выхода на радиостанцию. Этим способом пользуются после обхода грозы, а также после восстановления ориентировки, когда нужно выйти на заданную радиостанцию. Порядок выполнения полета следующий: настроить радиокомпас на радиостанцию; доворотом ВС установить стрелку указателя радиокомпаса на КУР = 0°, заметить курс и продолжить полет с этим курсом; через 3 – 5 мин полета отсчитать КУР и определить сторону сноса. При этом если КУР увеличился, то снос левый, если КУР уменьшился, то снос правый. При изменении КУР более чем на 2° ВС устанавливают на КУРсл = 360° + (±5°), предполагая, что УС = ±5°. При правом сносе КУРсл = 5°, при левом сносе КУРсл = 355°; заметить курс ВС, продолжить полет с этим курсом и следить за изменением КУР. Если КУР снова увеличился (уменьшился), то необходимо ввести вторую поправку в угол сноса, равную ±8°, т.е. взять КУРсл = 360° + (±8°); при необходимости вводят третью поправку в угол сноса, равную ±10°, т.е. взять КУРсл = 360° + (±10°). Если взятая поправка окажется большей, то берут курс, равный среднему значению последнего и предыдущего. U МК = 90° КУР = 0° КУР = 5° УС = +5° КУР = 8° УС = +8° КУР = 10° УС = +10° Рис. 11.20. Полет на радиостанцию с любого направления с подбором курса следования 163 Курс следования считается подобранным, если КУР при полете на радиостанцию остается неизменным. Выход на радиостанцию с нового заданного направления с постоянным МК выхода. Этот способ применяют в тех случаях, когда по указанию диспетчера ОВД необходимо обеспечить выход на радиостанцию с нового заданного направления с постоянным МК выхода. Данный способ применим, если разница (развилка) между МПР и новым значением ЗМПУ не превышает 70°. Порядок выполнения полета следующий: определить МПР и сторону разворота для выхода на новую ЛЗП; если ЗМПУнов меньше МПР, выполняют разворот вправо, если больше – разворот влево (рис. 11.21); См См См См См См ЗМПУнов МКвых Увых КУРвых МКсл См МПР КУРсл ЛЗП Рис. 11.21. Выход на радиостанцию с нового заданного направления с постоянным МК выхода определить угол выхода, который должен на 20 – 30° больше разницы между ЗМПУнов и МПР: МКвых = ЗМПУнов ±Увых; определить момент выхода на новую ЛЗП по КУРвых = 360° ±Увых; после выхода на новую ЛЗП устанавливают ВС на МКсл для полета на радиостанцию: МКсл = ЗМПУнов – УСнов; при полете по новой ЛЗП контроль пути по направлению осуществлять по КУР сл = 360° + УСнов или МПРсл = ЗМПУнов. 164 Пример. МКр = 40°; КУР = 10°; ЗМПУнов = 100°; УСнов = +5°. Определить данные для выхода и полета по новой ЛЗП. Решение 1. Находим МПР, сторону разворота для выхода на новую ЛЗП и угол выхода: МПР = МК ±α = 40° + 10° = 50°; ЗМПУнов > МПР, разворот влево; Увых = ЗМПУнов – МПР + 20° = 100° – 50° + 20° = 70°. 2. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУнов ± Увых = 100° – 70° = 30°; КУРвых = 360° ± Увых = 360° + 70° = 70°. 3. Находим: МКсл = ЗМПУнов – УСнов = 100° – (+5°) = 95°; КУРсл = 360° + УСнов = 360° + 5° = 5°. Определение момента пролета радиостанции или ее траверза. Полет воздушного судна на радиостанцию заканчивается определением момента ее пролета. Как правило, этот момент необходимо ожидать. О приближении ВС к радиостанции можно судить по следующим признакам: истекает расчетное время прибытия на РНТ; увеличивается чувствительность радиокомпаса, что сопровождается отклонением стрелки АРК вправо. Момент пролета радиостанции определяют по изменению КУР на 180° или несколько больше (меньше) 180°. Кроме того, воздушное судно может пролетать радиостанцию слева или справа. В этом случае за момент пролета принимают момент выхода ВС на траверз радиостанции, что фиксируется приходом стрелки радиокомпаса при полете в штилевых условиях на КУР, равный 90 или 270°. Курсовой угол траверза радиостанции при ветре определяют по формуле КУРтр = 90° (270°) + УС. Пример. МК = 170°; УС = +10°; радиостанция слева. Определить КУРтр. Решение. Находим КУРтр = 270° + УС = 270° + 10° = 280°. Контроль пути по дальности. Сущность контроля пути по дальности заключается в определении расстояния, пройденного или оставшегося до заданного пункта. С помощью боковых радиостанций эту задачу решают следующи165 ми способами: пеленгованием боковой радиостанции и прокладкой ИПС на карте; выходом на предвычисленный КУР или МПР. Контроль пути по дальности пеленгованием боковой радиостанции и прокладкой ИПС на карте. Этот способ обеспечивает достаточную точность контроля пути по дальности. Недостатком его является необходимость прокладки пеленга на карте, что не всегда удобно. Для контроля пути этим способом необходимо: настроить радиокомпас на выбранную боковую радиостанцию; определить ИПС и заметить время пеленгования; проложить на карте полученный ИПС от выбранной радиостанции (рис. 11.22). Линия пеленга укажет, какого рубежа достигло ВС в момент пеленгования радиостанции. Си ИПС ЛЗП Sост Sпр 12.20 Рис. 11.22. Контроль пути по дальности пеленгованием боковой радиостанции и прокладкой ИПС на карте Пример. Маршрут полета Красный Кут – Саратов. Радиостанция Казенная Маянга; в 12.15 на МК = 340° отсчитан КУР = 61°; ΔМ = +9°. Проконтролировать путь по дальности. Решение 1. Рассчитываем ИПС = МК + ΔМ + КУР ±180° = 340° + 9° + 61° – 180° = 230°. 2. Прокладываем на карте рассчитанный ИПС и определяем рубеж, достигнутый ВС. Это будет линия соединяющая Казенную Маянгу и Советское. 166 Контроль пути по дальности выходом на предвычисленный КУР или МПР. Этот способ является наиболее распространенным и в отличие от предыдущего не требует прокладки пеленга на карте, что является его преимуществом. Предвычисленный КУР (МПР) – заранее рассчитанный КУР (МПР) для определения момента пролета любой точки, лежащей на ЛЗП. Для контроля пути этим способом необходимо: 1. При подготовке к полету следует: наметить на ЛЗП точки контроля пути и выбрать боковые радиостанции (см. рис. 11.23); для каждой намеченной точки измерить ИПР на выбранную радиостанцию и определить предвычисленный МПР по формуле МПРпредв = ИПР – ΔМ; записать на карте у точек контроля рассчитанные значения МПРпредв. См МК ИПМ ППМ КО МПРпредв КУРпредв Рис. 11.23. Контроль пути по дальности выходом на КУРпредв или МПРпредв 2. В полете: рассчитать предвычисленный КУР по формуле КУРпредв = МПРпредв –МКр; за 3 – 5 мин до расчетного времени пролета точки контроля настроить радиокомпас на выбранную боковую радиостанцию и следить за показанием стрелки указателя радиокомпаса; в момент, когда стрелка указателя радиокомпаса покажет КУР = КУРпредв или МПР =МПРпредв, ВС будет находиться над точкой контроля. 167 Пример. Маршрут полета: Красный Кут – Саратов. Определить КУРпредв на РНТ Елшанка для контроля момента пролета ППМ Маркс, если ЗМПУ = 340° и УСр = +5°. Решение 1. Измеряем транспортиром ИПР от ППМ Маркс на РНТ Елшанка: ИПР = 295°. 2. Находим МПРпредв = ИПР – ΔМ = 295° – (+9°) = 286°; МКр = ЗМПУ – УСр = 340° – (+5°) = 335°. 3. Рассчитываем КУРпредв = МПРпредв – МКр = 286° + 360° – 335° = 311°. Определение места воздушного судна. Место воздушного судна в полете определяют для контроля пути, нахождения навигационных элементов и восстановления ориентировки. Место ВС может быть определено с использованием радиокомпаса следующими способами: по одной радиостанции двукратным пеленгованием; по двум радиостанциям. Определение места ВС по одной радиостанции двукратным пеленгованием с прокладкой пеленга на карте. Для применения этого способа необходимо использовать боковую радиостанцию, расположенную от ЛЗП на расстоянии до 150 км от ВС, а радиовещательную радиостанцию на расстоянии до 300 км. Си ИПС2 ИПС1 11.30 11.30 Си ИК Sпр 11.20 Рис. 11.24. Определение места ВС по одной радиостанции двукратным пеленгованием 168 Для определения места ВС этим способом необходимо: настроить радиокомпас на выбранную боковую радиостанцию и прослушать позывные; отсчитать КУР1 (МПС1) курс и время пеленгования (Т1); выполнять полет с прежним курсом и наблюдать за изменением КУР; когда он изменится на 25 - 30°, отсчитать КУР2 (МПС1) и время пеленгования (Т2); записать полученные данные; рассчитать ИПС1 = МПС1+ ΔМ + (±σ) и ИПС2 = МПС2+ ΔМ + (±σ); проложить на карте ИПС1 и ИПС2 (рис. 11.24); из любой точки первого пеленга отложить линию истинного курса и расстояние на ней, пройденное самолетом за время между первым и вторым пеленгованием Sпр = W·t или Sпр = V·t; через полученную точку Sпр провести линию, параллельную линии первого пеленга. Точка пересечения этой линии с линией второго пеленга будет местом ВС в момент второго пеленгования. Определение места ВС по двум радиостанциям. Для применения этого способа необходимо использовать две радиостанции с таким расчетом, чтобы одна из них была на ЛЗП или около нее (впереди или позади), а вторая сбоку (справа или слева). При этом пеленги от них в районе определения места ВС должны пересекаться под углом, близким к 90°, но не более 150° и не менее 30°. Си Си ИПС1 ИПС2 14.09 14.08 14.09 Рис. 11.25. Определение места ВС по двум радиостанциям Для определения места ВС этим способом при использовании одного радиокомпаса необходимо: настроить радиокомпас на радиостанцию, располо169 женную впереди или позади ВС; отсчитать КУР1 (МПС1), курс и время пеленгования (Т1); быстро перестроить радиокомпас на боковую радиостанцию и прослушать позывные; отсчитать КУР2 (МПС2) и время пеленгования (Т2); записать полученные данные; рассчитать ИПС1 = МПС1+ ΔМ + (±σ) и ИПС2 = МПС2+ ΔМ + (±σ); проложить на карте ИПС1 и ИПС2 (см. рис. 11.25); Точка пересечения пеленгов будет местом ВС в момент пеленгования боковой радиостанции, если время между пеленгованиями не превышает 2 мин. Если время между первым и вторым пеленгованием 2 мин и более, необходимо привести пеленги к одному моменту времени, для чего: из точки пересечения пеленгов отложить линию истинного курса и расстояние на ней, пройденное ВС за время между первым и вторым пеленгованием Sпр = W·t или Sпр = V·t; через полученную точку Sпр провести линию, параллельную линии первого пеленга. Точка пересечения этой линии с линией второго пеленга будет местом ВС в момент второго пеленгования. 11.4. Аэронавигация с использованием радиопеленгаторов Задачи аэронавигации, решаемые с помощью радиопеленгаторов. Наземный радиопеленгатор – специальное приемное устройство, предназначенное для определения направления на воздушное судно относительно меридиана его места установки в момент работы бортовой радиостанции. Наземные радиопеленгаторы работают в том же диапазоне частот, что и бортовые радиостанции связи, поэтому при их использовании нет необходимости в установке на воздушном судне какого-либо дополнительного оборудования. Воздушные суда пеленгуются диспетчерами ОВД на УКВ каналах связи с летными экипажами. В момент работы бортовой УКВ радиостанции диспетчер по индикатору радиопеленгатора определяет, а при запросе пилота передает направление от радиопеленгатора на ВС (прямой пеленг) или от ВС на радиопеленгатор (обратный пеленг). 170 В гражданской авиации применяют коротковолновые (КВ) и автоматические ультракоротковолновые радиопеленгаторы (УКВ АРП). Для КВ радиопеленгаторов ближнего действия дальность пеленгования достигает 600 – 1000 км, а точность определения пеленга 1.5 – 2°. Для УКВ АРП дальнего действия дальность достигает 100 – 180 км на высотах полета от 1000 – 3000м, точность определения пеленга 2 – 3° В настоящее время в ГА получили широкое распространение многоканальные радиопеленгаторы типа АРП-75 («Тополь»), АРП-80 («Пихта»), АРП95, которые могут запеленговать одновременно несколько воздушных судов, передатчики которых работают на разных частотах связи. При использовании наземных радиопеленгаторов (установлено правилами их эксплуатации) летному экипажу, находящемуся на радиосвязи с диспетчером «Подхода», «Круга», и «Посадки» сообщают магнитные пеленги, а с диспетчером РЦ (ВРЦ) – истинные пеленги. Наземные радиопеленгаторы устанавливаются в районе аэродрома. Наземные радиопеленгаторы позволяют решать следующие задачи аэронавигации: выполнять полет от радиопеленгатора и на радиопеленгатор в заданном направлении; контролировать путь по направлению и дальности; определять момент пролета радиопеленгатора или его траверза; определять место ВС и навигационные элементы полета; контролировать полеты ВС по воздушным трассам. Полет от радиопеленгатора. Контроль пути по направлению выполняют в том случае, когда радиопеленгатор расположен на ЛЗП или ее продолжении. Для контроля пути по направлению от радиопеленгатора пилот запрашивает у диспетчера ОВД прямой пеленг словами: «Дайте прямой пеленг», что означает: «Сообщите магнитный пеленг от вас». Прямой пеленг (ПП) – угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через радиопеленгатор, и ортодромическим (действительным) направлением на ВС (рис. 11.26). Его отсчитывают от 171 северного направления магнитного меридиана до направления на ВС по ходу часовой стрелки от 0 до 360°. См ПП ОП Рис. 11.26. Прямой и обратный пеленги При полете от радиопеленгатора контроль пути по направлению выполняют путем сравнения ПП с ЗМПУ. В результате определяют боковое уклонение от ЛЗП. Если ПП = ЗМПУ или отличается не более чем на 2°, то ВС находится на ЛЗП, если ПП > ЗМПУ, то ВС находится правее ЛЗП, если ПП < ЗМПУ, то ВС находится левее ЛЗП (рис. 11.27). Боковое уклонение и фактический угол сноса определяют по формулам: БУ = ПП – ЗМПУ, УСф = ПП – МКр. См ПП < ЗМПУ ПП > ЗМПУ ЛФП УСф ПП= ЗМПУ – БУ ЛЗП + БУ УСф ЛФП Рис. 11.27. Контроль пути по направлению при полете от радиопеленгатора 172 Порядок выполнения полета от радиопеленгатора такой же, как и от радиостанции. Отличие состоит лишь в том, что вместо МПС пилот использует ПП, который он получает при запросе от диспетчера. Выход на ЛЗП в этом случае контролируют не по КУРвых, а по прямому пеленгу ППвых. Полет от радиопеленгатора с выходом на ЛЗП. Порядок выполнения полета (рис. 11.28) следующий: точно пройти радиопеленгатор с МКр; через 5 – 15 мин полета запросить у диспетчера ПП; определить сторону уклонения, рассчитать боковое уклонение и угол сноса фактический по формулам: БУ = ПП – ЗМПУ, УСф = ПП – МКр; выбрать угол выхода (20 – 90°), рассчитать МКвых по формуле: МКвых = ЗМПУ ±Увых (« + » при левом уклонении, « – » при правом уклонении); См См См ЗМПУ ППвых= ЗМПУ МКр ПП МКвых УСр БУ ППсл= ЗМПУ МКсл Увых ЛЗП УСф УСф Рис. 11.28. Полет от радиопеленгатора с выходом на ЛЗП определить момент выхода на ЛЗП по формуле: ППвых = ЗМПУ; после выхода на ЛЗП установить ВС на МКсл, который рассчитывается по формуле: МКсл = МКр – БУ или МКсл = ЗМПУ – УСф; при полете по ЛЗП контроль пути по направлению осуществлять по ППсл = ЗМПУ. Пример. ЗМПУ = 90°; МКр = 84°; ПП = 94°; Увых =30°. Определить данные для выхода и полета по ЛЗП. Решение 1. Находим: БУ = ПП – ЗМПУ = 94°– 90° = +4°; УСф = ПП – МКр = 94° – 84° = +10°. 173 2. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУ ± Увых = 90° – 30° = 60°; ППвых = ЗМПУ = 90°. 3. Находим: МКсл = ЗМПУ – УСф = 90° – (+10°) = 80°; ППсл = ЗМПУ = 90°. Полет на радиопеленгатор. Контроль пути по направлению выполняют в том случае, когда радиопеленгатор расположен на ЛЗП или ее продолжении. Для контроля пути по направлению на радиопеленгатор пилот запрашивает у диспетчера ОВД обратный пеленг словами: «Дайте обратный пеленг», что означает: «Сообщите магнитный курс, с которым я должен направляться к вам при отсутствии ветра». Обратный пеленг (ОП) – угол, заключенный между северным направлением магнитного меридиана, проходящего через радиопеленгатор, и направлением продолжения линии, проложенной от ВС через радиопеленгатор (рис.11.26). Его отсчитывают от северного направления магнитного меридиана до указанной выше линии по ходу часовой стрелки от 0 до 360°. При полете на радиопеленгатор контроль пути по направлению выполняют путем сравнения ОП с ЗМПУ. В результате определяют дополнительную поправку. Если ОП = ЗМПУ или отличается не более чем на 2°, то ВС находится на ЛЗП, если ОП < ЗМПУ, то ВС находится правее ЛЗП, если ОП > ЗМПУ, то ВС находится левее ЛЗП (рис. 11.29). См См ЛФП УСф ОП < ЗМПУ ОП = ЗМПУ ЗМПУ – БУ ЛЗП + БУ Sпр – ДП + ДП УСф ОП > ЗМПУ Sост Рис. 11.29. Контроль пути по направлению при полете на радиопеленгатор 174 Дополнительную поправку, боковое уклонение и фактический угол сноса определяют по формулам: ДП = ЗМПУ – ОП, БУ =(Sост/Sпр)ДП, УСф = УСр + БУ. Порядок выполнения полета на радиопеленгатор аналогичен порядку выполнения полета на радиостанцию. Отличие состоит лишь в том, что вместо МПР пилот использует ОП, который он получает при запросе от диспетчера. Выход на ЛЗП в этом случае контролируют не по КУРвых, а по обратному пеленгу ОПвых. Полет на радиопеленгатор с выходом на ЛЗП. Порядок выполнения полета (рис. 11.30) следующий: точно пройти ИПМ (ППМ) с МКр; через 5 – 15 мин полета запросить у диспетчера ОП; определить сторону уклонения, рассчитать дополнительную поправку, боковое уклонение и фактический угол сноса по формулам: ДП = ЗМПУ – ОП, БУ =(Sост/Sпр)ДП (или с помощью НЛ10М), УСф = УСр + БУ; выбрать угол выхода (20 – 90°), рассчитать МКвых по формуле: МКвых = ЗМПУ ±Увых (« + » при левом уклонении, « – » при правом уклонении); определить момент выхода на ЛЗП по формуле: ОПвых = ЗМПУ; после выхода на ЛЗП устанавливают ВС на МКсл , который рассчитывается по формуле: МКсл = МКр – БУ или МКсл = ЗМПУ – УСф; при полете по ЛЗП контроль пути по направлению осуществляют по ОПсл = ЗМПУ. См См См См ОПвых= ЗМПУ МКвых ЗМПУ МКр ОП< ЗМПУ МКсл УСр БУ Увых ЛЗП УСф УСф Рис. 11.30. Полет на радиопеленгатор с выходом на ЛЗП 175 Пример. ЗМПУ = 60°; МКр = 58°; ОП = 64°; tпр = 6 мин; tост = 12 мин; Увых =30°. Определить данные для выхода и полета по ЛЗП. Решение 1. Находим ДП = ЗМПУ – ОП = 60°– 64° = –4°. 2. Определяем: БУ =(tост/tпр)ДП = (12/6)(–4°) = –8°, УСр = ЗМПУ – МКр = 60° – 58° = +2°, УСф = УСр + БУ = (+2°) + (–8°) = –6°. 3. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУ ± Увых = 60° + 30° = 90°, ОПвых = ЗМПУ = 60°. 4. Находим: МКсл = МКр – БУ = 58° – (–8°) = 66°, ОПсл = ЗМПУ = 60°. Определение момента пролета наземного радиопеленгатора или его траверза. Полет на радиопеленгатор активным или пассивным способами заканчивается определением момента его пролета. О приближении воздушного судна к радиопеленгатору можно судить по следующим признакам: истекает расчетное время прибытия на радиопеленгатор; по резкому изменению обратных пеленгов. См ОП= 180° ОПтр ФМПУ 90° ОП= 230° ОП= 270° См ОП= 90° ОПтр ОП= 50° ОП= 0° Рис. 11.31. Определение момента пролета радиопеленгатора или его траверза Момент пролета радиопеленгатора определяют визуально (при видимости земной поверхности), по изменению очередного пеленга на значение, близкое к 180° (рис. 11.31) и по команде «Пролет», передаваемой диспетчером. 176 Кроме того ВС может пролетать радиопеленгатор слева или справа. В этом случае момент пролета радиопеленгатора определяют по пролету его траверза. В момент пролета траверза (см. рис. 11.31) ОПтр = ФМПУ ±90° (знак «плюс», если радиопеленгатор справа, а знак «минус», если радиопеленгатор слева). В какой стороне находится радиопеленгатор относительно ВС, определяют по изменению получаемых обратных пеленгов. Если они увеличиваются, то радиопеленгатор находится справа от ВС, если же обратные пеленги уменьшаются, радиопеленгатор находится слева. Пример. МК = 50°; УС = +5°; радиопеленгатор справа. Определить ОПтр. Решение. Находим ФМПУ = МК + УС = 50° + 5° = 55°. 2. Рассчитываем ОПтр = ФМПУ ±90° = 55° + 90° = 145°. 11.5. Аэронавигация с использованием радиолокаторов Задачи аэронавигации, решаемые с помощью радиолокаторов. В гражданской авиации применяют: обзорные, диспетчерские и посадочные радиолокаторы. В зависимости от назначения обзорные радиолокаторы делятся на: трассовые (ОРЛ-Т), аэроузловые (ОРЛ-АУ) и аэродромные (ОРЛ – А). Обзорный радиолокатор (ОРЛ) – стационарное приемопередающее устройство, предназначенное для контроля за полетами ВС. Обзорные радиолокаторы позволяют решать следующие задачи самолетовождения: определять место ВС, контролировать полеты ВС по воздушным трассам, выводить ВС в заданный район или на аэродром посадки, определять навигационные элементы полета (ФМПУ, УС, W). Определение места ВС и навигационных элементов полета. Место ВС при помощи наземного радиолокатора определяется по запросу члена летного экипажа словами: «Сообщите место». Диспетчер сообщает азимут и удаление от наземного радиолокатора. У диспетчера на экране индикатора воздушное судно изображается в виде светящейся отметки. Азимут отсчитывается относительно северного направления истинного меридиана по шкале индикатора, 177 которая имеет оцифровку от 0 до 360°. Наклонная дальность до ВС определяется на индикаторе по меткам дальности (рис. 11.32). Си А 0 S 90 270 180 Рис. 11.32. Определение азимута и удаления до ВС Пилот откладывает на карте от места радиолокатора полученный азимут и удаление на линии азимута (S). Полученная точка будет местом ВС к моменту запроса у диспетчера (рис. 11.33). Си А 16.25 S Рис. 11.33. Определение места ВС с помощью наземной РЛС Его отмечают на карте треугольником, с указанием времени определения. При полете от радиолокатора и на радиолокатор угол сноса и путевую скорость определяют в следующем порядке: запрашивают у диспетчера место ВС и отсчитывают время (Т1); через 7 – 10 мин полета снова запрашивают место ВС и отсчитывают время (Т2); определяют время полета и пройденное расстояние как разность между полученными удалениями: tпр = T2 – T1, Sпр = S2 – S1 или Sпр 178 = S1 – S2; по пройденному расстоянию и времени полета рассчитывают путевую скорость на НЛ-10М; полученный азимут переводят в ФМПУ по формуле: ФМПУ = А – ΔМ (при полете от радиолокатора) или ФМПУ = А – ΔМ ±180° (при полете на радиолокатор); далее рассчитывается угол сноса фактический по формуле: УСф = ФМПУ – МКр. Если радиолокатор находится в стороне от ЛЗП, то угол сноса и путевую скорость определяют в следующем порядке: запрашивают у диспетчера место ВС, отсчитывают время (Т1); наносят на карте отметку места ВС; через 7 – 10 мин полета снова запрашивают место ВС, отсчитывают время (Т2); наносят на карте вторую отметку места ВС; измеряют на карте расстояние между отметками места ВС рассчитывают путевую скорость. Полет от радиолокатора. Контроль пути по направлению выполняют в том случае, когда радиолокатор расположен на ЛЗП или ее продолжении. Для контроля пути по направлению от радиолокатора пилот запрашивает у диспетчера место ВС. Диспетчер сообщает азимут и дальность от радиолокатора. Полученный азимут переводят в МПС по формуле: МПС = А – ΔМ, сравнивают его с ЗМПУ и определяют боковое уклонение: БУ = МПС – ЗМПУ и УСф = МПС – МКр. Си См ΔМ МПС < ЗМПУ МПС > ЗМПУ ЛФП УСф А – БУ ЛЗП + БУ МПС= А – ΔМ УСф ЛФП Рис. 11.34. Контроль пути по направлению при полете от радиолокатора 179 При этом необходимо знать следующее : если МПС = ЗМПУ или отличается не более чем на 2°, то ВС находится на ЛЗП; если МПС > ЗМПУ, то ВС находится правее ЛЗП; если МПС < ЗМПУ, то ВС находится левее ЛЗП (рис. 11.34). Порядок выполнения полета от радиолокатора такой же, как и от радиостанции. Отличие состоит лишь в том, что полученный азимут необходимо перевести в МПС. Выход на ЛЗП в этом случае контролируют не по КУРвых, а по азимуту Авых. Полет от радиолокатора с выходом на ЛЗП. Порядок выполнения по- лета (рис. 11.35) следующий: точно пройти радиолокатор с МКр; через 5 – 15 мин полета запросить у диспетчера место ВС; полученный азимут перевести в МПС по формуле: МПС= А – ΔМ; определить сторону уклонения, рассчитать боковое уклонение и угол сноса фактический по формулам: БУ = МПС – ЗМПУ, УСф = МПС – МКр; выбрать угол выхода (20 – 90°), рассчитать МКвых по формуле: МКвых = ЗМПУ ±Увых (« + » при левом уклонении, « – » при правом уклонении); определить момент выхода на ЛЗП по формуле: Авых = ЗМПУ + ΔМ; после выхода на ЛЗП установить ВС на МКсл, который рассчитывается по формуле: МКсл = МКр – БУ или МКсл = ЗМПУ – УСф; при полете по ЛЗП контроль пути по направлению осуществлять по Асл = ЗМПУ + ΔМ. При незначительном уклонении от ЛЗП рассчитывают поправку в курс и курс для следования на ППМ по формулам: ПК = БУ + ДП, ДП = (Sпр/Sост)БУ, МКппм = МКр – ПК. Си См Си Си См ΔМ ΔМ См ΔМ Авых= ЗМПУ+ΔМ МПС= А – ΔМ Асл= ЗМПУ+ΔМ ЗМПУ МКвых А МКсл УСр БУ Увых ЛЗП УСф ЛФП Рис. 11.35. Полет от радиолокатора с выходом на ЛЗП 180 УСф Пример. ЗМПУ = 120°; МКр = 124°; А = 130°; S = 40 км; ΔМ = +5°; Увых =30°. Определить данные для выхода и полета по ЛЗП. 1. Находим: МПС = А – ΔМ = 130° – (+5°) = 125°, БУ = МПС – ЗМПУ = 125°– 120° = +5°, УСф = МПС – МКр = 125° – 124° = +1°. 2. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУ ± Увых = 120° – 30° = 90°, Авых = ЗМПУ + ΔМ = 120° + 5° = 125°. 3. Находим: МКсл = МКр – БУ = 124° – (+5°) = 119°, Асл = ЗМПУ + ΔМ = 120° + 5° = 125°. Полет на наземный радиолокатор. Контроль пути по направлению выполняют в том случае, когда радиолокатор расположен на ЛЗП или ее продолжении. Для контроля пути по направлению на радиолокатор пилот запрашивает у диспетчера место ВС. Диспетчер сообщает азимут и дальность от радиолокатора. См Си См ΔМ МПР> ЗМПУ МПР= ЗМПУ См ЛЗП – ДП + ДП + БУ ЛФП См МПР< ЗМПУ Sпр А Sост Рис. 11.36. Контроль пути по направлению при полете на радиолокатор Полученный азимут переводят в МПР по формуле: МПР = А – ΔМ ±180°, сравнивают его с ЗМПУ. В результате определяют дополнительную поправку. При этом необходимо знать следующее: если МПР = ЗМПУ или отличается не более чем на 2°, то ВС находится на ЛЗП; если МПР < ЗМПУ, то ВС находится правее ЛЗП; если МПР > ЗМПУ, то ВС находится левее ЛЗП (рис. 11.36). МПР, дополнительную поправку, боковое уклонение и фактический угол сноса опре- 181 деляют по формулам: МПР = А – ΔМ ±180°, ДП = ЗМПУ – МПР, БУ = (Sост/Sпр)ДП, УСф = УСр + БУ. Порядок выполнения полета на радиолокатор такой же, как и на радиостанцию. Отличие состоит лишь в том, что полученный азимут необходимо перевести в МПР. Выход на ЛЗП в этом случае контролируют не по КУРвых, а по азимуту Авых. Полет на радиолокатор с выходом на ЛЗП. Порядок выполнения полета (рис. 11.37) следующий: точно пройти ИПМ (ППМ) с МКр; через 5 – 15 мин полета запросить у диспетчера место ВС; полученный азимут перевести в МПР по формуле: МПР= А – ΔМ ±180°; определить сторону уклонения, рассчитать дополнительную поправку, боковое уклонение и фактический угол сноса по формулам: ДП = ЗМПУ – МПР, БУ = (Sост/Sпр)ДП (или с помощью НЛ-10М), УСф = УСр + БУ; выбрать угол выхода (20 – 90°), рассчитать МКвых по формуле: МКвых = ЗМПУ ±Увых (« + » при левом уклонении, « – » при правом уклонении); определить момент выхода на ЛЗП по формуле: Авых = ЗМПУ + ΔМ ±180°; после выхода на ЛЗП устанавливают ВС на МКсл, который рассчитывается по формуле: МКсл = МКр – БУ или МКсл = ЗМПУ – УСф; при полете по ЛЗП контроль пути по направлению осуществляют по Асл = ЗМПУ + ΔМ ±180°. См См См См ΔМ МКвых ЗМПУ Си См МКсл МКр Увых УСр УСф ЛЗП БУ УСф А Авых= ЗМПУ + ΔМ ±180° МПР=А – ΔМ ±180° Рис. 11.37. Полет на радиолокатор с выходом на ЛЗП Пример. ЗМПУ = 90°, МКр = 85°, А = 285°, S = 60км, ΔМ = +10°, Sобщ = 90 км, Увых =30°. Определить данные для выхода и полета по ЛЗП. 182 1. Находим: МПР = А – ΔМ ± 180° = 285° – (+10°) – 180° = 95°; ДП = ЗМПУ – МПР = 90°– 95° = – 5°. 2. Находим пройденное расстояние Sпр = Sобщ – S = 90– 60 = 30 км. 3. Рассчитываем: БУ = (Sост/Sпр)ДП = (60/30)(– 5°) = –10°; УСр = ЗМПУ – МКр = 90°– 85° = + 5°; УСф = УСр+ БУ = (+5°) + (–10°) = –5°. 4. Рассчитываем: МКвых = ЗМПУ ± Увых = 90° + 30° = 120; Авых = ЗМПУ + ΔМ +180° = 90° + 10° + 180° = 280°. 5. Находим МКсл = МКр – БУ = 85° – (–10°) = 95°. 6. Находим Асл = ЗМПУ + ΔМ +180° = 90° + 10° + 180° = 280°. Контроль пути по направлению и дальности с помощью бокового радиолокатора. Контроль пути по направлению и дальности с помощью бокового радиолокатора можно выполнять графическим способом. Для этого на карте прокладывают полученные от диспетчера А и удаление (S), а затем, относительно найденного места ВС, измеряют ЛБУ и Sпр или Sост. Чтобы избежать графической работы на карте в полете, применяют способ преобразования полярных координат места ВС. Си ППМ ЛБУ А Атр S α Sтр SЛЗП Sл. тр ППМ Рис. 11.38. Контроль пути по направлению и дальности с помощью бокового радиолокатора Для контроля пути этим способом необходимо: 183 1. При подготовке к полету: выбрать для контроля пути боковые радиолокаторы и провести от них к ЛЗП линии траверзов; измерить и записать на карте расстояние по линии траверза Sтр от радиолокатора до ЛЗП и азимут точки траверза по формуле Атр = ЗИПУ ±90°. Знак «плюс» берут, если радиолокатор находится слева, знак «минус» – справа от ЛЗП (рис. 11.38). 2. В полете: запросить у диспетчера место ВС; определить угол α по формуле α = Атр – А или α = А – Атр; рассчитать расстояние по ЛЗП от ВС до траверза бокового радиолокатора по формуле Sлзп = Sтрtg α и расстояние от радиолокатора по линии траверза Sл. тр = Sтрtg (90° – α) или на НЛ-10М (рис. 11.39); определить сторону и значение линейного бокового уклонения ВС от ЛЗП: ЛБУ = Sл. тр – Sтр (радиолокатор слева) или ЛБУ = Sтр – Sл. тр (радиолокатор справа). α 90°– α 90° 3 4 5 Sл. тр Sлзп S Рис. 11.39. Расчет Sлзп и Sл. тр Пример. ЗИПУ = 60°; Sтр = 40 км; Атр = 150°; в полете получены А = 120°; S = 50 км. Проконтролировать путь ВС по направлению и дальности. Решение 1. Находим α = Атр – А = 150° – 120° = 30°. 2. Рассчитываем на НЛ-10М Sлзп = 25 км; Sл. тр = 43 км. 3. Определяем ЛБУ = Sл. тр – Sтр = 43 – 40 = +3 км. 11.6. Аэронавигация с использованием радиомаяков VOR и DME Назначение наземных маяков VOR и DME. Наземные радиомаяки VOR и DME служат для вождения ВС по маршруту полета и для привода на аэродром. Их устанавливают в поворотных пунктах маршрутов и в зоне аэродрома. Сигнал, излучаемый или ретранслируемый радиомаяком, пеленгуется бортовым приемником. Измеряя параметры сигнала, приемник определяет направление на маяк, дальность до него или величину отклонения от заданного на184 правления. Радиомаяки обычно используются для обеспечения полета ВС на маяк или от маяка. В настоящее время в ГА широкое распространение получили наземные радиомаяки VOR и DME. Всенаправленный азимутальный радиомаяк VOR (VHF Omni-directional Radio Range) служит для определения с помощью бортового оборудования самолета углового положения ВС, т.е. радиала или магнитного пеленга самолета. Радиал (R) - это магнитный пеленг, отсчитываемый от северного направления магнитного меридиана, проходящего через радиомаяк VOR, до направления на самолет, по часовой стрелки от 0 до 360°. Название «радиал» получило широкое распространение за рубежом. Упрощённо можно представить VOR как радиомаяк, излучающий в каждом направлении свой индивидуальный «сигнал– радиал». Количество таких "сигналов-радиалов" равно 360. Номер радиала совпадает с числовым значением магнитного пеленга самолета. Можно сказать, что от радиомаяка исходят 360 направлений (радиалов) во все стороны. Важно помнить, что радиал это всегда направление от радиомаяка. Опознаются радиомаяки VOR по трехбуквенным позывным сигналам азбуки Морзе, кроме того позывные сигналы могут передаваться голосом с помощью магнитной записи. Дальность действия на трассах – до 370 км, в районах аэродромов – до 40 км. Всенаправленный дальномерный радиомаяк DME (Distance Measuring Equipment) служит для определения с помощью бортового оборудования самолета расстояния (наклонной дальности) от радиомаяка до ВС. Дальность действия на трассах – до 360 км, в районах аэродромов – до 90 км. DME может применяться как самостоятельно, так и в комплексе с VOR (такие комплексы часто называются системами радионавигации VOR/DME) или в комплексе с ILS (ILS/DME). Контроль пути по направлению по маякам VOR и дальности по маякам DME при полете по ВТ с помощью бортового оборудования самолета. Для работы с маяками VOR выпускается различное бортовое оборудование, например на многих отечественных ВС устанавливается системы КУРС-МП раз185 ных модификаций. Навигационная информация от этого бортового оборудования передается на прибор, который называется радиомагнитный индикатор (РМИ) . Стрелки РМИ могут показывать не только информацию, полученную от АРК, настроенную на приводные радиостанции, но и от бортового оборудования, работающего с радиомаяками VOR (см. рис. 11.40). Для этого на РМИ имеется переключатель АРК-VOR. В зависимости от его положения на стрелки РМИ передается информация либо от АРК, либо от оборудования VOR. При работе с VOR против тупого конца стрелки отсчитывается МПС (измеряемый от магнитного меридиана радиомаяка). А против острого конца стрелки МПР тоже отсчитанный от меридиана радиомаяка (отличается от МПС на 180°). Необходимо помнить, что МК отсчитывается от текущего положения ВС. Следовательно, когда из МПР механически вычитается МК, то полученный КУР оказывается неточным, т. к. МПР и МК отсчитаны от разных меридианов. На небольших удалениях от радиомаяка с учетом невысокой точности измерения МПС и МК погрешностью КУР можно пренебречь, тем более сам КУР в этом случае не очень то и нужен. Рис. 11.40. Радиомагнитный индикатор (РМИ) Для работы с маяками DME выпускается различное бортовое оборудование, например на многих отечественных ВС устанавливается самолетные дальномеры (СД-67,СД-75). Навигационная информация от этого бортового обору186 дования передается индикатор самолетной дальности ИСД-1 (рис. 11.41). Значения дальности могут отображаться в км или морских милях. Рис. 11.41. Виды индикаторов самолетной дальности Контроль пути по направлению по радиомаякам VOR. При полете по воздушной трассе, если радиомаяк VOR расположен на ЛЗП впереди или сзади, то его можно использовать для контроля пути по направлению. МПС и МПР рассчитывать не нужно, поскольку они уже индицируются на РМИ. Очень важно помнить, что и МПР и МПС отсчитаны от меридиана радиомаяка, следовательно, и сравнивать их нужно с ЗМПУ, отсчитанным также от меридиана радиомаяка. Для контроля пути по направлению используют следующее правило: «Если МПС больше ЗМПУ, то ВС справа, если МПР больше ЗМПУ, то ВС слева». Контроль пути по направлению при полете на или от радиомаяка VOR такой же, как и на или от радиостанции с помощью радиокомпаса. Контроль пути по дальности по радиомаякам DME. Дальномерные системы непосредственно измеряют наклонную дальность, но для навигации чаще необходима дальность горизонтальная. Для определения места ВС пилот откладывает дальность на карте, то есть в горизонтальной плоскости. Очевидно, что по величине наклонная и горизонтальная дальности различаются, и если вместо горизонтальной дальности использовать наклонную (например, отложив ее на карте), то возникнет погрешность. Эта погрешность возникает не по вине самой дальномерной системы (она-то измеряет дальность правильно), а по вине 187 пилота, который вместо одной величины использует другую. Горизонтальную дальность вычисляют по формуле = sinθ. На практике принято считать, что вполне допустимо не пересчитывать наклонную дальность в горизонтальную (то есть принять L=D) в случае, если наклонная дальность превышает высоту полета в 5–7 раз и более. Например, если H=10 км, а L=70 км (в семь раз больше), то получим D=69,3 км. Наклонная дальность отличается от горизонтальной на 700 м. В большинстве случаев этой погрешностью можно пренебречь, ведь современный самолет пролетает это расстояние за 3 с. Отсчитав значение дальности по прибору, и отложив ее на карте от радиомаяка DME, мы получим место воздушного судна при условии, что маяк располагается на ЛЗП. Точность определения места ВС на карте зависит от погрешностей графической работы на карте. При помощи линейки вряд ли возможно отложить расстояние точнее чем 0,5–1 мм. Но на полетных картах в зависимости от их масштаба одному миллиметру обычно соответствует 1–2 км. На многих современных воздушных судах дальномерный способ определения места воздушного судна автоматизирован. Координаты наземных радиомаяков уже хранятся в бортовой базе аэронавигационных данных, дальности до этих маяков непрерывно измеряются бортовым оборудованием DME, и бортовой вычислитель постоянно рассчитывает текущие координаты воздушного судна. Точность такого автоматизированного способа определения координат довольно высока: ведь дальности измеряются достаточно точно, а погрешности графической работы на карте вовсе отсутствуют. Поэтому в современной аэронавигации этот способ является вторым по точности после спутниковых навигационных систем. Маяки DME, объединенные с маяками VOR, образуют систему VOR/DME, которая позволяет определять полярные координаты самолета (радиал R и дальность D). Для удобства работы частота DME приводится к частоте работы маяков VOR. Самолетное оборудование, работающее с наземным оборудованием VOR, DME и VOR/DME, позволяет определять радиал, дальность, рассчитывать путевую скорость при полетах на и от DME, а также обеспечива188 ет полет в режимах подобных режимам Азимут НА и Азимут ОТ РСБН. Для этого на навигационно-пилотажном приборе (НПП) выставляется ЗМПУ, проходящий через VOR маяк, и планка положения (вертикальная стрелка) на НПП индицирует положение заданного азимута относительно самолета, а треугольный индекс показывает направление нахождения маяка (впереди или сзади). Обычно на борту зарубежных и отечественных самолетов установлено 2 комплекта оборудования для работы с наземными маяками VOR и DME, при этом один работает на навигационно-пилотажный прибор, а второй на индикатор курсовых углов. . 189 Глава 12. СПУТНИКОВЫЕ НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ 12.1. Общие сведения о спутниковых навигационных системах Развитие спутниковых технологий в современной навигации. Активное внедрение в практику гражданской авиации спутниковых технологий стало поистине революционным событием, потому что появилась возможность использовать новые методы навигации. Спутниковые навигационные системы (СНС) обладают рядом преимуществ по сравнению с традиционными радиотехническими системами навигации: - высокая точность определения координат; - большая высота полета навигационных спутников позволяет создать глобальную зону действия радиотехнических средств, установленных на спутниках; - созвездия навигационных спутников обеспечивают создание навигационной системы, которая охватывает всю территорию земного шара; - обеспечивается практически неограниченная пропускная способность СНС; - обеспечивается относительная простота и дешевизна бортового оборудования СНС на ВС; - при дальнейшем развитии СНС возможно комплексное использование спутниковых систем для решения задач навигации, связи и наблюдения; - СНС характеризуются более высокой точностью по сравнению с эксплуатируемыми в настоящее время системами навигации. В области организации воздушного движения применение спутниковых технологий позволит: - повысить уровень безопасности полетов; 190 - повысить точность навигации, особенно в районах со слаборазвитой структурой наземного оборудования навигационных РТС и над водными пространствами; - сократить интервалы эшелонирования ВС, что приведет к увеличению пропускной способности воздушного пространства; - более широко применять спрямление воздушных трасс. Внедрение спутниковых навигационных систем и возможное в будущем снятие с эксплуатации наземных навигационных средств позволит существенно повысить регулярность, эффективность, экономичность и безопасность полетов воздушного транспорта. В ближайшей перспективе будут одновременно работать четыре глобальных навигационных спутниковых системы: GPS (США), ГЛОНАСС (Россия), «Галилео» (Европа), «Бейдоу» (Китай). Спутниковые навигационные системы GPS и ГЛОНАСС. В настоящее время в практической деятельности гражданской авиации используются только американская GPS (Global Positioning System) и российская ГЛОНАСС (Глобальная навигационная спутниковая система). Первый тестовый спутник системы GPS был выведен на орбиту 14 июля 1974 г., а создание полной группировки из 24-х спутников было закончено в 1993 г. GPS была введена в действие в 1994 году. Первый спутник системы ГЛОНАСС был запущен 12 октября 1982 г. Официальное введение в действие ГЛОНАСС состоялось 24 сентября 1993 г., правда, тогда она включала в себя только 12 спутников. И лишь в 1995 г. система была полностью укомплектована 24-мя спутниками. К сожалению, во второй половине 90-х годов количество работающих спутников постепенно уменьшалось. В 2004 г. началось восстановлении группировки. В январе 2011 г. на орбите находилось уже 26 спутников, из которых 21 в рабочем состоянии и 5 на техническом обслуживании. В качестве альтернативы спутниковым навигационным системам GPS и ГЛОНАСС Европейским сообществом и Европейским космическим агентством разрабатывается проект СНС «Галилео» (Galileo) и Китайский – Бэйдоу 191 (Beidou), что в переводе означает созвездие «северный ковш», то есть созвездие Большой Медведицы. Европейская и китайские системы предназначена для рения навигационных задач для любых подвижных объектов с точностью не хуже одного метра. По принципу работы GPS и ГЛОНАСС одинаковы и представляют собой автономные среднеорбитные спутниковые системы определения местоположения, позволяющие с высокой точностью определять пространственные координаты подвижных и неподвижных объектов на поверхности Земли и в околоземном пространстве, а также осуществлять точную координацию времени. И GPS, и ГЛОНАСС состоят из трех основных сегментов [10]: 1. Управляющий сегмент с наземным оборудованием для контроля за спутниками и обработки передаваемой ими информации. В состав наземного оборудования входит сеть станций измерения, управления и контроля, которые решают следующие основные задачи: - определение и прогнозирование координат спутников и параметров их орбит; - синхронизацию шкал времени каждого спутника с системным временем; - передачу массива служебной информации на спутники; - контроль, диагностику состояния и управление работой бортовых систем спутников. 2. Космический сегмент GPS состоит из 32 спутников, а ГЛОНАС 24: 21 рабочий и 3 резервных, расположенных практически на круговых орбитах таким образом, что с любой точки Земли обеспечивается постоянное наблюдение за ними. Конфигурация расположения спутников в системах GPS и ГЛОНАСС несколько различна. В системе GPS спутники равномерно распределены на 6-ти орбитах, плоскости которых наклонены под углом 55° к плоскости экватора и на каждой орбите находится по 4 спутника (1 или 2 резервных). Орбиты разнесены вдоль экватора с интервалом 60°. Высота орбиты каждого спутника составляет 10900 морских миль, то есть около 20 тыс. км. Период обращения каждого спутника вокруг Земли составляет 11 ч. 56 мин. 192 Такая конфигурация расположения спутников обеспечивает наблюдение в каждой точке планеты одновременно от 4 до 12 спутников. На спутниках установлены и двигатели, с помощью которых может осуществляться коррекция орбиты. В системе ГЛОНАСС спутники равномерно распределены на 3-х орбитах, плоскости которых наклонены под углом 64,8° к плоскости экватора и на каждой орбите находится 8 спутников. Орбиты разнесены вдоль экватора с интервалом в 120°. Высота орбиты каждого спутника составляет 19100 км. Период обращения каждого спутника вокруг Земли составляет 11 ч. 15 мин. Следует отметить, что больший угол наклонения орбит ГЛОНАСС делает более предпочтительным использование этой системы в полярных широтах. 3. Управляющий сегмент пользователей состоит из неограниченного количества приемников, которые принимают сигналы от спутников и производят расчеты текущих координат и других навигационных параметров. Для гражданских пользователей GPS предусмотрено стандартное определение местоположения с использованием грубого кода в режиме селективного доступа С/A (coarse acquisition). Однако использование C/A-кода обеспечивало, на взгляд министерства обороны США, слишком уж точное определение координат всеми желающими. Поэтому для C/A-кода был введен режим искусственного ухудшения точности – S/A-режим (selective availability). При его работе намеренно ухудшалась точность эфемерид спутников. Предполагалось, что в этом режиме точность определения координат составит 100 м с вероятностью 0,95. Правда, на практике она оказалась гораздо лучше. С течением времени требования к точности навигации, особенно в районе аэродрома, все ужесточались. Точности, обеспечиваемой в режиме S/A, стало не хватать. К тому же выяснилось, что некоторые фирмы расшифровали код искусственного загрубления точности и сумели его обойти. В связи с этим с 1 мая 2000 г. режим S/A отключен и больше не применяется. C/A-код доступен любым пользователям во всем мире на безвозмездной основе. 193 Основные технические данные GPS и ГЛОНАСС приведены в табл. 12.1. Таблица 12.1 Сравнительные характеристики GPS и ГЛОНАСС Параметры Спутники Количество спутников Количество орбит Высота орбит, км Период обращения, ч. мин Наклон орбиты, град Расчетный ресурс спутника, лет Несущая частота (L1) МГц Источник питания Наземные станции Главная станция управления Контрольные станции Загрузочные станции Лазерные станции слежения Наземные антенны Точность определения а) местоположения в плане, м: грубый код с S/A грубый код без S/A Точность определения точный код б) по вертикали, м: грубый код с S/A грубый код без S/A в) скорости, м/с г) времени, мкс Зона действия Число одновременных пользователей Используемая система координат GPS 32 6 20200 11.56 55 7,5 1575,42 Солнечная батарея и аккумулятор 1 5 3 ГЛОНАСС 24 3 19100 11.15 64,8 не менее 5 1575,42 Солнечная батарея аккумулятор и 1 2 4 1 50-70 (P = 99,7%) 100 (P = 95%) 35 (P = 95%) GPS 18 (P = 95%) ГЛОНАСС 70 (P = 99,7%) 156 (P = 95%) 28 (P = 95%) 0,2 (P = 95%) 0,34 Глобальная Не ограничено WGS-84 0,15 (P = 99,7%) 1 Глобальная Не ограничено ПЗ-90.11 Системы координат WGS-84 и ПЗ-90. В 1994 г. ИКАО в качестве стандарта рекомендовало для всех государств членов ИКАО с 1 января 1998 г. использовать глобальную геодезическую систему координат WGS-84 (World Geodetik System), т.к. в этой системе координат производится определение местоположения воздушного судна при использовании системы GPS [2]. Причиной этого является то, что применение местных геодезических координат на территории различных государств, а таких систем координат более 200, приво194 дило бы к дополнительной погрешности в определении места воздушного судна за счет того, что введенные в приемоиндикатор СНС пункты маршрута принадлежат системе координат, которая отличается от WGS-84. Центр глобальной системы координат WGS-84 [2] совпадает с центром массы Земли. Ось Z соответствует направлению обычного земного полюса, который перемещается из-за колебательного вращения Земли. Ось X лежит в плоскости экватора на пересечении с плоскостью нулевого (Гринвичского) меридиана. Ось Y лежит в плоскости экватора и отстоит от оси X на 90° (рис. 12.1). Рис. 12.1. Системы координат WGS-84 В настоящее время в Российской Федерации, в целях геодезического обеспечения орбитальных полетов и решения навигационных задач при использовании ГЛОНАСС, применяется геоцентрическая система координат «Параметры Земли 1990 года» (ПЗ-90) и ее версия ПЗ-90.02. С 1 января 2021 года планируется переход на общеземную геоцентрическую систему координат «Параметры Земли 1990 года» ПЗ-90.11 (постановление Правительства Российской федерации от 24.11.2016 N 1240 «Об установлении государственных систем координат, государственной системы высот и государственной гравиметрической системы») [15]. 195 Центр системы координат «Параметры Земли 1990 года» совпадает с центром массы Земли. Ось Z совмещена с малой полуосью эллипсоида и направлена к условному земному полюсу. Ось X образуется пересечением плоскостей начального меридиана и земного экватора. Ось Y дополняет систему координат до правой (рис. 12.2). Z ПЗ-90 Меридиан (начальный) А Центр масс Земли Н О L X ПЗ-90 Y ПЗ-90 Рис. 12.2. Система координат ПЗ-90 Основные параметры систем координат WGS-84, ПЗ-90.02 и ПЗ-90.11 представлены в табл. 12.2 [2, 15]. Таблица 12.2 Системы координат, применяемые в навигации Параметр Большая полуось, м Малая полуось, м Сжатие Смещение от центра массы Земли по оси, м Ориентирование относительно оси, углов. сек. Х Y Z Х Y Z Обозначение a b f ∆х ∆у ∆z ωх ωу ωz WGS-84 6378137 6356752,3 298,2572·10-4 0 0 0 0 0 0 ПЗ-90.02 6378136 6356751,4 298,2578·10-4 -0.36 0,08 0,18 0 0 0 ПЗ-90.11 6378136 6356751,4 298,2578·10-4 -0.01 +0,11 +0,02 -2.30 +3.54 -4.21 Из табл. 12.2 видно, что системы координат WGS-84 и ПЗ-90.11 практически одинаковы. Из этого вытекает, что при полете по маршруту и в районе аэродрома при существующей точности определения места воздушного судна 196 не принципиально, в какой системе координат будут определяться навигационные пункты. Систему координат «Параметры Земли 1990 года» ПЗ-90.11 незначительно отличается от WGS-84. Направления осей систем координат ПЗ-90.11 и WGS-84 совпадают, а сдвиги начал систем координат по осям X, Y и Z незначительны и составляют соответственно –0,013, +0,106, +0,022 м. По этой причине радиальная погрешность определения пространственного места самолета за счет различия систем координат не может превысить 0,1 м. Такая величина является несущественной даже для точного захода на посадку. 12.2. Основные требования к бортовому оборудованию СНС и его классификация Требования к бортовому оборудованию СНС. Бортовое оборудование СНС в процессе выполнения полета или его отдельного этапа может использоваться как: - дополнительное навигационное средство; - основное навигационное средство; - самодостаточное навигационное средство. В Циркуляре 267 [13] ИКАО даны следующие определения выше приведенных навигационных средств: 1. Дополнительное навигационное средство - навигационная система, которая должна использоваться в сочетании с системой, являющейся самодостаточным навигационным средством. Для получения одобрения для ее применения на данном этапе полета требуется, чтобы на борту ВС была система, являющаяся для рассматриваемого этапа самодостаточным навигационным средством. Навигационная система как дополнительное навигационное средство должна удовлетворять требованиям точности и целостности во время выполнения данной процедуры или на данном этапе полета, но не обязательно удовле- 197 творять требованиям по эксплуатационной готовности и непрерывности обслуживания. 2. Основное навигационное средство - навигационная система, одобренная для данного полета или его этапа, которая удовлетворяет требованиям точности и целостности, но может не удовлетворять требованиям полной эксплуатационной готовности и непрерывности обслуживания. Безопасность ее применения достигается за счет разрешения полетов только в определенные периоды времени и при соответствующих процедурных ограничениях. 3. Самодостаточное навигационное средство - навигационная система, разрешенная для данной процедуры или для данного этапа полета, которая должна в течение этой процедуры или этапа полета обеспечивать на ВС удовлетворение всех четырех требований к навигационным характеристикам: точности, целостности, эксплуатационной готовности и непрерывности обслуживания. Первыми разработали стандарт на бортовое оборудование СНС Соединенные Штаты Америки. В 1992 г. США ввели в действие Стандартные требования – Циркуляр 129 (TSO-C129) к бортовому оборудованию СНС, которое используется как дополнительное навигационное средство. Основополагающим положением TSO-С129 является наличие в бортовом оборудовании СНС функции автономного контроля целостности приемника (RAIM). При потере RAIM бортовое оборудование СНС теряет одну из своих основных функций – целостность. В этой связи, с развитием спутниковых технологий, требования к бортовому оборудованию будут меняться, однако требование TSO-C129 в отношении RAIM будет сохранено. Для использования бортового оборудования СНС как основного навигационного средства вводятся дополнительные требования, которые расширяют требования TSO-C129. Полномочный орган каждой страны утверждает эти дополнительные требования, а также устанавливает порядок планирования и выполнения полетов в период, когда можно принимать сигналы достаточного количества спутников. 198 Для использования бортового оборудования СНС, как самодостаточного навигационного средства, потребуются функциональные дополнения этих систем, такие как локальная наземная система функционального дополнения (LAAS) или спутниковая система функционального дополнения (SBAS). В LAAS станция слежения размещается в аэропорту или вблизи него. Сигналы такой системы принимаются воздушными судами в окрестности аэропорта на расстоянии порядка 37 км. В сигналах содержатся поправки, позволяющие увеличить точность определения координат ВС и информация о целостности спутников. В SBAS представляется информация о целостности, дополнительные сигналы дальности и дифференциальная информация, позволяющая увеличить точность определения координат ВС и, как следствие, обеспечить все виды полетов, в том числе и точные заходы на посадку по категории I. Соблюдение требований TSO-C129 является обязательным для бортового оборудования СНС. Классификация бортового оборудования СНС. Бортовое оборудование СНС, сертифицированное по техническому стандарту TSO-C129, делится на три класса: А, В, С. Знание классов необходимо в практических целях, так как на картах (схемах) могут быть указаны ограничения по использованию конкретного класса оборудования. 1. Класс А - оборудование, сочетающее в себе навигационный датчик, определяющий трехмерные координаты ВС (φ, λ, h), время (UTC) и вектор движения (W), а также навигационный вычислитель, решающий навигационные задачи и имеющий ряд сервисных и справочных функций. Это самый распространенный класс оборудования СНС, которое устанавливается на ВС, не имеющих бортовых навигационных комплексов последнего поколения (КСПНО, FMS). Оборудование класса А имеет подклассы: А1 и А2. Оборудование подкласса А1 одобрено для маршрутного полета, полета в зоне аэропорта и для неточного захода на посадку. Оборудование подкласса А2 одобрено для маршрутного полета и полета в зоне аэродрома. 199 2. Класс В - оборудование, состоящее из навигационного датчика и устройства передачи данных φ, λ, h, UTC, W в бортовые навигационные комплексы (КСПНО, FMS). Оборудование класса В можно рассматривать как один из датчиков мультисенсорных навигационных систем, в которых происходит или коррекция координат по данным от СНС, или счисление координат по получаемой от СНС информации, и в которых происходит решение всех навигационных и сервисных задач на более высоком уровне, определяемом возможностями этих систем, как правило, большими, чем у оборудования класса А. Оборудование класса В имеет подклассы: В1, В2, В3, В4. В оборудовании подклассов В1 и В2 предусмотрен RAIM. Оборудование подкласса В1 позволяет выполнять маршрутный полет, полет в зоне аэродрома и неточный заход на посадку, а В2 - полет по маршруту и в зоне аэродрома. В оборудовании подклассов В3 и В4 датчики объединены, чтобы на уровне ВС обеспечить контроль целостности, эквивалентный тому, который обеспечивает RAIM. Оборудование подкласса В3 позволяет выполнять маршрутный полет, полет в зоне аэродрома и неточный заход на посадку, а В4 полет по маршруту и в зоне аэродрома. 3. Класс С - оборудование класса С, как и класса В, является датчиком для бортовых навигационных комплексов, обеспечивающих автоматический и директорный режим выполнения полета. Взаимодействие с бортовым комплексом всегда двустороннее, с целью поддержки всех алгоритмов работы оборудования СНС в процессе обработки информации от спутников. Таким образом, оборудование класса С “встроено” в бортовой навигационный комплекс типа КСПНО (FMS) и является его составной частью. В силу этого и ряда других факторов оборудование класса С считается более надежным, чем классов А и В. Бортовое оборудование СНС класса С взаимодействует не только с навигационным оборудованием ВС. Как датчик параметров полета (φ, λ, h, UTC, W) оно используется в системах TCAS, ADS, дисплеях навигационной обстановки, ответчиках режима S и других. Оборудование класса С делится на подклассы: С1, С2, С3, С4. Подклассы С1÷С4 соответствуют подклассам В1÷В4. 200 Базы аэронавигационных данных. Важнейшей особенностью бортовой аппаратуры СНС является наличие в ее составе компьютерной базы навигационных данных. База навигационных данных бортовой аппаратуры включает в себя три взаимосвязанные части: - основную базу навигационных данных; - базу пунктов пользователя; - базу маршрутов пользователя. Основная база навигационных данных по содержащейся в ней информации охватывает территорию земного шара от широты 74 N до широты 60 S. За пределами этой территории также возможно использование навигационной системы, но необходимо вручную вводить магнитное склонение для правильного вычисления магнитных пеленгов и магнитных путевых углов. База данных Jeppesen может быть выполнена в одном из следующих вариантов: всемирная (Worldwide); международная (International); американская (Americas); североамериканская (North American). Возможные варианты поставки базы данных Jeppesen и их содержание указываются в соответствующем Руководстве для каждого образца бортового оборудования СНС. В основную базу навигационных данных включается информация о навигационных пунктах следующих категорий: - аэропорты; радиомаяки VOR; - радиомаяки NDB; - пункты, не маркированные радиомаяками (они обозначены словом Intersection). В базу навигационных данных включается также информация о процедурах: SID, STAR и Approach. 201 Информация об аэропортах обычно включает в себя следующие данные: идентификатор и наименование аэропорта; ближайший крупный город и государство; широта и долгота; превышение аэродрома; частоты каналов связи. В зависимости от типа бортовой системы может быть также включена следующая дополнительная информация об аэропортах: - принадлежность (гражданский или военный); - информация о ВПП (грузонапряженность, превышение, размеры); - система посадки (светотехнические и радиотехнические средства); - наличие посадочного радиолокатора; - зона с особым режимом полетов (если аэропорт находится в пределах такой зоны); - разница во времени с UTC; - информация об аэродромном обслуживании (наличие марок топлива и другой сервис). Кроме того, в некоторых бортовых системах пользователь может внести дополнительную информацию о каждом аэропорте, состоящую примерно из 30 знаков. В базе данных содержится информация об угломерных радионавигационных средствах, то есть о таких, которые обеспечивают наведение и с помощью которых может быть сформирован маршрут полета. К ним относятся VOR и NDB. Для каждого средства приводится следующая информация: - идентификатор (позывной); - наименование; государство местонахождения; - частота; - широта и долгота. Для радиомаяков VOR приводится также магнитное склонение. Необходимо иметь в виду, что его значение непосредственно включено в базу данных для данного радиомаяка, а не рассчитано с помощью математической модели магнитного поля, как для других точек земного шара. Если в точке расположе- 202 ния VOR также находится дальномерный радиомаяк DME, то это отмечено буквой D. Основное содержание информации о пунктах категории INTERSECTION: - идентификатор; - широта и долгота. Дополнительно местоположение пункта категории INTERSECTION, может быть указано не только в виде широты и долготы, но и в виде пеленга и дальности от ближайшего радиомаяка VOR. При этом, конечно, указывается и идентификатор этого радиомаяка. Навигационный пункт из базы Jeppesen, на который выполняется полет с помощью бортовой аппаратуры СНС, называется активным. Основное содержание информации о процедурах SID, STAR, Approach включает в себя следующие данные: - обозначение процедуры; - аэропорт; - пункт перехода (TRANSITION); - обозначение ВПП; - контрольные точки процедуры захода на посадку (IAF, IF, FAF, MAP) или зоны ожидания. В базу навигационных данных в зависимости от типа навигационной системы может быть также включена информация: - о минимальных безопасных высотах; - о зонах, контролируемых органами ОВД (УВД) и классах воздушного пространства (A, B, C, D, E, F, G); - о зонах с особым режимом полетов (P, R, D и т. д.); - частоты средств связи с органами ОВД. Основная база навигационных данных обновляется через каждые 28 дней, на территории США — через 56 дней. Запрещается выполнять полет по ППП с просроченной базой данных. 203 База навигационных данных поставляется на магнитных носителях информации: дискетах, CD или специальных картриджах, вставляемых в блок бортовой навигационной системы. Обновление возможно также через Интернет. Содержание информации навигационной базы данных не может быть изменено или отредактировано пользователем. Общий принцип определения и индикации навигационных параметров в приемниках СНС. Бортовым оборудованием СНС непосредственно измеряются только координаты воздушного судна и данные о его скорости, а также точное время. Наличие базы аэронавигационных данных позволяет рассчитать и отображать на органах индикации большое количество навигационных параметров, необходимых для выполнения полета. Если с помощью базы данных сформирован маршрут полета, то по известным текущим координатам ВС и координатам ППМ могут быть найдены линейное боковое уклонение, оставшееся расстояние и время до ППМ, поправка в путевой угол и т. п. Все эти данные определяются расчетным путем. На органах отображения информации (дисплеях приемоиндикаторов и систем управления полетом) информация, полученная с помощью спутниковых навигационных систем, представляется, как правило, с помощью сокращений (аббревиатур). В табл. 12.3 приведены основные из наиболее часто используемых аббревиатур. В зависимости от класса приемника СНС и его конкретного типа информация может быть представлена в различных видах: - как страница на дисплее с числовой информацией об измеренных и рассчитанных параметрах; - имитация CDI (Cross-deviation indicator), когда графически отображается отклонение ВС от ЛЗП; - карта с изображением маршрута и местоположения ВС. 204 Таблица 12.3 Сокращения, используемые в бортовом оборудование СНС Навигационные параметры AUX Auxiliary Дополнительный BRG Bearing Пеленг DA Drift Angle Угол сноса DR Dead Reckoning Счисление пути (по запомненному ветру при отказе приема сигналов спутников) CALC Calculation Вычисление DTK Desired Track Заданный путевой угол DIS Distance Расстояние, дальность ENT Entry Ввод (информации) ETА Estimated Time of Arrival Расчетное время прибытия в заданный пункт ETE Estimated Time Enroute Расчетное время полета до заданного пункта GS Ground Speed Путевая скорость FPL Flight Plan План полета FR From ОТ (пункта); HX Next Следующий (пункт) HDG Heading Курс HLD Holding Ожидание MSG Message Сообщение KT Knot Узел (единица измерения скорости) L (R) Left (Right) Влево (вправо) NAV Navigation Навигация NRST Nearest Ближайший (пункт) OBS Omnidirectional Bearing Выбранное (заданное) направление полета на Selected пункт или от него PTK Parallel Track Параллельная линия пути SV Space Vehilcle Спутник TAS True Airspeed Истинная воздушная скорость TK , TRK Track (angle) Фактический путевой угол TRN Turn Угол доворота (разность между BRG и TRK) TKE Track Angle Error «Погрешность» в выдерживании путевого угла (разность TK и DTK) TO To НА (пункт) WPT Way Point Точка пути (ППМ) XTK Cross-Track Error Линейное боковое уклонение Аэронавигационные пункты APT Airport Аэропорт INT Intersection Пункт маршрута не маркированный радиомаяком NDB Nondirectional Radio Ненаправленный радиомаяк, приводная радиоBeacon станция USR User Waypoint Навигационный пункт в базе пунктов пользователя VOR Omni-directional Radio Всенаправленные ОВЧ-радиомаяки Range WPT Waypoint Путевая точка 205 12.3. Контроль состояния бортовой аппаратуры СНС Автономный контроль целостности приемника. Автономный контроль целостности приемника RAIM (Receiver Autonomous Integrity Monitoring) – функция разработана для авиации в целях оценки и поддержания целостности системы GPS, GPS приемника. Она необходима для того, чтобы: - своевременно обнаружить неустойчиво работающий спутник и исключить его из обработки для навигационных вычислений; - рассчитать ошибку в определении координат ВС и предупредить летный экипаж о выходе расчетной ошибки за предельные значения; - рассчитать геометрию спутников в заданной точке и в заданное время в целях предупреждения пилота в виде сообщения о том, что требуемая точность и надежность навигации по СНС в этой точке не будут обеспечены, выдавать сообщение об отказе СНС в целом и невозможности ее использования для навигации. Обеспечение этой функции достигается обработкой сигналов, как минимум, одного дополнительного спутника. Такой алгоритм реализован в оборудовании класса А1, А2, В1, В2, С1, С2, и он заключается в том, что в целях RAIM производятся несколько независимых определений, результаты которых сравниваются между собой. По результатам этих расчетов определяется четыре устойчиво работающих спутника и по этим “отфильтрованным” спутникам производится определение навигационных параметров (φ, λ, h). При этом “фильтрующие” расчеты при работе RAIM не используются для навигационных расчетов. Необходимым условием реализации метода RAIM в любом случае является наличие не менее 5 спутников видимых антенной GPS приемника. Алгоритм RAIM, фактически, является статистическим методом. Если функция RAIM отфильтровала один из 5-ти видимых спутников, то RAIM перестает работать, о чем информируется летный экипаж. Воспринимать такую информацию следует так: навигационные расчеты продолжают вы206 полняться, но они никак не контролируются и нужно быть очень внимательным. Если бортовым оборудованием СНС сопровождается 6 и более спутников, то RAIM, после исключения из обработки одного спутника и подключения другого, продолжает работать и контролировать надежность навигационных определений. Проверка целостности спутниковой навигационной системы (RAIMпрогноз). Проверка целостности спутниковой навигационной системы GNSS с помощью функции RAIM является обязательной процедурой при использовании приемоиндикатора в районе действия зональной навигации и при заходе на посадку с использованием СНС. Такая проверка проводится в случае: - если приемник СНС не использует информацию о барометрической высоте; - если приемник СНС использует информацию о барометрической высоте в целях поддержки RAIM, но рабочее количество спутников в СНС на день вылета 22 и менее. Допустимый разрыв обеспечения целостности по маршруту полета с учетом возможности ухода на запасной аэродром - не более 15 минут, а при заходе на посадку – 5 мин. Проверка может производиться с помощью самого приемника СНС, с использованием специальных компьютерных программ на предполетном брифинге и с использованием информации на специализированных сайтах, а также с помощью GPS NOTAM. Для получения RAIM-прогноза при полете по конкретному маршруту задается дата, аэродром вылета, время вылета, пункты маршрута, истекшее время прохождения пунктов по маршруту, аэродром посадки и истекшее время посадки. Если планируется заход на посадку методом зональной навигации с использованием оборудования (датчика) СНС, то выполняется отдельный RAIMпрогноз, поскольку пороги RAIM для захода на посадку значительно меньше, чем на маршруте и в аэроузловой зоне (см. табл. 12.5). 207 Если фактическая точность определения местоположения ВС будет хуже, чем указано в табл. 12.4, то летный экипаж применяет навигационные процедуры, которые прописаны в Руководстве по производству полетов эксплуатанта. Перед каждым полетом необходимо ознакомится с текущими изменениями в аэронавигационной информации. Временные изменения в аэронавигационной обстановке публикуются в NOTAM (Notes to Airmen) – извещениях, рассылаемых средствами электросвязи. Отмечены случаи, когда спутник выходил из строя и выдавал неправильную информацию. С целью информирования пользователей GNSS о “не здоровых” спутниках издаются GPS NOTAM, с которыми необходимо ознакомиться до начала полета. Таблица 12.4 Пороги срабатывания RAIM Этап полета Значение допуска км м. мили 3.7 2.0 1.9 1.0 0.6 0.3 По маршруту В районе аэродрома Заход на посадку GPS NOTAM бывают двух видов: по аэродрому и по маршруту. GPS NOTAM по маршруту издается при полете по организованным трекам в регионе Северной Атлантики. GPS NOTAM по аэродромам, на которых опубликована схема захода на посадку с использованием GPS или RNAV(GNSS), издаются в тех случаях, когда в течение ближайших 24 часов перерыв RAIM может составить более 5 мин. Во время полета пред планированием захода на посадку с использованием GPS необходимо выполнить операцию по уточнению RAIM- прогноза. Общие правила подготовки приемоиндикатора СНС к полету. При включении приемоиндикатора СНС автоматически начинается процесс инициализации – самотестирование, поиск сигналов спутников, определение места ВС. После определения места воздушного судна приемоиндикатор готов к работе. 208 Используя режим AUX, проверяется как статус приемоиндикатора (конфигурация), так и статус GPS (расположение спутников, их исправность и т.п.). Во время подготовки к полету по запланированному маршруту создается FPL (Flight plan) от аэродрома вылета до аэродрома назначения. С помощью каких кнопок или рукояток выполняется данная операция и как процесс ее выполнения выглядит на дисплее – зависит от типа приемоиндикатора. При создании FPL вводится аэропорт вылета (четырехбуквенный код ИКАО), планируемый SID, пункты маршрута, планируемый STAR, аэропорт посадки (четырехбуквенный код ИКАО). Для примера, выберем маршрут Пулково – Шереметьево. Формат данных для ввода в FPL: ULLI UD3D UD NUKOL BD SW SW07A UUEE где: ULLI – код ИКАО Пулково; UD3D – идентификатор SID; UD – идентификатор пункта маршрута; NUKOL – идентификатор района ОВД; BD – идентификатор пункта маршрута; SW – идентификатор пункта маршрута; SW07A – идентификатор STAR; UUEE – код ИКАО Шереметьево. Введенный FPL запоминается. При последующем полете по указанному маршруту FPL вызывается из базы данных и проверяется. Поверка является обязательной процедурой, так как со временем маршрут полета может быть изменен. Если маршрут изменился, то FPL корректируется. Затем необходимо проверить RAIM- прогноз по маршруту полета. 209 Глава 13. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ЗОНАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ 13.1. Навигационное наведение Наличие информации об отклонении от заданной траектории у пилота в любой момент времени получило название навигационного наведения (navigational guidance). Смысл этого понятия заключен в следующем. Для того чтобы выполнить полет по заданной траектории, пилот должен иметь информацию о том, находится ли в данный момент ВС на заданной траектории и, если не находится, то насколько от нее отклонилось и в какую сторону. После этого пилот должен принять решение о том, каким образом он будет выводить ВС на заданную траекторию. Это решение может быть в виде, например, рассчитанного курса выхода на ЛЗП или вертикальной скорости, необходимая для снижения до заданной высоты, которое сам же пилот и должен будет выполнить. Разумеется, рассчитать курс выхода на ЛЗП и вертикальную скорость, а также выполнить исправление траектории полета может и автоматическая система управления без помощи пилота. Главное в навигационном наведении – непрерывное наличие информации об отклонении ВС. от заданной траектории [17]. Причем, как правило, эта информация должна поступать непрерывно, а не время от времени. Пилот должен видеть эту информацию на приборной доске в готовом виде, не требующем каких-либо расчетов или графической работы с картой. Тогда он сможет легко исправлять отклонение, выводить ВС на заданную траекторию и удерживать его на ней. Имеется ли наведение в случае, когда бортовая навигационная система непрерывно выдает информацию о текущей широте и долготе места самолета или о его пеленге и дальности от наземного радиомаяка? Наведение в данном случае отсутствует, потому что имеется только информация о месте самолета с использованием координат, но информации об отклонении от ЛЗП в этих данных нет. Разумеется, пилот может нанести на карту место ВС (по широте и дол210 готе или, проложив линии положения) и узнать, отклонилось ли ВС или нет. Но он не может это делать непрерывно, поэтому наведение в данном случае отсутствует. Если же полет выполняется на угломерный радиомаяк или на приводную радиостанцию, то пилот сразу и легко может определить сторону и величину уклонения, сравнив фактический пеленг с его заданным значением, при котором ВС будет находиться на ЛЗП. Для этого ему не нужно выполнять какихлибо расчетов и графических построений. И сделать это он может в любой момент, фактически непрерывно. Следовательно, в этом случае наведение имеется. Еще одним примером наведения является полет на радиомаяк VOR. В этом случае сравнение заданного значения радиала с текущим непосредственно указывает, с какой стороны и насколько далеко от ВС находится ЛЗП. В России на протяжении многих десятилетий навигационное наведение вовсе не считалось как само собой разумеющимся и необходимым. Термина наведение у нас не было, но само наведение, конечно, хотя бы иногда присутствовало. В поворотных пунктах маршрута иногда устанавливались ОПРС и, следовательно, полет выполнялся на или от радиостанции. Пилот в любой момент мог определить сторону и величину уклонения от ЛЗП, следовательно, обеспечивалось наведение. Очень часто в качестве ППМ была просто точка на карте, и через нее проходит ЛЗП, которую пилот обязан был выдерживать. Это была сложная задача, с которой российские пилоты и штурманы справлялись. Другое дело, какой ценой это давалось, и с какой точностью выполнялся полет. За рубежом на протяжении многих десятилетий маршруты полетов строились таким образом, чтобы они проходили через наземные радиомаяки VOR. В этом случае полет всегда выполнялся на радиомаяк или от него и при наличии наведения. Бортовое оборудование (аналог отечественного КУРС МП) непосредственно определяло и индицировало на указателях типа ПНП (SDI – Course Deviation Indicator или HSI – Horizontal Situation Indicator) сторону и ве- 211 личину углового уклонения ВС. Это позволяло пилоту легко сохранять линию заданного пути, удерживая планку в центре прибора. 13.2. Зональная навигация Возрастание интенсивности воздушного движения к середине 80-х годов привело к тому, что обычных трасс (маршрутов), проходящих через радиомаяки стало не хватать в Европе и США, где радиомаяков много, чтобы обеспечить требуемую пропускную способность воздушного пространства. Стала обсуждаться возможность полетов по произвольным траекториям, но не обязательно проходящим через радиомаяки. Для обеспечения таких полетов на борту ВС необходимо: - получать информацию о текущем местоположении ВС; - представлять информацию для пилота в виде отклонения от заданной траектории (обеспечить навигационное наведение). Решение первой из этих задач первоначально основывалось на использовании угломерно-дальномерной системы, образованной наземными радиомаяками VOR/DME, и позволяющей непрерывно измерять пеленг (радиал) и дальность ВС. Для решения второй задачи необходимо было иметь бортовой вычислитель, способный непрерывно рассчитывать по радиалу и дальности линейное боковое уклонение и оставшееся расстояние, то есть преобразовывать полярные координаты в частноортодромические. Навигация по маршрутам, не проходящим через радиомаяки, получила название «зональной навигации» (Area Navigation - RNAV), поскольку ее осуществление было возможно только при нахождении ВС в пределах зоны действия радиомаяка. Впоследствии для определения местоположения ВС стали использоваться и другие средства: инерциальные системы счисления координат, разностно-дальномерные и спутниковые системы. История развития зональной навигации отразилась в том, каким образом давалось определение этого понятия в документах ИКАО. Если первоначально 212 подразумевались только полеты в пределах зоны действия радиомаяков, то с появлением возможности автономного счисления пути понятие зональной навигации расширено. В четвёртом издании «Руководства по навигации, основанной на характеристиках (PBN)» (Doc 9613 AN/937 ИКАО) дано следующее определение зональной навигации: «Зональная навигация RNAV – метод навигации, который позволяет воздушному судну выполнять полет по любой желаемой траектории в пределах действия радиомаячных навигационных средств или в пределах, определяемых возможностями автономных средств или их комбинацией». В этом определении отсутствует в явном виде один из ключевых элементов зональной навигации – необходимость навигационного наведения по этой желаемой траектории. Из-за этого у российских пилотов, впервые встретившихся с этим понятием, может возникнуть недоумение: а разве я без всякой зональной навигации не могу летать, как хочу? Но для зарубежных летчиков никакой неясности нет. Для них необходимость наведения является нормой, как само собой разумеющееся. И речь здесь идет не о том, чтобы просто летать по любой желаемой траектории, чтобы при этом было еще и наведение по этой траектории, то есть, чтобы прибор непрерывно показывал отклонение от нее. Детализация определения термина зональная навигация может быть следующей: «Зональная навигация – навигация с использованием технических средств, обеспечивающих наведение при полете по любой желаемой траектории». Оборудование, обеспечивающее возможность такой навигации, стали называть оборудованием зональной навигации, или оборудованием RNAV. Оно должно автоматически определять местоположение ВС по одному или нескольким навигационным датчикам и вычислять расстояние вдоль линии пути, боковое отклонение, время полета до выбранного пункта, а также обеспечить непрерывную индикацию отклонения на приборе типа ПНП, то есть собственно наведение. Траектория маршрута зональной навигации задается, как правило, геодезическими координатами (широтой, долготой) нескольких ее точек, называемых 213 точками пути (Way Points - WP). На аэродромных картах точки пути изображаются символом в виде четырехугольной звездочки, а на маршрутных картах – теми же символами, что и пункты обязательного или необязательного донесения. Координаты точек хранятся в базе аэронавигационных данных бортового навигационного комплекса или в базе навигационных данных бортового приемника СНС. Из последовательности точек пути может быть сформирован маршрут полета, и при наличии на борту оборудования зональной навигации, на каждом участке будет обеспечено навигационное наведение по линии заданного пути, то есть бортовое оборудование будет непрерывно рассчитывать и показывать пилоту в явном виде сторону и величину уклонения от ЛЗП. Различие между маршрутами обычной навигации (conventional navigation) и зональной навигации RNAV заключается в том, что для обеспечения наведения обычные маршруты должны, как правило, проходить через радиомаяки, а маршруты зональной навигации могут проходить через произвольные точки пути. Траектория планируемого полета может быть задана не только в горизонтальной плоскости в виде маршрута, но и в вертикальной — путем задания высот пролета точек пути, углов или градиентов наклона траектории. Кроме того, может быть задана пространственно-временная траектория, когда для некоторых точек задано время их пролета. В соответствии с размерностью (Dimension) «пространства», в котором осуществляется наведение, зональную навигацию разделяют на три вида: – двухмерная зональная навигация в горизонтальной плоскости — LNAV (Lateral Navigation). Иногда, используя дословный перевод, ее называют боковой навигацией, поскольку наведение осуществляется только в горизонтальной плоскости; – трехмерная зональная навигация в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Для навигации в вертикальной плоскости используется аббревиатура VNAV (Vertical Navigation); 214 – четырехмерная зональная навигация в горизонтальной и вертикальной плоскостях плюс решение задачи регулирования скорости полета для прохождения пунктов маршрута или прибытия на аэродром в заданное время. Зональная навигация по времени сокращенно обозначается TNAV (буква T — от слова Time). Проблема зональной навигации состоит не только в обеспечении полета по произвольной траектории, а и в том, чтобы точность ее выдерживания соответствовала требованиям данного региона. В современной аэронавигации эти требования устанавливаются в виде навигационных спецификаций. Навигационная спецификация — совокупность требований к ВС и летному экипажу, необходимых для обеспечения полетов в условиях навигации, основанной на характеристиках, в пределах установленного воздушного пространства. Имеются два вида навигационных спецификаций: – спецификация RNAV. Навигационная спецификация, основанная на зональной навигации, которая не включает требование к контролю за выдерживанием и выдаче предупреждений о несоблюдении характеристик, обозначаемая префиксом RNAV, например, RNAV 5, RNAV 1. – спецификация RNP. Навигационная спецификация, основанная на зональной навигации, которая включает требование к контролю за выдерживанием и выдаче предупреждений. При применении методов зональной навигации должны быть выполнены следующие обязательные условия: – если оборудование RNAV, RNP использует сигналы наземных или спутниковых средств, то оно должно устойчиво принимать эти сигналы на всем протяжении полета по маршруту или маневрирования в районе аэродрома; – оборудование RNAV, RNP должно быть сертифицировано для выпол- нения полета по маршруту и в районе аэродрома; – летный экипаж должен иметь допуск к выполнению полетов по мар- шрутам RNAV и в районе аэродрома; 215 – координаты WP должны определяться и публиковаться в АИП госу- дарств во Всемирной геодезической системе координат WGS-84 и с требуемой точностью, разрешением и целостностью. 13.3. Основные положения концепции PBN Зональная навигация RNAV, возникшая в конце 70-х годов, базировалась на применении VOR/DME при полете над сушей. Для океанских полетов использовались инерциальные навигационные системы (INS) и дальней навигации OMEGA. Воздушное пространство и критерии учета препятствия были развиты на основе доступности сигналов VOR/DME и инерциальных систем. Технические требования к этому оборудованию основывались на конкретных индивидуальных моделях такого оборудования. Появление навигационных систем, основанных на применении GNSS, стали ограничивать возможности метода зональной навигации, а кроме того, приводило к более высоким затратам на сертификацию различных моделей бортового навигационного оборудования. Чтобы избежать этого, ИКАО в промежутке 2005-2007 годов разработало концепцию: Навигация, основанная на характеристиках (Performance Base Navigation – PBN). Навигация, основанная на характеристиках PBN – зональная навигация, основанная на требованиях к характеристикам ВС, выполняющих полет по маршруту ОВД, схему захода на посадку по приборам или полет в установленном воздушном пространстве. Требования к характеристикам определяются в навигационных спецификациях в виде точности, целостности, непрерывности, готовности и функциональных возможностей, необходимых для выполнения планируемого полета в контексте концепции конкретного воздушного пространства. Точность выдерживания навигационных характеристик – общая погрешность системы (TSE- Total System Error), допускаемая в боковом и продольном измере- 216 ниях. TSE в каждом измерении не должна превышать норм для установленного типа RNP в течение 95% полетного времени на любом участке одного полета. Целостность (Integrity) – способность системы своевременно выдавать пользователям предупреждения в тех случаях, когда система не должна использоваться для навигации. Непрерывность обслуживания (Continuity of function) –– способность всей системы функционировать без непредсказуемых прерываний во время выполнения намеченного полета. Готовность (Availability) – показатель способности системы обеспечивать надлежащее обслуживание в пределах установленной зоны действия. Определяется в виде интервала времени, в течение которого система должна использоваться для навигации. Навигация, основанная на характеристиках, состоит из трех взаимосвязанных элементов: навигационное применение, навигационные характеристики (возможность оборудования ВС) и инфраструктура навигационных средств (рабочие области наземных и спутниковых систем навигации), рис. 13.1 [17]. Концепция воздушного пространства СВЯЗЬ НАВИГАЦИЯ НАБЛЮДЕНИЕ ОрВД Компоненты концепции PBN Навигационное применение Навигационные спецификации Инфраструктура навигационных средств Рис. 13.1. Компоненты концепции навигации, основанной на характеристиках В рамках концепции PBN имеются два ключевых структурных элемента RNAV и RNP. Навигация, основанная на характеристиках, объединяет в одно 217 целое ряд различных видов применения RNAV и RNP, охватывающих все этапы полета: вылет, полет по маршруту и заход на посадку. PBN образует структурную основу требований к выдаче разрешений на выполнение полетов с использованием современных средств навигации ВС. Помимо повышения безопасности полетов PBN обеспечивает возможность получения существенных преимуществ в части, касающейся экономии топлива, доступности и гибкости в районах аэродромов и решения экологических проблем (эмиссия и шум). Основное отличие бортового оборудования RNAV от RNP заключаются в том, что оборудование RNP имеет функции мониторинга характеристик по точности и предупреждению, а некоторые модели оборудования RNAV этих функций могут и не иметь, рис. 13.2 [17]. Навигационные спецификации Навигационные спецификации к RNP включают требования на борту ВС по отслеживанию качества получаемой информации и предупреждения Навигационные спецификации RNAV не включают требования к контролю на борту за выдерживанием характеристик и выдаче предупреждений Значение RNP X Значение RNAV X Рис. 13.2. Отличие навигационных характеристик RNAV и RNP Мониторинг характеристик по точности и выдача предупреждений является главным элементом в оборудовании RNP и позволяет навигационной системе соблюдать необходимый уровень безопасности по точности наведения в боковом, продольном и вертикальном направлениях. Такой мониторинг позволяет пилоту обнаружить, что навигационная система не достигает или не гарантирует требуемых навигационных характеристики на уровне целостности 10 -5 для производства полета. 218 Наличие в системе RNP усовершенствованной функции контроля целостности операции позволяет использовать более короткий интервал эшелонирования в продольном и боковом направлениях с обеспечением достаточной целостности, что позволяет только системам зональной навигации осуществлять надежную и точную навигацию в определенном воздушном пространстве. Использование системы RNP позволяет существенно повышать безопасность полетов, быть всегда готовой к использованию и приносить прибыль за счет повышения плотности воздушного движения и оптимизации траекторий полета. Применение концепции PBN в аэродромной зоне позволяет существенно уменьшить объем воздушного пространства для целей маневрирования при заходе на посадку и вылета за счет уменьшения зоны учета препятствий, рис. 13.3. а ) б в ) ) Рис. 13.3. Область учета препятствий на конечном этапе захода на посадку и на этапе прерванного захода с использованием: а) VOR, б) RNP APCH, в) RNP APCH с LPV APCH – Approach - заход на посадку; APCH с LPV – Approach with Localizer performance with vertical guidance - заход на посадку с точностью курсового радиомаяка и с вертикальным наведением. 13.4. Навигационные спецификации, применяемые в концепции PBN В соответствии с концепцией PBN применяются навигационные спецификации (navigation specification), представленные на рис. 13.4 [17]. В обозначениях как RNAV, так и RNP параметр «Х» (где оно приводится) указывает на точность боковой навигации (TSE) в морских милях, которая должна выдержи219 ваться в течение, по крайней мере, 95% полетного времени всеми ВС, выполняющими полеты в пределах данного воздушного пространства, по маршруту или по схеме полета. Навигационные спецификации Спецификации RNAV Обозначение RNAV 10 (RNP10) Обозначение RNAV 5 RNAV 2 RNAV 1 для навигационного применения в океанических и для навигационного удаленных применения при континентальных полетах по маррайонах шруту и в зонах аэродрома Спецификации RNP Обозначение RNP 4 RNP 2 для навигационного применения в океанических и удаленных континентальных районах Обозначение RNP 2 RNP 1 A-RNP RNP APCH RNP AR APCH RNP 0.3 для различных этапов полета Обозначение RNP с дополнительными требованиями (например, 3D, 4D и т.д.) Рис. 13.4. Навигационные спецификации в концепции PBN Поскольку все составляющие общей погрешности определения места ВС в боковом направлении (TSE – Total System Error) являются случайными, невозможно требовать стопроцентного выдерживания коридора шириной ±Х. Поэтому суть предъявляемых конкретным значениям RNAV/RNP требований к точности навигации заключается в том, что в течение 95% полетного времени на любом участке полета TSE не должна превышать величину удерживания (точности) ±Х в каждом измерении (и по боковой, и по продольной координатам). Иначе говоря, численное значение RNAV/RNP обозначает допустимую TSE, выраженную для горизонтальной навигации (LNAV) в морских милях. Например, для RNP 4 линейное боковое уклонение от ЛЗП, а также погрешность отображения оставшегося расстояния до точки пути не должны превышать 4 м. мили (7.4 км) в течение не менее 95% времени полета. Здесь число 4 является величиной удерживания (точности) и обозначает тип RNP. 220 Значение «95% времени», соответствующее вероятности нахождения ВС в пределах коридора, равной 0,95 выбрано потому, что для многих видов законов распределения случайных погрешностей (в частности, для нормального закона и закона Лапласа), это значение вероятности соответствует удвоенной средней квадратической погрешности (2σ). Вероятность 0,95 используется по причине того, что в навигации данный уровень вероятности применяется при оценке точности определения местоположения ВС. 13.5. Бортовое оборудование зональной навигации Бортовые и наземные технические средства, обеспечивающие наведение по любой желаемой траектории, называются оборудованием зональной навигации (RNAV equipment) или системами зональной навигации (RNAV system). Оборудование зональной навигации разработано, чтобы обеспечить необходимый уровень точности определения заданной траектории, в соответствии заявленными требованиями. Система зональной навигации обычно объединяет информацию от различных датчиков: датчики высотно-скоростных параметров, инерциальная система, датчики радиотехнических средств навигации (VOR, DME, GNSS). Обязательным компонентом системы зональной навигации является наличие бортовой навигационной базы данных и пульта управления системой. Система зональной навигации обеспечивает выполнение следующих функций: – осуществление навигации; – управление планом полета; – наведение по линии пути и контроль над наведением; – индикация и контроль работоспособности системы. Функция навигации позволяет определить: положение ВС, скорость, фактический путевой угол, угол вертикальной траектории, угол сноса, магнитное склонение, барометрическую высоту, направление и скорость ветра, а также 221 выполнить автоматическую и ручную настройку на радионавигационные средства с целью коррекции счисленных координат. Система зональной навигации позволяет оценить работоспособность и качество данных, выдаваемых датчиками, которые позволяют определить фактическую траекторию полета. Прежде чем использовать, например, информацию от GNSS для целей коррекции счисленных координат, она (информация) подвергается оценке целостности и точности получения информации о местоположении ВС. Наличие автоматической системы наведения в горизонтальной и вертикальной плоскостях позволяет пилоту оценить положение фактической траектории относительно заданной траектории на экране дисплея с электронной картой. Отличие оборудования RNAV от RNP. Система RNP является системой зональной навигации, имеющей функциональные дополнительные возможности по осуществлению контроля характеристик и выдаче предупреждения. Текущее определение требований: − надежно выполнять полет по заданной траектории с предсказуемостью, включая криволинейные траектории с постоянным радиусом в поле ветра; − возможность осуществлять вертикальное наведение с предупреждением ограничений по высоте. Контроль характеристик и возможность предупреждения осуществляется тогда, когда заданные требования RNP не соответствуют фактическим. Контроль индикации бокового отклонения траектории от заданной, и выдача предупреждения являются взаимосвязанными функциями и определяют сущность навигационной целостности. Система RNP позволяет отключить датчик навигационной информации тогда, когда его показания противоречат установленным значениям RNP, или, когда погрешность пилотирования в ручном режиме велика, и пилоту не разрешается пилотирование вручную. 222 Характеристика источников информации определения местоположения. В качестве источников информации о местоположении и осуществления коррекции счисленных координат могут использоваться VOR, DME, разностнодальномерная система LORAN-C (РСДН-10), инерциальная навигационная система, GNSS. Рассмотрим краткую характеристику этих навигационных систем в порядке возрастания точности. VOR/DME. Датчики оборудования RNAV преобразуют радиал и дальность от радиомаяка бортовым компьютером в боковое уклонение от ЛЗП, с определением оставшегося расстояния. В наиболее простых видах оборудования, обеспечивающих такой способ, радиомаяк как бы «смещается» в точку пути, на которую следует ВС, и осуществляется наведение на этот «мнимый» радиомаяк. Местоположение точек пути задается в этом случае не геодезическими координатами, а радиалом и дальностью от VOR. При этом оборудование должно давать возможность ввода не менее трех точек пути. Не высокая точность данного способа определения координат связана в основном с азимутальным каналом системы, то есть с VOR. Погрешность определения пеленга по VOR составляет порядка 4º-5º (2σ). При использовании VOR/DME при полете по маршруту рабочие области этих маяков должны иметь перекрытие для RNAV5 в радиусе 111 км (60 м. миль), DVOR/DME – 139 км (75 м. миль). ИНС. Инерционная навигационная система является автономной системой определения местоположения ВС на основе счисленных координат. Измеренные акселерометром ускорения ВС по трем осям координат интегрируются цифровым вычислителем, что дает возможность получить координаты места ВС и всю другую необходимую информацию. Современные бесплатформенные ИНС (на лазерных гироскопах) обеспечивают радиальную погрешность определения места ВС порядка 0,1 – 0,5 м. миль в час (2σ). Тем не менее, по причине возрастания погрешностей, ИНС не могут использоваться в системе RNAV без периодической коррекции счисленных координат по другим средствам (GNSS, DME и т.д.). На борту ВС обычно устанавливаются три одинаковых комплекта ИНС, что позволяет повысить точность и надежность навигации. 223 Наличие в составе навигационного комплекса ИНС, GNSS и цифрового вычислителя полностью обеспечивает решение всех задач зональной навигации, включая ввод и сохранение маршрута полета, а также наведение по линии пути. DME/DME. Дальномерный способ определения координат (по дальностям до двух радиомаяков DME) обеспечивает более высокую точность определения местоположения, чем угломерно-дальномерный. Это обусловлено достаточно высокой точностью измерения дальностей и сравнительно медленным возрастанием погрешностей по мере по мере увеличения самой дальности. Так, вблизи радиомаяка погрешность измерения дальности составляет около 0,2 км, а на удалении 260 км – примерно 3,3 км (2σ). Для определения местоположения дальномерным способом ВС должно находится одновременно в зонах действия двух радиомаяков. Над территорией Европы и США это условие, как правило, с избытком обеспечивается, поэтому способ «DME/DME» рассматривается ИКАО как один из основных методов зональной навигации в континентальных районах наряду с методами спутниковой навигации. GNSS. К глобальным спутниковым навигационным системам относят американскую GPS и российскую ГЛОНАСС. Планируется внедрение и других спутниковых систем. Функционирование GNSS основано на псевдодальномерном способе определения координат. Значение средней квадратической погрешности измерения дальности, которое рекомендуется использовать для оценки соответствия зональной навигации, составляет 33 м. наряду с высокой точностью, приемоиндикаторы GNSS обеспечивают решение практически всех задач, которые необходимы для обеспечения зональной навигации. Это делает GNSS основной системой, на которой базируется зональная навигация в настоящее время и тем более в будущем. 224 Глава 14. ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЙ КОМПЛЕКС GARMIN G1000 14.1. Назначение и основные задачи навигации, решаемые ПНК Garmin G1000 Пилотажно-навигационный комплекс (ПНК) Garmin G1000 представляет собой комплексную полнофункциональную информационно-управляющую систему выполняющую, в том числе также функцию аэронавигации и обеспечения самолетовождения по заданной траектории . Garmin G1000 решает следующие основные задачи навигации [14]: - вычисление текущего местоположения воздушного судна (географических координат, высоты полета), вектора путевой скорости и текущего времени; - планирование полета в виде составления активного флайт-плана или в выборе из каталога ранее составленных флайт-планов с последующей их активацией; - предоставление пилоту исчерпывающей навигационной информации в виде движущейся карты во время полета; - самолетовождение по приводным радиомаякам NDB или радиовещательным станциям, а также выполнение захода на посадку с помощью аэродромных радиостанций по системе ОСП; - измерение дальности до наземных радиомаяков DME; - самолетовождение по радиомаякам VOR, а также выполнение захода на посадку по курсоглиссадной радиомаячной системе ILS в сложных метеоусловиях. Состав и краткая характеристика систем и устройств ПНК Garmin G1000. В состав основного комплекта пилотажно-навигационного комплекса входят следующие устройства и системы, предназначенные для решения задач аэронавигации [14]: 225 1. Командно-пилотажный дисплей GDU (Garmin Display Unit/Primary Flight Display, сокращенно PFD) (см. рис. 14.1) входит в систему индикации и сигнализации. Рис. 14.1. Командно-пилотажный дисплей PFD PFD показывает пилоту углы крена и тангажа, навигационные данные направления и курса полета, барометрическую высоту, воздушную скорость и вертикальную скорость, температуру наружного воздуха, отображает картувставку, представляющую собой маленькую версию навигационной карты (Navigation Map), отображает частоты систем связи и навигации, а также выдает предупреждения и сведения о состоянии систем самолета. 2. Многофункциональный дисплей (Multi Function Display, сокращенно MFD) (см. рис. 14.2) входит в систему индикации и сигнализации. MFD показывает пилоту информацию о параметрах работы двигателя, топливной и электрической систем, а также показывает большую масштабируемую движущуюся карту Navigation Map с силуэтом самолета, на которой отображается: авиационная база данных; аэропорты; средства навигации радиомаяки VOR, NDB; воздушные трассы и воздушные пространства аэродромов; географическая база данных (города, озера, автострады и т.д.); топографическая база данных (цветовая гамма рельефа местности). 226 Рис. 14.2. Многофункциональный дисплей MFD Данные от других элементов системы можно накладывать на изображение карты. Например, местоположение и направление движения находящихся поблизости воздушных судов, информация о грозе и погоде и т.д. 3. Интегрированный блок электроники GIA №1 и №2 (Garmin Integrated Avionics Unit) (см. рис. 14.3). Эти блоки выполняют функцию единого коммуникационного узла, обеспечивающего связь между всеми остальными периферийными частями системы и дисплеями. Рис. 14.3. Интегрированный блок электроники GIA 227 4. Цифровая система воздушных сигналов GDC (Garmin Air Data Computer) (см. рис. 14.4). Компьютер воздушных сигналов получает информацию от системы полного и статического воздушного давления, а также от датчика температуры наружного воздуха и рассчитывает: барометрическую высоту (ALT – Altitude); воздушную приборную скорость (IAS – Indicator Air Speed); истинную воздушную скорость (TAS – True Air Speed); вертикальную скорость (VS – Vertical Speed); направление и скорость ветра (Wind Direction and Velocity); температуру наружного воздуха (TAT – Total Air Temperature, OAT - Outside Air Temperature). Рис. 14.4. Цифровая система воздушных сигналов GDC 5. Система пространственного положения и курса GRS – курсовертикаль (Garmin Reference System AHRS - Attitude and Heading Reference System) (см. рис. 14.5). Этот блок передает информацию о характеристиках пространственного положения и курсе полета воздушного судна в блоки PFD, MFD и в цифровой интегрированный блок GIA. Блок оборудован акселерометрами, датчиками наклона и датчиками угловой скорости, а также взаимодействует: с блоком GMU для получения информации о магнитном поле Земли (курсе ВС); с блоком GDС для получения информации о воздушных сигналах (высоте, скорости и т.д.); и двумя блоками GIA GDС для получения информации от приемников GPS. 228 Рис. 14.5. Система пространственного положения и курса GRS – курсовертикаль 6. Датчик измерения курса самолета GMU (Garmin Magnetometer Unit) – магнитометр (см. рис. 14.6). Рис. 14.6. Датчик измерения курса самолета GMU – магнитометр Этот блок служит для измерения местного магнитного поля Земли и передачи этой информации в систему пространственного положения и курса GRS для обработки и определения магнитного курса воздушного судна. 229 7. Цифровая аудио панель с маркерным приемником и системой связи GMA (Garmin Marker Beacon Audio – Digital Audio Panel with Marker Beacon/Intercom) (см. рис. 14.7) входит в систему внутренней и внешней связи. Этот блок обеспечивает коммутацию всех цифровых, связных и навигационных сигналов, а также имеет органы управления системой внутренней связи и маркерным радиомаяком. Аудиопанель также управляет реверсивным режимом работы командно-пилотажного дисплея PFD и многофункционального дисплея MFD. Рис. 14.7. Цифровая аудио панель с маркерным приемником и системой связи GMA 8. Блок контроля двигателя самолета и систем самолета GEA – (Garmin Engine/Airframe Interface – Engine/Airframe Unit) (см. рис. 14.8). Этот блок отвечает за получение и обработку сигналов от всех датчиков двигателя и систем воздушного судна. Он подключен к измерительным датчикам температуры головок цилиндров, датчикам температуры выхлопных газов, частоты вращения двигателя, расхода топлива и к системе измерения уровня топлива. Данный блок передает обработанную информацию в цифровой интегрированный блок GIA. 230 Рис. 14.8. Блок контроля двигателя самолета и систем самолета GEA 14.2. Краткая характеристика групп страниц MFD: MAP, WPT, AUX, NRST Выбор групп страниц и страниц в группе производится пилотом с помощью сдвоенной ручки FMS расположенной на правой панели дисплея MFD. Группы страниц выбираются с помощью большой наружной ручки FMS, а информационных страниц – малой внутренней ручкой FMS. Обозначение группы и отображаемой активной страницы представляется в рамке на верхней части экрана дисплея под навигационными данными (см. рис. 14.9). Рис. 14.9 Группа страниц и название активной страницы из группы В правом нижнем углу экрана отображаются имеющиеся группы страниц и количество страниц в выбранной группе в виде прямоугольников. Подсвечены активная группа страниц, а также выбранная активная страница в группе и количество страниц в выбранной группе (см. рис. 14.10). 231 Рис. 14.10. Группы страниц и количество страниц в выбранной группе Количество информационных страниц в каждой группе и их спецификация зависит от установки на воздушном судне дополнительного оборудования. Группа страниц MAP. Служит для предоставления пилоту исчерпывающей аэронавигационной информации по маршруту полета. В состав группы входят информационные страницы [14]: 1. Страница «MAP- NAVIGATION MAP» (Навигационная карта см. рис. 14.11). Эта страница содержит аэронавигационную информацию в виде движущийся во время полета карты. На ней отображается символ самолета (в центре), обозначения аэродромов, навигационных маяков, ВТ и их пересечений (INT), схемы полетов в аэродромной зоне, обозначения населенных пунктов, водоемов, административных границ, границ районов УВД, запретных зон и других зон воздушного пространства. Рис. 14.11. Информационная страница MAP- NAVIGATION MAP 232 Возможны 4 варианта ориентации карты: «NORTH UP» (по северу), «TRACK UP» (по фактическому путевому углу), «DTK UP» (по заданному путевому углу), «HDG UP» (по курсу). Насыщенность движущейся карты можно менять с помощью клавиши «DCLTR». Масштаб основной карты на MFD и карты-вставки на PFD меняется в ручную пилотом с помощью ручки RANGE и указывается в правой нижней части карты. Масштаб карты может иметь 28 вариантов – от 150м (500ft) до 4000км (2000 MN). 2. Страница «MAP- TRAFFIC MAP» (Карта воздушного движения см. рис. 14.12). Эта страница служит для просмотра воздушной обстановки путем отображения отметок близколетящих самолетов относительно собственного воздушного судна от системы информации о воздушном движении с целью выполнения маневра предотвращения столкновения с другими ВС, находящимися в полете. Рис. 14.12. Информационная страница MAP- TRAFFIC MAP Страница «MAP- TRAFFIC MAP» будет включена в группу страниц MAP, если на борту воздушного судна будет установлена система информации о 233 воздушном движении – TIS (Traffic Information Service). 3. Страница «MAP-WEATHER DATA LINK» (Карта погоды см. рис. 14.13). Эта страница служит для отображения метеорологической информации обеспечивающей пилоту возможность обхода зон с опасными явлениями погоды и предупреждения попадания в зоны грозовой активности. Рис. 14.13. Информационная страница MAP- WEATHER DATA LINK Страница «MAP- WEATHER DATA LINK» будет включена в группу страниц MAP, если на борту воздушного судна будет установлен спутниковый радиоприемник данных о погоде в реальном формате времени – XM Satellite Weather. Примечание: Над территорией РФ не используется в виду невозможности использования. 4. Страница «MAP-STRMSCOPE» (Карта отображения штормовой погоды). Эта страница служит для отображения зон грозовой деятельности с высокой интенсивностью разрядов молний и предупреждения пилота. Страница «MAP-STRMSCOPE» будет включена в группу страниц MAP, если на борту воздушного судна будет установлена система определения зон 234 грозовой деятельности и возможных разрядов молний – Stormscope (Lighting Strike and Thunderstorm Detection). Примечание: Устанавливается выборочно по требованию заказчика. 5. Страница «MAP-TERRAIN PROXIMITY» (Цветовая карта рельефа местности см. рис. 14.14). Эта страница позволяет существенно увеличить осведомленность пилотов о рельефе местности и препятствиях, и оказать им помощь в уменьшении риска столкновения с рельефом местности в управляемом полете. Информация предоставляется в виде цветовой индикации рельефа местности на карте дисплея, когда рельеф местности и препятствия находятся в пределах установленной буферной зоны по высоте от уровня полета ВС. Страница «MAP-TERRAIN PROXIMITY» будет включена в группу страниц MAP, если на борту воздушного судна будет установлена система отображения близости земли – Terrain Proximity. Примечание: Устанавливается выборочно по требованию заказчика. Рис. 14.14. Информационная страница MAP- TERRAIN PROXIMITY Группа страниц WPT. Служит для предоставления пилоту информации содержащейся в аэронавигационной базе данных, а также информации о часто235 тах ОВЧ - радиосвязи маяков VOR и NDB. В состав группы входят информационные страницы: 1. Страница «WPT- AIRPORT INFORMATION» (Информация об аэропортах см. рис. 14.15). Эта страница содержит информацию по аэропортам. Позволяет пилоту получить доступ к данным по аэродрому: частотам (COM, NAV), ориентации ВПП и процедур захода на посадку. На данной странице указаны разделы: AIRPORT, RUNWAYS, FREQUENCIES. Рис. 14.15. Информационная страница WPT- AIRPORT INFORMATION 2. Страница «WPT- INTERSECTION INFORMATION» (Информация о точках пересечения воздушных трасс см. рис. 14.16). Содержит информацию по точкам пересечения воздушных трасс INT хранящихся в аэронавигационной базе данных системы. На данной странице указаны разделы: INTERSECTION, INFORMATION, NEAREST VOR. NEAREST AIRPORT. 236 Рис. 14.16. Информационная страница WPT- INTERSECTION INFORMATION 3. Страница «WPT-NDB INFORMATION» (Информация о приводных радиостанциях см. рис. 14.17). Содержит информацию по приводным радиомаякам NDB. На данной странице указаны разделы: NDB, INFORMATION, FREQUENCY. Рис. 14.17. Информационная страница WPT-NDB INFORMATION 237 4. Страница «WPT- VOR INFORMATION» (Информация о маяках VOR см. рис. 14.18). Содержит информацию по радиомаякам VOR. На данной странице указаны разделы: VOR, NFORMATION, FREQUENCY, NEAREST AIRPORT. Рис. 14.18. Информационная страница WPT- VOR INFORMATION 5. Страница «WPT-USER WPT INFORMATION» (Информация о точках пользователя см. рис. 14.19). Рис. 14.19. Информационная страница WPT-USER WPT INFORMATION 238 Содержит информацию по точкам маршрута, созданным пилотом USER WPT. Точки маршрута, созданные пилотом, хранятся в энергозависимой памяти Garmin G1000 и не изменяются при обновлении баз данных. На данной странице указаны разделы: USER WAYPOINT, COMMENT, INFORMATION, REFERENCE WAYPOINTS, USER WAYPOINT LIST. Группа страниц NRST. Служит для предоставления пилоту информации из аэронавигационной базы данных о ближайших относительно текущего местоположения воздушного судна аэродромах, навигационных точках, радиостанциях с указанием радиочастот и зон УВД. В состав группы входят информационные страницы: 1. Страница «NRST-NEAREST AIRPORTS» (Информация о ближайших аэропортах см. рис. 14.20). Содержит информацию по 25 близко расположенным аэродромам относительно текущего местоположения, подходящим для посадки. На данной странице указаны разделы: NEAREST AIRPORTS, INFORMATION, RUNWAYS, FREQUENCIES, APPROACHES. Рис. 14.20. Информационная страница NRST-NEAREST AIRPORTS 2. Страница «NRST-NEAREST INTERSECTIONS» (Информация о ближайших точках пересечения воздушных трасс см. рис. 14.21). Содержит ин239 формацию по 25 близкорасположенным относительно текущего местоположения воздушного судна точках пересечения воздушных трасс INT. На данной странице указаны разделы: NEAREST INT, INFORMATION, REFERENCE VOR. Рис. 14.21. Информационная страница NRST-NEAREST INTERSECTIONS 3. Страница «NRST- NEAREST NDB» (Информация о ближайших ОПРС см. рис. 14.22). Рис. 14.22. Информационная страница NRST- NEAREST NDB 240 Содержит информацию по 25 близкорасположенным относительно текущего местоположения воздушного судна приводным радиомаякам NDB. На данной странице указаны разделы: NEAREST NDB, INFORMATION, FREQUENCY. 4. Страница «NRST- NEAREST VOR» (Информация о ближайших маяках VOR см. рис. 14.23). Содержит информацию по 25 близкорасположенным относительно текущего местоположения воздушного судна радиомаякам VOR. На данной странице указаны разделы: NEAREST VOR, INFORMATION, FREQUENCY. Рис. 14.23. Информационная страница NRST- NEAREST VOR 5. Страница «NRST- NEAREST USER WPTS» (Информация о ближайших точках пользователя см. рис. 14.24). Содержит информацию по 25 близкорасположенным относительно текущего местоположения воздушного судна точкам маршрута, созданным пилотом USER WPT. На данной странице указаны разделы: NEAREST USR, INFORMATION, REFERENCE WAYPOINTS. 241 Рис. 14.24. Информационная страница NRST- NEAREST USER WPTS 6. Страница «NRST-NEAREST FREQUENCIES» (Информация о частотах ближайших аэропортов см. рис. 14.25). Содержит информацию о частотах радиосредств ближайших относительно текущего местоположения воздушного судна по маршруту полета. На данной странице указаны разделы: NEAREST ARTCC, NEAREST FSS, NEAREST WX. Рис. 14.25. Информационная страница NRST- NEAREST FREQUENCIES 242 7-я страница «NRST-NEAREST AIRSPACES» (Ближайшие воздушные пространства с ограниченным режимом использования см. рис. 14.26). Содержит информацию о ближайших относительно текущего местоположения воздушного судна зонах воздушного пространства специального использования. На данной странице указаны разделы: AIRSPACE ALERTS, AIRSPACE AGENCY, VERTICAL LIMITS, FREQUENCIES. Рис. 14.26. Информационная страница NRST-NEAREST AIRSPACES Группа страниц AUX (Auxiliary - вспомогательные). Служит для просмотра и выбора параметров системы, для отображения и ввода вспомогательной информации о рейсе, работе системы GPS, используемой системе координат, действующей аэронавигационной базе данных и номере цикла AIRAC. В состав группы входят информационные страницы: 1. Страница «AUX-TRIP PLANNING» (Расчет полета см. рис. 14.27). Содержит расчетную планируемую информацию о рейсе, топливную информацию и другую информацию для определенного плана полета или участка плана полета на основе автоматически или вручную вводимых данных пилотом. На данной странице указаны разделы: INPUT DATA, PAGE MODE, TRIP STATS, FUEL STATS, OTHER STATS. 243 Рис. 14.27. Информационная страница AUX-TRIP PLANNING 2. Страница «AUX-UTILITY» (Статистические данные см. рис. 14.28). Содержит настройки для целей планирования полета, хронометража, статистики полета и использования режима отображения, заданных пилотом сообщений на экране дисплея. На данной странице указаны разделы: TIMERS, MESSAGE. Рис. 14.28. Информационная страница AUX-UTILITY 244 SCHEDULER, 3. Страница «AUX-GPS STATUS» (Информация о статусе GPS см. рис. 14.29). Содержит информацию об основных показателях работы системы GPS. На данной странице указаны разделы: - CONSTELLATION (Диаграмма спутникового созвездия). - SATELLITE STATUS (Информационный статус сигнала спутника); - GPS STATUS (Статус приемника GPS); - POSITION (Текущие координаты местоположения, время, высота, путевая скорость, ЗПУ); - RAIM PREDICTION (Прогноз целостности системы GPS и возможности навигационных вычислений на будущее в данной точке); - GPS SIGNAL STRENGTH (Графический уровень сигнала от спутника GPS). Рис. 14.29. Информационная страница AUX-GPS STATUS 4. Страница «AUX-SYSTEM SETUP» (Установки системы см. рис. 14.30). Служит для управления различными параметрами системы. На данной странице указаны разделы: DATE/TIME, DISPLAY UNITS, AIRSPACE ALERTS, MFD DATA BAR FIELDS, GPS CDI, COM CONFIG, NEAREST APT, AUDIO ALERT. 245 Рис. 14.30. Информационная страница AUX-SYSTEM SETUP 5. Страница «AUX-SYSTEM STATUS» (Статус системы см. рис 14.31). Содержит информацию о статусе и программной версии для всех системных блоков, действующей аэронавигационной базе данных. Работоспособные системные блоки обозначаются зеленой галочкой, а отказавшие блоки обозначаются красным значком «X». На данной странице указаны разделы: LRU INFO, AIRFRAME, DATABASE. Рис. 14.31. Информационная страница AUX-SYSTEM STATUS 246 Страница «System Setup» из группы страниц AUX. Служит для выбора настроек для работы системы Garmin G1000 (см. рис 14.32). Рис. 14.32. Информационная страница AUX-SYSTEM SETUP На данной информационной странице указаны разделы: DATE/TIME – выбор формата даты и единиц времени (Local 12hr, Local 24hr, UTC). DISPLAY UNITS – выбор желаемых единицы измерения: - NAV ENGLE – выбор формата измерения навигационного направления MAGNETIC (°) /TRUE (°T); - MAG VAR – значение магнитного склонения; -DIS, SPD – выбор формата единиц измерения расстояния, скорости METRIC (km, kph)/NAUTICAL (NM, KT); - ALT, VS – выбор формата единиц измерения высоты, вертикальной скорости METERS (MT, MPM)/FEET (FT, FPM); - TEMP – выбор формата единиц измерения температуры (градусы Цельсия или Фаренгейта) CELSIUS (°)/FAHRENHEIT (°F); 247 - FUEL – выбор формата единиц измерения количества топлива и расход топлива (галлоны, галлоны/час). Измерения выполняются в галлонах, килограммах, литрах, фунтах или GALLONS, KILOGRAMS, LITERS, PAUNDS; - WEIGHT – выбор формата измерения единиц веса в фунтах, килограммах или PAUNDS, KILOGRAMS. - POSITION – выбор единиц системы координат (nddd°mm,mmm', nddd°mm,ss,s'' /система координат (WGS-84). AIRSPACE ALERTS – позволяет пилоту настроить параметры ВП с ограниченным режимом использования в положении вкл/выкл. Может быть установлена буферная зона в вертикальной плоскости от ВП ограниченного использования. MFD DATA BAR FILD – выбор конфигурации формата навигационных параметров, которые отображаются на дисплее MFD в верхнем его окне «Статуса навигации»: BRG, DIS, DTK, ESA, ETA, ETE, GS, MSA, TAS, TKE, VSR, XTK. GPS CDI – выбор масштаба шкалы бокового отклонения на CDI (Auto, 2 nm; 1 nm; 0.3 nm). COM CONFIG – позволяет пилоту выбирать шаг канала частоты 8.33 кГц или 25.0 кГц. NEAREST APT – вводится перед вылетом информация о минимально допустимых характеристиках ближайших девяти аэродромов (тип покрытия ВПП, минимальная длина ВПП). AUDIO ALERT – позволяет пилоту выбрать формат голосового предупреждения: мужской или женский. 14.3. Элементы навигационного треугольника скоростей «The Triangle of Velocities» для спутниковой навигации Для решения навигационных задач с использованием СНС используется треугольник скоростей «The Triangle of Velocities» (см. рис. 14.33). 248 Движение ВС относительно поверхности Земли состоит из двух скоростей. Из скорости движения ВС относительно воздушной массы (TAS) и из скорости движения воздушной массы относительно поверхности Земли (W/V). Сложение этих двух векторов вместе дает нам движение ВС относительно земной поверхности (GS). Вместе они образуют «треугольник скоростей». Каждый из трех векторов в треугольнике скоростей имеет два свойства – величину и направление. Это означает, что всего есть шесть компонентов. Это истинная воздушная скорость TAS (True Airspeed) и курс HDG (Heading) воздушного судна, скорость и направление ветра W/V (Wind Directional/Wind Speed), а также путевая скорость относительно земли GS (Ground Speed) и путевой угол TК (Track). NORTH HDG/TAS W/V ТК HDG А В DA TK/GS Рис. 14.33. Треугольник скоростей «The Triangle of Velocities» HDG (Heading) курс – угол, заключенный между северным направлением меридиана и продольной осью ВС. Его отсчитывают от северного направления меридиана до продольной оси по ходу часовой стрелки от 0 до 360°. TK (Track) путевой угол – угол, заключенный между северным направлением меридиана и линией пути. Его принято отсчитывать от северного направления меридиана до линии пути по ходу часовой стрелки от 0 до 360°. DA (Drift Angel) угол сноса – угол, заключенный между продольной осью ВС и линией пути. Отсчитывают его от продольной оси ВС до линии пути. 249 Чтобы выполнить полет из точки А в точку В (рис. 14.33) с учетом ветра, должны быть вычислены дрейф (угол сноса) и скорость полета. Они имеют решающее значение в определение курса воздушного судна и времени прибытия в пункт назначения. Оба влияют на оставшееся топливо и безопасность полета. Чтобы найти требуемый курс полета из точки А в точку В и узнать путевую скорость необходимо воспользоваться теоремой синусов треугольника. Согласно которой, в любом треугольнике отношение между длиной стороны и синусом соответствующего угла одинаково для каждой стороны треугольника . Для определения курса составим отношения: Путевая скорость определяется по формуле: GS=[TAScos(HDG−TRK)]+[Wscos(TRK−Wd)] (4) Бортовой компьютер, используя выше приведенные формулы зависимости сторон и углов в «треугольнике скоростей» производит навигационные вычисления с выдачей информации пилоту о курсе воздушного судна и путевой скорости. 14.4. Навигационная информация, отображаемая на плановом навигационном приборе HSI На дисплее PFD навигационная информация представляется пилоту на совмещенном навигационном индикаторе (см. рис. 14.34) в состав, которого входят [14]: плановый навигационный индикатор (HSI), радионавигационный индикатор (RMI), индикатор бокового отклонения от ЛЗП (CDI). 250 Рис. 14.34. Совмещенный навигационный индикатор Совмещенный навигационный индикатор состоит из следующих элементов: 1. «Компасная роза» - вращающая круглая угломерная шкала; 2. Планка индикатора отклонения от ЛЗП (CDI); 3. Символ самолета, ориентированный носом вверх; 4. Окно источника навигационной информации (GPS, VOR или LOC); 5. Указатель направления «На – От» показывает направление полета на промежуточный пункт маршрута или от него; 6. Индекс в виде «Ромба» показывает фактический путевой угол; 7. Шкала индикации вектора прогноза изменения курса; 8. Треугольный указатель курса в виде белого треугольника для указания текущего курса; 9. Окно текущего курса (магнитного или истинного) в цифровом виде; 10. Вектор прогноза изменения курса, отображает текущую скорость разворота самолета; 251 11. Указатель курса в виде «Короны», которая перемещается с помощью ручки-кнопки HDG; 12. Стрелка заданного путевого угла отображает рассчитанный вычислителем ЗПУ; 13. Окно, указывающее активную фазу полета (ENR – маршрут, TERM – аэродромная зона, АРR – заход на посадку); 14. Наружная неподвижная шкала и неоцифрованная шкала курсовых углов (КУР); 15. Деления шкалы отклонения от заданного путевого угла при выполнении навигации по маякам VOR либо линейного бокового уклонения от ЛЗП при выполнении навигации по GPS; 16. Окно выбранного режима работы (в данном случае режим «OBS»). HSI (Horizontal Situation Indicator) – плановый навигационный индикатор. В его состав входит (см. рис. 14.34): круглая угломерная шкала «Компасная роза», треугольный указатель курса, окно текущего курса, вектор прогноза изменения курса, указатель курса в виде «Короны». Круглая угломерная шкала «Компасная роза». Угол поворота угломерной шкалы определяется курсом самолета. Она имеет малые радиальные деления через 5°, и большие деления – через 30°. На шкале нанесены стороны света: N, E, S и W. Треугольный указатель курса белого цвета указывает текущий курс самолета по шкале «Компасная роза». Окно текущего курса черного цвета расположено над треугольным указателем курса указывает цифровое значение курса в градусах белыми цифрами. Вектор прогноза изменения курса изображается дугой пурпурного цвета. Конец этой дуги соответствует расчетному значению курса, которое будет достигнуто через 6 секунд в том случае, если сохранится текущее значение скорости разворота. Указатель курса в виде «Короны» устанавливается в ручную с помощью ручки-кнопки HDG на заданное значение курса. 252 CDI (Course Deviation Indicator) – индикатор бокового отклонения от ЛЗП. В его состав входит (см. рис. 14.34): стрелка ЗПУ, планка бокового отклонения от ЛЗП со шкалой для оценки величины бокового отклонения, указатель «НА – ОТ», индекс фактического путевого угла (ФПУ). Стрелка ЗПУ. Форма и цвет стрелки зависит от источника навигационной информации. Одиночная стрелка пурпурного цвета, если источником навигационной информации является система GPS. Одиночная стрелка зеленого цвета, если источником навигационной информации является курсовой маяк LOC системы посадку ILS. Двойная стрелка зеленого цвета, если источником навигационной информации является маяк VOR. Планка бокового отклонения от ЛЗП со шкалой для оценки величины бокового отклонения. ЛБУ отсчитывается по шкале в виде кружков (по два влево и вправо) с помощью подвижной планки обозначающей ЛЗП. Значение максимального бокового отклонения устанавливается автоматически в зависимости от этапа полета, либо в ручную – 0.3 NМ, 1 NМ, 5 NМ. При запредельном отклонении от ЛЗП величина ЛБУ изображается в цифровой форме под символом самолета, например «XTK 3.20 NM». Указатель «НА – ОТ» указывает направление полета на промежуточный пункт маршрута или от него. Индекс фактического путевого угла (ФПУ) указывает текущее значение фактического путевого угла, рассчитанного вычислителем. На индикаторе CDI слева над символом самолета отображается информация об источниках навигационной информации (например, GPS, VOR или LOC). Справа над символом самолета отображается информация о фазе маршрутного полета (например, ENR, TERM или APR). Слева под символом самолета отображается предупредительная информация (например, LOI, INTEG). Справа под символом самолета также отображается предупредительная информация (например, OBS, DR). 253 RMI (Radio Magnetic Indicator) – радиомагнитный индикатор. В его состав входит (см. рис 14.34): наружная неподвижная и неоцифрованная шкала курсовых углов, узкая стрелка BRG1, широкая двойная стрелка BRG2. Наружная неподвижная и неоцифрованная шкала курсовых углов. Используется для приблизительного указания значения КУР. Узкая стрелка BRG1 и широкая двойная стрелка BRG2. Стрелки изображаются голубым цветом за пределом белого круга, чтобы не мешать восприятию информации на индикаторе CDI. Используются для определения МПР (МПС) приводной радиостанции по внутренней шкале или КУР по внешней неподвижной неоцифрованной шкале, если источником навигационной информации выбран радиокомпас ADF. Если источником навигационной информации выбран маяк VOR, то голубые стрелки будут указывать магнитный азимут от радиомаяка VOR. 14.5. Краткая характеристика режимов работы автопилота: HDG, NAV, APR, VNV Режим стабилизации заданного курса HDG (Heading Select Mode). Включается нажатием клавиши HDG на панели управления автопилотом. В этом режиме обеспечивается выдерживание автопилотом заданного курса самолета. Значение задаваемого курса задается ручкой-кнопкой HDG. Во избежание не преднамеренного изменения курса полета вначале необходимо вывести самолет на требуемый курс, затем нажать на ручку-кнопку HDG для синхронизации текущего и задаваемого для автопилота курса. Режим навигация NAV (Navigation Mode). Включается нажатием клавиши NAV на панели управления автопилотом. В этом режиме автоматическое выдерживание траектории полета, осуществляется с помощью выбранного навигационного источника (GPS, радиомаяк VOR или курсовой радиомаяк LOC системы ILS). 254 Когда навигационным источником является система GPS, командный прибор вырабатывает управляющие сигналы по боковому каналу, следуя командам GPS приемника, в зависимости от стороны уклонения воздушного судна от линии заданного пути. Когда навигационным источником является VOR или LOC, командный прибор вырабатывает команды по управлению воздушным судном в боковом канале, в зависимости от установленного (выбранного) путевого угла и величины отклонения воздушного судна от данного трека. Режим NAV может быть также использован при выполнении неточного захода на посадку по GPS и LOC, где не требуется режим захвата и сопровождения по глиссаде. Если при нажатии клавиши NAV указатель CDI показывает отклонение воздушного судна от заданной линии пути больше одной точки по шкале прибора, то выбранный для режима NAV навигационный источник подключается в пассивный режим (символ навигационного источника GPS, VOR, LOC подсвечиваются белым цветом). Если отклонение воздушного судна от линии заданно пути меньше одной точки по шкале указателя CDI, режим NAV автоматически подключается к работе при нажатии клавиши NAV. При этом символ активного навигационного источника отображается зеленым цветом. Режим захода на посадку APR «Approach Mode». Режим захода на посадку активируется нажатием клавиши APR на панели управления автопилотом. Выбор режима APR достигается и сопровождается в зависимости от навигационного источника (система GPS, радиомаяк VOR или курсовой радиомаяк LOC системы ILS), а также загруженной в активный план полета процедуры захода на посадку. Режим Approach Mode в своей работе использует информацию по боковому отклонению от выбранного навигационного источника и информацию о желаемом треке полета согласно установленной процедуры захода на посадку. Нажатие клавиши APR, когда указатель бокового отклонения CDI находится за пределами одной шкалы указателя, задействует режим захода на посадку в пассивном режиме (сигнализатор белого цвета отображается левее поля 255 активного источника в боковом канале). Если указатель бокового отклонения CDI находится в пределах одной точки по шкале указателя, автоматически активируется режим захода на посадку LOC при нажатии клавиши APR. При заходе на посадку по ILS после захвата сигналов, режим захода на посадку APR реализуется путем автоматического удержания самолета на курсе посадки и радиоглиссаде. Режим вертикальной навигации VNV (Vertical Navigation Mode). Режим вертикальной навигации активируется нажатием клавиши VNV на панели управления автопилотом. Режим VNV обеспечивает выдерживание заданного вертикального профиля снижения во время полета по маршруту и полета в районе аэродрома. Выдерживание вертикального профиля основывается на заданных высотах пролета точек маршрута на основании активного плана полета или в режиме «Direct-to». Заданная траектория снижения определяется линией в вертикальной плоскости, соединяющей две точки маршрута с заданными высотами их пролета, или вертикальным углом снижения от заданной точки и заданной высоты ее пролета. Режим VNV обеспечивается в автоматическом и ручном режимах управления воздушного судна. Условиями использования режима вертикальной навигации являются: 1. Выбранный навигационный источник – GPS. 2. Наличие плана полета для режима VNV (как минимум, с одной точкой, имеющей заданную высоту пролета) или активация режима «Direct-to» в режиме VNV. 3. Режим VNV активирован. 4. Режим вычисления бокового уклонения воздушного судна работоспособен. 5. Режим вычисления заданного трека (Desire Track) и текущего трека (Actual Track) работоспособен (находится в пределах установленных ограничений для стадии полета с использованием режима вертикальной навигации). 256 Командный прибор для режима VNV может быть задействован в любое время, но не может быть использован для набора высоты. Командные стрелки обеспечивают вертикальный профиль наведения, основываясь на заданной высоте пролета точки маршрута активного плана полета или режима «Direct-to» в режиме вертикальной навигации. По достижении высоты пролета последней точки маршрута в плане полета режима VNV, командный прибор выдает команду на включение режима выдерживания высоты (ALT) и отменяет подключенный к продольному каналу текущий режим VNV. 14.6. Типовые сообщения и предупреждения, выдаваемые аппаратурой и действия летного экипажа при отказе СНС Система предупреждения и сигнализации пилотажно-навигационного комплекса GARMIN G1000 выдает пилоту информацию о работе систем воздушного судна в виде извещений (Annunciation) и предупреждений (Alerts). В нижней правой части экрана PFD появляется окно «оповещений» или окно «уведомлений» для отображения текстовых сообщений при их наличии. Предупреждения, выдаваемые пилотам, имеют три уровня важности: 1. WARNING (Предостережение или Авария). Этот уровень важности требует немедленного внимания пилота. Появляется в окне «оповещений» и сопровождается продолжительным звуковым сигналом. Текст сообщения отображается на красном фоне. Появление предостережения сопровождается миганием сенсорной клавиши «WARNING». 2. CAUTION (Предупреждение). Этот уровень важности указывает на наличие аномальной ситуации, которая может потребовать вмешательство пилота. Появляется в окне «оповещений» и сопровождается единичным звуковым сигналом. Текст сообщения отображается на желтом фоне. Появление предупреждения сопровождается миганием сенсорной клавиши «CAUTION». 3. ADVISORY (Информационное сообщение). Этот уровень важности означает, что сообщение обладает информационным характером. Появляется в 257 окне «уведомлений» (ALERTS) при этом звуковые сигналы не выдаются. Текст сообщения отображается на белом фоне. Примеры типовых сообщений системы предупреждения GARMIN G1000: 1. Типовые сообщения предостережений (WARNING): OIL PRESSURE (опасно низкое давление масла); LOW VOLTS (опасно низкое напряжение); HIGH VOLTS (опасно высокое напряжение); CO LVL HIGH (опасно высокая концентрация СО в кабине); 2. Типовые сообщения предупреждений (CAUTION): LOW VACUUM (внимание низкий вакуум); LOW FUELL L (внимание низкий уровень топлива в левом баке); LOW FUELL R (внимание низкий уровень топлива в правом баке); STBY BATT (внимание резервная батарея); PROP HEAT (обогрев винта). Если установлена противообледенительная система винта. Типовые предупреждения об опасности при потере данных от системы GPS: DR (Dead Reckoning – навигационное счисление). Эта индикация появляется на HIS справа от силуэта самолета только в фазах полета по маршруту (ENR) или в океанической фазе полета (OCN). Она означает, что включился режим навигационного счисления пути от последнего известного местоположения ВС; LOI (Loss of GPS Integrity monitoring – потеря контроля целостности GPS или отсутствуют надежные данные от GPS). Эта индикация появляется на HIS слева от силуэта. Это означает, что отсутствует контроль данных от GPS для текущей фазы полета; GPS NAV LOST (потеряна навигация по GPS). Это сообщение означает, что потеряна навигация по GPS из-за недостаточности связи со спутниками. NO GPS POSITION (нет GPS позиции). Это сообщение означает, что местоположение не определяется с помощью GPS. 258 При отказе СНС летному экипажу необходимо использовать другие средства и методы навигации с целью обеспечения безопасного продолжения полета. 259 Глава 15. ЗАХОДЫ НА ПОСАДКУ 15.1. Виды заходов на посадку Заход на посадку – один из заключительных этапов полета воздушного судна, непосредственно предшествующий посадке. Он обеспечивает вывод воздушного судна на траекторию, которая является предпосадочной прямой с соблюдением заданных горизонтального и вертикального профилей, с целью выведения воздушного судна на точку приземления. Классификация видов захода на посадку представлена на рисунке 15.1. Заходы на посадку ВИЗУАЛЬНЫЕ ИНСТРУМЕНТАЛЬНЫЕ Точные Визуальный заход на посадку (Visual approach) Неточные Визуальное маневрирование (Circle-to-Land) Рис. 15.1. Классификация видов захода на посадку Точный заход на посадку. Точный заход на посадку обеспечивает наведение воздушного судна на конечном этапе захода на посадку на предпосадочную прямую по курсу и высоте. К точным заходам на посадку относятся: 1. ILS (Instrument Landing Systems) – система инструментального захода на посадку. Состоит из наземного оборудования, которое формирует сигнал и, бортового оборудования, которое принимает и обрабатывает сигнал наземного оборудования. Выходной сигнал выдается на планки командно-пилотажного прибора, по которому пилот визуально наблюдает за положением ВС относительно траектории захода на посадку. Схемы выполнения захода на посадку по ILS публикуются в документах АНИ (см. рис. 15.2). 260 Рис. 15.2. Схема выполнения захода на посадку по ILS. (Не использовать для целей навигации) 261 2. GLS (GBAS Landing System) – система посадки наземной системы функционального дополнения. Принцип действия системы: местоположение ВС определяется по спутникам ГЛОНАСС и GPS, но, поскольку погрешность в данном случае является слишком большой для обеспечения точного захода, вводятся наземные корректирующие станции GBAS (Ground Based Augmentation System), они же ЛККС (Локальная контрольно-корректирующая станция), предающие дополнительный сигнал. Поскольку они, в отличие от спутников, неподвижны и при этом находятся значительно ближе, а точность определения координат значительно возрастает и погрешность не превышает 3 метров. Схемы выполнения захода на посадку по GLS публикуются в документах АНИ (см. рис. 15.3). 3. РСП – радиолокационная система посадки. Предназначена для обеспечения посадки в простых и сложных метеоусловиях ВС, не имеющих специального посадочного оборудования, а снабженных только обычными пилотажнонавигационными приборами и связными радиостанциями. При использовании РСП положение ВС относительно ВПП и линии планирования определяется с помощью наземного посадочного радиолокатора. Посадка ВС осуществляется по командам с земли, передаваемым пилоту по радиотелефонному каналу. В состав радиолокационного оборудования входят: обзорный (ОРЛ), диспетчерский (ДРЛ) и посадочный радиолокаторы (ПРЛ). Для точных заходов на посадку в ФАП «Подготовка и выполнение полетов в гражданской авиации Российской Федерации» установлены следующие категории точных заходов на посадку: Категория I (кат I) – заход по схеме точного захода на посадку и посадка по приборам с относительной высотой принятия решения не менее 60 м и либо при видимости не менее 800 м либо при дальности видимости на ВПП не менее 550 м; Категория II (кат II) – заход по схеме точного захода на посадку и посадка по приборам с относительной высотой принятия решения не менее 60 м, но не менее 30 м и при дальности видимости на ВПП не менее 300 м; 262 Рис. 15.3. Схема выполнения захода на посадку по GLS. (Не использовать для целей навигации) 263 Категория IIIА (кат IIIА) – заход по схеме точного захода на посадку и посадка по приборам с относительной высотой принятия решения не менее 30 м, или без ограничения по относительной высоте принятия решения и дальности видимости на ВПП не менее 175 м; Категория IIIВ (кат IIIВ) – заход по схеме точного захода на посадку и посадка по приборам с относительной высотой принятия решения менее 15 м, или без ограничения по относительной высоте принятия решения и дальности видимости на ВПП менее 175 м, но не менее 50 м; Категория IIIС (кат IIIС) – заход по схеме точного захода на посадку и посадка по приборам без ограничения по относительной высоте принятия решения и дальности видимости на ВПП. Неточный заход на посадку. Неточный заход на посадку обеспечивается наведением воздушного судна на конечном этапе захода на посадку только по курсу. К неточным заходам на посадку относятся: 1. Оборудование системы посадки (ОСП) – комплекс из двух приводных радиостанций. Дальний приводной радиомаяк (ДПРМ) расположенный приблизительно в 4000 м от торца ВПП и ближний приводной радиомаяк (БПРМ) расположенный приблизительно в 1000 м от торца ВПП. Бортовое оборудование ВС должно включать два комплекта АРК для отечественных самолетов, или прибор ADF для самолетов иностранного производства. ОСП должна обеспечивать пилоту воздушного судна привод в район аэродрома и маневр снижения до высоты визуального обнаружения ВПП. Схемы выполнения захода на посадку по ОСП публикуются в документах АНИ (см. рис. 15.4). 2. ОСП+ОРЛ-А – оборудование системы посадки с контролем по обзорному радиолокатору. Данный вид захода в своей основе имеет рассмотренный выше заход на посадку по ОСП. Дополнением технологии выполнения захода по приводным радиостанциям является использование диспетчером обзорного радиолокатора, по которому он определяет место самолета и передает эту информацию на борт воздушного судна. 264 Рис. 15.4. Схема выполнения захода на посадку по ОСП. (Не использовать для целей навигации) 265 3. ОПРС (Отдельная приводная радиостанция) – с использованием отдельной приводной радиостанции. Выполнение захода по ОПРС аналогично выполнению захода с использованием ОСП. Отличительная особенность состоит в том, что используются не две приводных радиостанции, а только одна ОПРС. Отдельная приводная радиостанция может быть установлена или в створе полосы, или на месте ДПРМ, или БПРМ, или даже в стороне от ВПП. ОПРС может использоваться для точного определения места самолета перед заходом на посадку. От нее выстраивается маневр захода на посадку. Схемы выполнения захода на посадку по ОПРС публикуются в документах АНИ (см. рис. 15.5). 4. VOR/DME – комплекс наземного оборудования включающий в себя азимутальный радиомаяк VOR (Very high frequency omni-directional radio range) и радиомаяк DME (Distance measuring equipment), которые могут быть установлены как в створе ВПП, так и в стороне от ВПП. Бортовое оборудование ВС состоит из комплекса приемо-передающей аппаратуры VOR/DME. Индикация положения ВС относительно заданного радиала от VOR маяка выводится на курсовую планку навигационного прибора. Удаление до маяка выводится на соответствующий индикатор дальномера. Контроль снижения производится по дальности с использованием схем захода на посадку, в которых указано какая высота, и на каком удалении должна выдерживаться пилотом воздушного судна при выполнении захода на посадку. Схемы выполнения захода на посадку по VOR/DME публикуются в документах АНИ (см. рис. 15.6). 5. GNSS – с использованием бортового оборудования зональной навигации RNAV/RNP. Бортовое оборудование для выполнения захода на посадку по GNSS состоит из приемников сигналов спутниковой навигационной системы зарубежного, или отечественного производства. Аппаратура СНС должна быть интегрирована в бортовую вычислительную систему управления полетом. На навигационных приборах левого и правого пилотов должна обеспечиваться: 266 Рис. 15.5. Схема выполнения захода на посадку по ОПРС. (Не использовать для целей навигации) 267 Рис. 15.6. Схема выполнения захода на посадку по VOR. (Не использовать для целей навигации) 268 - индикация бокового отклонения от линии заданного пути схемы подхода и захода на посадку по GNSS; - индикация заданного путевого угла, формируемого приемником СНС, и отклонение фактического путевого угла от заданного. Траектория полета при заходе на посадку по GNSS строится по определенному количеству контрольных точек (пунктов маршрута), которые задаются в качестве точек пути с указанием географических координат - широта и долгота. Обязательными точками схемы захода на посадку являются: - IAWP - контрольная точка начального этапа захода на посадку; - IWP - контрольная точка промежуточного этапа захода на посадку; - FAWP - контрольная точка конечного этапа захода на посадку; - MAWP - точка ухода на второй круг. Контрольные точки схемы подхода и захода на посадку должны находиться в базе данных приемника СНС. Схемы выполнения для захода на посадку по GNSS (RNAV/RNP) публикуются в документах АНИ (см. рис. 15.7). Визуальный заход на посадку. Визуальные заходы на посадку характеризуются тем, что пространственное положение воздушного судна и его местонахождение определяется пилотом воздушного судна визуально по естественному горизонту, земным ориентирам, а также относительно других материальных объектов и сооружений. Визуальный заход на посадку (Visual approach) – заход на посадку при полете по ППП, когда схема захода на посадку по приборам частично или полностью не выполнена и заход выполняется при наличии визуального контакта с наземными ориентирами. Для визуального захода схемы посадки не публикуются, за исключением аэродромов со сложным рельефом или с ограничением визуального маневрирования над определенными зонами. Для таких аэродромов могут публиковаться схемы с рекомендованными траекториями захода (см. рис 15.8). 269 Рис. 15.7. Схема выполнения захода на посадку по RNAV. (Не использовать для целей навигации) 270 Рис. 15.8. Схема выполнения визуального захода на посадку. (Не использовать для целей навигации) 271 Визуальное маневрирование (маневр «circle-to-land») – продолжение процедуры захода на посадку по приборам, предусматривающее выполнение разворотов в пределах зоны визуального маневрирования для вывода воздушного судна в посадочное положение относительно ВПП, расположение которой по отношению к траектории конечного этапа захода на посадку по приборам не позволяет выполнить посадку с прямой. Зона визуального маневрирования (полета по кругу). Зона, в пределах которой следует учитывать запас высоты над препятствием для воздушных судов, выполняющих заход на посадку по кругу, см. табл. 15.1 и рис. 15.9. Таблица 15.1 Пример определения радиусов зоны визуального маневрирования (полета по кругу) для аэродромов на 300 м над MSL (в единицах СИ) Категория воздушных судов/IAS (км/час) А/185 В/250 С/335 D/380 E/445 TAS на 600 м над MSL + составляющая ветра 241 310 404 448 516 46 км/ч Радиус (r) разворота (км/ч) 1,28 2,08 3,46 4,34 5,76 Прямолинейный участок (км) (это постоянная величина, не зависящая от превышения аэродрома) 0,56 0,74 0,93 1,11 1,30 Радиус (R) от порога ВПП (км) 3,12 4,90 7,85 9,79 12,82 Примечание: Радиус (R) от порога ВПП = 2r + прямолинейный участок. Рис. 15.9. Зона визуально маневрирования 272 15.2. Характеристика маневров снижения и захода на посадку В авиационной практике наиболее часто применяются следующие способы инструментального захода на посадку: заход с прямой, по прямоугольному маршруту (малому и большому), стандартным разворотом, отворотом на расчетный угол, схема типа «ипподром», векторение по локатору. Рассмотрим краткую характеристику каждого из этих способов: 1. Заход с прямой (Straight in Approach) (см. рис.15.10). Это основной и самый экономичный способ захода на посадку. Разрешается при подходе ВС к посадочному курсу под углом не более 30°. FAF (FAP) Нэш Нэш.пер Нв.г ВПП Sг.п Sсн Sнач.сн Рис. 15.10. Заход на посадку с прямой При выполнении захода данным способом пилот обязан строго выполнять команды диспетчерской службы, особенно в вертикальной плоскости, зная при этом минимальные безопасные эшелоны и высоты в районе данного аэродрома. 2. Заход по прямоугольному маршруту (Rectangular approach traffic pattern). Существуют два вида прямоугольного маршрута: Заход по малому прямоугольному маршруту («малой коробочке») применяется на аэродромах, в районе которых невозможен или затруднен заход на посадку с прямой и отворотом на расчетный угол, но возможен безопасный выход ВС на ДПРМ (БПРМ) или в другую точку схемы захода на установленной высоте (см. рис. 15.11). 273 ДПРМ ТВГ БПРМ КУР4 КУР3 КУРт.в.ш ТВШ Рис. 15.11. Заход по малому прямоугольному маршруту Заход по большому прямоугольному маршруту «большой коробочке» применяют в том случае, когда ВС подходит к ДПРМ аэродрома с курсом посадки или близким к нему на эшелоне, снижение с которого до высоты круга от траверза ДПРМ не обеспечивается за время разворота на 180° (см. рис. 15.12). ДПРМ ТВГ КУР4 R КУР3 КУРтр КУРт.в.ш ТВШ ТР Рис. 15.12. Заход по большому прямоугольному маршруту 3. Заход стандартным разворотом (Procedure turn). Применяют при ограниченном пространстве для маневра в районе аэродрома, когда направление подхода к ДПРМ совпадает с обратным направлением посадки или отличается от него на угол не более 45°. Стандартный разворот может быть и левым и правым. Левым принято считать стандартный разворот, при котором ВС в конце его выполнения разворачивается влево. Маневр захода начинают от ДПРМ, выход на который выполняют на высоте круга. Существуют два вида стандартного разворота: 274 Стандартный разворот 45°/180° (см. рис. 15.13а). б) a) 1 мин 15 сек Кат C, D и E 1-3 мин 1 мин Кат А и В 1-3 мин Рис. 15.13. Виды стандартного разворота: а) Стандартный разворот 45°/180° б) Стандартный разворот 80°/260° Состоит из полета по заданной обратной линии пути с заданным временем полета (от 1 до 3 минут) от навигационного средства или контрольной точки, разворота на 45° в сторону от линии пути удаления, полета по прямой в течение 1 мин для воздушных судов категории А и В, или 1мин 15 сек для воздушных судов категории C,D и E с последующим разворотом на 180° для выхода на прямую приближения. Является альтернативой стандартному развороту 80°/260°. Наиболее удобен при использовании системы ILS, где последний разворот начинается в момент отшкаливания курсовой стрелки индикатора (НКП, КПП-М). Стандартный разворот 80°/260° (см. рис.15.13б). Состоит из полета по заданной обратной линии пути с заданным временем полета (от 1 до 3 минут) от навигационного средства или контрольной точки, разворота на 80° в сторону от линии пути удаления с последующим разворотом на 260° в противоположном направлении для выхода на линию пути приближения. 4. Заход отворотом на расчетный угол (Teardrop Approach/Base turn) (см. рис. 15.14). Применяется в тех случаях, когда ВС подходит к аэродрому посадки с курсом, обратным посадочному или близким к нему. Маневр захода начинается от ДПРМ (БПРМ), выход на который производят на установленном эшелоне или высоте полета, но не ниже высоты полета по кругу. 275 ЛПУ РУ ЛПП Рис. 15.14. Заход отворотом на расчетный угол Заход отворотом на расчетный угол состоит из полета по обратной линии пути и заданной длительности полета или расстояния по DME от навигационного средства (или по геодезическим координатам) с курсом, отличающегося от обратного на расчетный угол отворота, с последующим разворотом для выхода на линию пути приближения. 5. Схема типа «Ипподром» (Racetrack procedures)/заход двумя разворотами на 180° (см. рис. 15.15). Применяется на аэродромах, в районе которых невозможен или затруднен заход на посадку с прямой и отворотом на расчетный угол, но возможен безопасный выход ВС на ДПРМ (БПРМ) или в другую точку схемы захода на установленной высоте. В основе схемы лежит заход «по малой коробочке», в которой первый и второй, а также третий и четвертый развороты на 90° объединены в один разворот на 180°. 1 мин ЛПУ 2 мин 3 мин ЛПП ДПРМ Конец участка линии пути Удаления, ограничиваемого радиалом или расстоянием по DME Начало отсчета времени полета по линии удаления начинается от момента нахождения на траверзе навигационного средства Рис. 15.15. Заход по схеме типа «Ипподром» 276 Крен в развороте 20°. Заход по схеме «ипподром» состоит из разворота от линии пути приближения на 180° после пролета навигационного средства или контрольной точки с выходом на обратную линию пути при длительности полета по этой линии в течение 1, 2 или 3 минут с последующим разворотом на 180 ° в том же направлении для возвращения на линию пути приближения. Вместо временного ограничения для полета по участку обратной линии пути, в качестве ограничения может использоваться расстояние по DME или пересекающий радиал (курс). Особенностью этого способа является выход на линию пути удаления и полет по ней, но не от навигационного средства, поэтому необходимо выполнять определенные расчеты для точного выхода на линию пути удаления, и для определения момента разворота на прямую приближения. 6. Векторение по локатору. Сущность этого метода заключается в том, что после пересечения границы или рубежа зоны векторения, пилот следует командам диспетчера, который сообщает требуемый курс полета и выводит воздушное судно в зону посадочного курса под углом 30° . После «захвата» сигнала курсового маяка, векторение прекращается 15.3. Расчет элементов захода на посадку по малому прямоугольному маршруту в штиль Для того чтобы рассчитать элементы захода на посадку в штиль, необходимо знать параметры установленной схемы и скорость полета ВС. Параметры схемы выписываются из Сборника аэронавигационной информации. Скорости полета для воздушного судна берут в соответствии с РЛЭ, где их значения даны в зависимости от угла крена на разворотах. К основным элементам малого прямоугольного маршрута относятся штилевые значения магнитных курсов, время полета по участкам прямоугольного маршрута, время полета от 4-го разворота до точки входа в глиссаду (ТВГ), вертикальная скорость и время снижения по глиссаде. 277 Например. Из Сборника аэронавигационной информации аэродрома Красный Кут выписываем параметры схемы захода на посадку (см. рис. 15.16): ПМПУ= 017°; круг полетов левый; Нвг= 300 м; УНГ= 2°45'; L= 7000 м; Sтп= 250 м; Sд= 3580 м; Sвг= 6000 м; S3= 5000 м; КУР3= 235°; КУР4= 285°; самолет Л410 УВП-Е20; β = 15°. Решение. 1. Определяем МК по участкам прямоугольного маршрута: МКпос= ПМПУ = 17°, МК2= ПМПУ ± 90° = 17°+360°– 90°= 297°, МК3= ПМПУ ± 180° = 17°+ 180°= 197°, МК4= ПМПУ ± 90° = 17°+ 90° = 107°. S3=5000м t3=72сек 197° V4р=125kt (230км/ч) β=15° R4=1550м (300) V1р=135kt (250км/ч) β=15° R1=1840м α=15° Vгп=120kt (220км/ч) ТВГ (300) Sгп=2870м tгп=46сек 287° S2=3500м t2=52сек МПР=32° КУР4=285° V2наб=130kt (240км/ч) S2=3300м t2=48сек КУР3=235° МПР3=72° 107° (400) V2р=135kt (250км/ч) β=15° R2=1840м V2р=135kt (250км/ч) β=15° R2=1840м α=55° ШПМ =7000м V3р=135kt (250км/ч) β=15° R3=1840м V3=135kt (250км/ч) V2 =135 kt (250км/ч) (600) V1р=130kt (240км/ч) β=15° R1=1700м (200) t1=10сек Vв=3.4м/с снижение до 190м 017° УНГ=2°45' (190) 3580м Sвг=6000м V1наб=115-130kt (215-240км/ч) (60) 860м 250м Sобщ=8870м Рис. 15.16. Данные штилевого расчета При расчете МК2, когда круг полетов левый, из ПМПУ следует вычитать 90°, а при правом круге – прибавлять, а при определении МК4 действия выполняют в обратном порядке. 2. Находим время полета от ДПРМ до начала первого разворота. 278 В штилевых условиях время t1 для всех типов ВС установлено равным t1 =10с. 3. Рассчитываем время полета от конца первого до начала второго разворота: t2= S2/V2; S2= L – R1 – R2 = 7000 – 1840 – 1840 = 3320 м; В соответствии с методикой расчета элементов захода на посадку расстояние S2, берут с округлением до 0.1 км, т.е. S2= 3300 м. Учитывая это, получаем t2= S2/V2 = 3300/69 = 48 с. 4. Определяем время полета от траверза ДПРМ до начала 3-го разворота: t3= S3/V3 = 5000/69 = 72 с. 5. Определяем расстояние от конца 4-го разворота до начала ВПП: Sобщ= Sд+S3+R3–R4 = 3580+5000+1840–1550 = 8870 м; 6. Рассчитываем расстояние и время полета от конца 4-го разворота до точки входа в глиссаду: Sгп= Sобщ–Sвг = 8870–6000 = 2870 м; tгп= Sгп/Vгп = 2870/62 = 46с. 7. Находим время снижения от точки входа в глиссаду до начала ВПП и вертикальную скорость снижения по глиссаде: tсн= Sвг/Vпл = 6000/49 = 122 с; Vв= VплtgУНГ = 49·0.04803 = 2.4 м/с. Ключ для расчета этих формул показан на рис. 15.17. 1 Vв 2 4 5 УНГ V пл Sт.в.г. 10 tсн Vв Рис. 15.17. Расчет времени и вертикальной скорости снижения 15.4. Расчет элементов захода на посадку по малому прямоугольному маршруту упрощенным способом по коэффициентам Принцип упрощенного расчета основан на использовании данных штилевого расчета, в который вносят поправки на влияние ветра. Значения поправок 279 рассчитывают в уме по коэффициентам, выведенным для каждого типа самолета. Пример. ПМПУ = 17°; круг полетов левый; δ = 47°; U = 12 м/с; t2 = 48 c; t3 = 72 c; tгп = 46 c; tсн = 122 c; Vв = 2.4 м/с; КУР3 = 235°; КУР4 = 285°; самолет Л410 УВП-Е20; β = 15°; аэродром Красный Кут. Решение. 1. Определяем посадочный угол ветра: УВпос = δ – ПМПУ = 17°– 47° = –30°. 2. Рассчитываем в уме боковую и встречную составляющие вектора ветра, пользуясь следующей зависимостью: УВпос(90°–УВпос) Uб (Uв) 15 30 45 50 60 70 80 90 0.3U 0.5U 0.7U 0.8U 0.9U 0.9U U U Uб = UsinУВпос = 12·0.5= 6 м/с; Uв = Usin(90°–УВпос) = 12·0.86= 10 м/с. Эти формулы решают на НЛ-10м (см. рис. 15.18). УВпос 3 4 5 UБ 90°– УВпос UВ 90° U Рис. 15.18. Определение составляющих вектора ветра 3. Находим углы сноса. При этом учитываем, что боковая и встречная составляющие вектора ветра, вызывая угол сноса, действуют под углом 90° к направлению полета. Известно, что УС= (U·57.3/V)sinУВ, а при sin90° = 1 можно записать: УСпос(3) = (57.3/Vпос(3))Uб; УС2(4) = (57.3/V2(4))Uв. Отношение 57.3/V представляет собой коэффициент К, постоянный для данного типа самолета и позволяющий рассчитывать УС в уме. Коэффициент К имеет следующее значение: при Vпл= 175 км/ч (49 м/с) К ≈ 1.1; при V2= 250 км/ч (69 м/с) К ≈ 0.8; при V3= 250 км/ч (69 м/с) К ≈ 0.8; при V4= 240 км/ч (67 м/с) К ≈ 0.8; 280 Следовательно, для данного примера: УСпос= 1.1Uб = +7°; УС2=0.8Uв = –8°; УС3= 0.8Uб = –5°; УС4= 0.8Uв = +8° 4. Рассчитываем магнитные курсы по участкам прямоугольного маршрута: МКпос = ПМПУ – УСпос = 17° – (+7°) = 10°; МК2 = ПМПУ ± 90° – УС2 = 297° – (–8°) = 305°; МК3 = ПМПУ ± 180°– УС3 = 197°– (–5°) = 202°; МК4 = ПМПУ ± 90°– УС4 = 107° – (+8°) = 99°. 5. Находим время полета по участкам прямоугольного маршрута. В полном расчете было показано, что tупр2 = (Uб t2Σ)/(V2 ± Uб). Учитывая, что V2 >> Uб, можно считать, что приближенно tупр2 = (t2Σ/V2)Uб. Аналогично этому поправки к штилевому времени полета, можно приближенно рассчитать по таким формулам: tупр3 = (t3Σ/V3)Uв; tупр гп = (tгп/Vгп)Uв; tупр.сн = (tсн/Vпл)Uв. В указанных формулах отношение t/V представляет собой коэффициент К, который позволяет рассчитывать время упреждения в уме. Для данного примера: К = t2Σ/V2 = 132/69 ≈ 2; К = t3Σ/V3 = 152/69 ≈ 2.2; К = tгп/Vгп = 46/62 ≈ 0.8; К = tсн/Vсн = 122/49 ≈ 3.0. Значение коэффициента Ксн округлено в сторону увеличения с учетом того, что при снижении W<Vи. Подставляя полученные значения коэффициента К, находим: t1 = 10 + 2Uв = 10 + 2·10 = 30 с; t2 = tшт ± 2Uб = 48 + 2·6 = 60 с; t3 = tшт – 2.2Uв = 72 – 2.2·10 = 50 с; tгп = tшт + 0.8Uв = 46 + 0.8·10 = 54 с; tсн = tшт + 3.0Uв = 122 + 3·10 = 152 с. 6. Определяем вертикальную скорость снижения. Для снижения по заданной глиссаде вертикальная скорость Vв = Wпл tgУНГ = (Vпл – Uв)tgУНГ = VплtgУНГ – UвtgУНГ. Эта формула позволяет проанализировать зависимость вертикальной скорости от влияния встречной составляющей скорости ветра. В ГА оптимальный УНГ установлен равным 2°40'. Так как tg2°45' = 0.048, то Vв = 0.048Vи пл – 0.048Uв. Первый член формулы представляет собой Vв снижения при штиле, а второй – изменение ее вследствие влияния встречной составляющей. Учитывая это, вертикальную скорость в уме можно рассчитывать по такой 281 формуле: Vв = Vв. шт – 0.05Uв. Для различных УНГ штилевую Vв определяют заранее с помощью НЛ-10М. В данном примере: Vв = 2.4– 0.05·10 = 1.9 м/с. 7. Вычисляем курсовые углы ДПРМ, учитывая, что поправка в КУР3 приближенно равна половине УС4, а в КУР4 – половине УСпос: КУРтр = 90°(270°) + УС3 = 270° + (–5°) = 265°; КУР3 = КУРшт + УС3 + 0.5УС4 = 235° + (–5°) + 4° = 234°; КУР4 = КУРшт + УС4 + 0.5УСпос = 285° + 8° + 3° = 296°; КУРпос = 360° + (±УСпос) = 360° + 7° = 7°. Точность упрощенного расчета элементов захода на посадку в уме удовлетворяет требованиям практической аэронавигации. Рассчитанные данные заносят в палетку «Посадка» и затем используют при заходе на посадку. Определение фактической ширины прямоугольного маршрута. Выполняя заход на посадку, пилот обязан контролировать фактическую ширину прямоугольного маршрута и, при необходимости, исправлять курс для выхода в точку начала 3-го разворота. Фактическую ширину прямоугольного маршрута Lф определяют в момент прохода траверза ДПРМ по разности курсовых углов ДПРМ и БПРМ по формуле: Lф = ΔSр.ст/tgαф, где ΔSр.ст – расстояние между приводными радиостанциями; αф – фактическая разность КУР. Эту формулу решают на НЛ-10М (рис. 15.19). αф 4 5 ΔSр.ст Lф Рис. 15.19. Определение фактической ширины прямоугольного маршрута Для схем 2-го варианта (ШПМ 7 км) при стандартном расположении приводных радиостанций разность курсовых углов (α) равна 23°, а при полете по схеме 3-го варианта (ШПМ 3 км), соответственно 45°. Если фактическая разность окажется больше указанных значений, то фактическая ширина прямоугольного маршрута будет меньше установленной и наоборот. 282 Для быстрого определения в уме отклонения от маршрута захода считают, что 1° отличия α от расчетного значения соответствует отклонению ВС на 300 м для схем 2-го варианта и 100 м для схем 3-го варианта. Обнаруженные отклонения устраняют изменение курса. Поправку в курс определяют на НЛ10М или в уме. При ее расчете в уме исходят из того, что 100 м отклонения требуют поправки в курс, равной 1°. При наличии на аэродроме диспетчерского радиолокатора пилот может проконтролировать выдерживание прямоугольного маршрута по его данным. Контроль выполнения четвертого разворота при заходе на посадку по системе ОСП. Чтобы точно выйти на предпосадочную прямую при заходе на посадку по прямоугольному маршруту, необходимо контролировать и корректировать выполнение 4-го разворота. Контроль осуществляется путем сравнения оставшегося угла разворота с фактическим курсовым углом ДПРМ в заранее намеченных точках. В практике контроль выполняется в двух точках за 60° и 30° до окончания разворота (см. рис. 15.20). УР=90° УР=60° 2 1 УР=30° КУР = 28° КУР = 54° КУР4 Рис. 15.20. Контроль выполнения 4-го разворота Для каждой из этих точек можно заранее определить, какой должен быть КУР при ее прохождении. Значения курсовых углов в первой точке контроля определяют по формулам: 283 КУР = 60° – α1 (правый круг полетов); КУР = 300° + α1 (левый круг полетов). tg α1 = 0.5R4/(S + 0.866R4), где S – расстояние от ВС до ДПРМ после выхода из 4-го разворота. Для второй точки контроля курсовые углы рассчитывают по формулам: КУР = 30° – α2 (правый круг полетов); КУР = 330° + α2 (левый круг полетов); tg α2 = 0.134R4/(S + 0.5R4). При заходе на посадку по схемам третьего варианта с креном 15° в точках контроля курсовые углы составляют: - в первой точке КУР = 54°(306°); - во второй точке КУР = 28°(332°). Сравнивая в процессе разворота в моменты прохода контрольных точек показания АРК, с указанными значениями КУР, пилот может оценивать правильность выполнения разворота. Если в контрольных точках курсовые углы не соответствуют расчетным значениям, необходимо изменением крена устранить выявленную неточность в его выполнении. При этом руководствуются следующим правилом: - если стрелка АРК подходит к нулю раньше, чем показания курсового прибора к курсу посадки, следует уменьшить крен; - если стрелка АРК подходит к нулю позже, чем показания курсового прибора к курсу посадки, следует увеличить крен. При увеличении крена следует учитывать установленные ограничения. 284 Глава 16. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ МИНИМУМЫ АЭРОДРОМА 16.1. Общие сведения о минимумах Для обеспечения требуемого уровня безопасности полетов существуют ограничения по выполнению полетов в метеорологических условиях. Эти ограничения называются минимумами. Для выполнения взлета и посадки ВС устанавливаются: ‒ минимумы ВС; ‒ минимумы КВС; ‒ эксплуатационный минимум аэродрома. Минимум ВС ‒ минимально допустимые значения дальности видимости на ВПП (видимости), ВПР (МВС), и, при необходимости, ВНГО, позволяющие безопасно производить взлет и посадку на ВС данного типа. Минимумы ВС для взлета и посадки приводятся в РЛЭ. Минимум КВС для взлета ‒ минимально допустимые значения дальности видимости на ВПП (видимости) и ВНГО при которых КВС разрешается выполнять взлет на ВС данного типа. Минимум КВС для посадки ‒ минимально допустимые значения дальности видимости на ВПП (видимости) и ВПР при точном заходе на посадку или МВС при неточном заходе на посадку и заходе на посадку с круга, при которых КВС разрешается выполнять посадку на ВС данного типа. Минимумы КВС указываются в задании на полет. Минимум аэродрома для взлета – ограничения использования аэродрома по категориям ВС определяемые дальностью видимости на ВПП или видимостью и, при необходимости, ВНГО. Минимум аэродрома для посадки – ограничения использования аэродрома по категориям ВС определяемые для: 1) точного захода на посадку и посадки ‒ дальностью видимости на ВПП или видимостью и ВПР соответствующей эксплуатационной категории; 285 2) неточного захода на посадку и посадки ‒ дальностью видимости на ВПП или видимостью и МВС, и, при необходимости, ВНГО; 3) захода на посадку с круга ‒ видимостью и МВС, и, при необходимости, ВНГО. Эксплуатационные минимумы аэродрома – минимумы для взлета и посадки, устанавливаемые эксплуатантом по типам ВС и утверждаемые в установленном порядке. 16.2. Термины, связанные с эксплуатационными минимумами аэродрома по высоте и видимости Абсолютная высота принятия решения (DA) или относительная высота принятия решения (DH) – установленная абсолютная или относительная высота при точном заходе на посадку или заходе на посадку с вертикальным наведением, на которой должен быть начат прерванный заход на посадку (уход на второй круг) в случае, если не установлен необходимый визуальный контакт с ориентирами для продолжения захода на посадку. Абсолютная высота принятия решения (DA) отсчитывается от среднего уровня моря, а относительная высота принятия решения (DH) – от превышения порога ВПП. Минимальная абсолютная высота снижения (MDA) или минимальная относительная высота снижения (MDH) – установленная абсолютная или относительная при заходе по схеме неточного захода на посадку или при заходе на посадку с применением визуального маневрирования (маневра «circle-to-land), снижение ниже которой запрещается в случае, если неустановлен необходимый визуальный контакта с наземными ориентирами для продолжения захода на посадку. MDA отсчитывается от среднего уровня моря, MDH – от превышения аэродрома или превышения порога ВПП, если его превышение более чем на 2 м ниже превышения аэродрома. 286 Видимость на ВПП (дальность видимости на ВПП (RVR ‒ Runway Visual Range)) – максимальное расстояние, в пределах которого пилот воздушного судна, находящегося на осевой линии ВПП, может видеть маркировку ее покрытия или световые ориентиры. 16.3. Документы, регламентирующие эксплуатационные минимумы аэродрома Для оказания помощи эксплуатантам ВС в разработке эксплуатационных минимумов аэродрома и с целью единообразия ИКАО издает документ: «Руководством по всепогодным полетам» (Doc 9365 AN/910 ИКАО). В России некоторые положения по минимумам регламентированы Федеральными авиационными правилами «Подготовка и выполнение полетов в гражданской авиации Российской Федерации» (ФАП -128). В 1972 г. ИКАО заменило термин «метеорологический минимум аэродрома» на термин «эксплуатационный минимум аэродрома». В гражданской авиации России с 2009 г. с изданием ФАП-128 также применяется этот термин. Отличие эксплуатационного минимума аэродрома от метеорологического минимума в том, что элементом эксплуатационного минимума является высота принятия решения (для точных заходов на посадку) или минимальная высота снижения (для неточных заходов), а не высота нижней границы облаков. Термин ИКАО, Doc 9365: Эксплуатационный минимум аэродрома – это ограничения использования аэродрома для: 1) взлета, выражаемые в величинах дальности видимости на ВПП и/или видимости и, при необходимости, параметрами облачности; 2) посадки при выполнении двухмерных (2D) заходов на посадку по приборам, выражаемые в величинах видимости и/или дальности видимости на ВПП, минимальной абсолютной/относительной высоты снижения (MDA/H) и, при необходимости, параметрами облачности; 287 3) посадки при выполнении трехмерных (3D) заходов на посадку по приборам, выражаемые в величинах видимости и/или дальности видимости на ВПП и абсолютной/относительной высоты принятия решения (DA/H), соответствующих типу и/или категории полета. Термин ФАП-128: Эксплуатационные минимумы аэродрома (посадочной площадки) ‒ ограничения использования аэродрома для: а) взлета, выражаемые в величинах дальности видимости на ВПП и (или) видимости и при необходимости параметрами облачности; б) посадки при выполнении заходов по схеме точного захода на посадку и посадок, выражаемые в величинах видимости и (или) дальности видимости на ВПП и абсолютной (относительной) высоты принятия решения (DA/H), соответствующих эксплуатационной категории; в) посадки при выполнении заходов на посадку и посадок с вертикальным наведением, выражаемые в величинах видимости и (или) дальности видимости на ВПП и абсолютной (относительной) высоты принятия решения (DA/H); и г) посадки при выполнении заходов по схеме неточного захода на посадку и посадок, выражаемые в величинах видимости и (или) дальности видимости на ВПП, минимальной абсолютной (относительной) высоты снижения (MDA/H) и при необходимости, параметрами облачности. 16.4. Методики определения минимумов Международная организация гражданской авиации устанавливает, что на государство возлагается обязательство контроля за установлением эксплуатантами (авиакомпаниями) эксплуатационных минимумов, или непосредственного установления минимумов. При установлении этих минимумов эксплуатантами государство утверждает методы определения таких минимумов. Кроме того, минимумы эксплуа- 288 танта должны быть не ниже минимумов, которые могут быть установлены государством. В Российской Федерации с 2009 года Росавиация утверждает для эксплуатантов методы определения минимумов. Таким образом, эксплуатанту (авиакомпании) предоставляется право самостоятельно выбрать методику определения минимумов из числа используемых в мире, при этом выбранная методика должна быть разработана на основе Инструктивного материала по установлению эксплуатационных минимумов аэродрома, содержащегося в документе ИКАО «Руководство по всепогодным полетам» (Doc 9365 AN/910). Эксплуатационные минимумы для взлета и посадки для аэродрома определяются исходя из минимума ВС, минимума аэродрома и минимума КВС по наибольшему из них. Эксплуатант может увеличить значение минимума исходя из соображений сложности и наличия опыта выполнения полетов на конкретный аэродром. В мире существует различные методики определения минимумов, например: - EU-OPS пришла на смену JAR-OPS и содержит новый метод определения эксплуатационных минимумов аэродрома, разработана Евросоюзом; - TERPS (Standard for Terminal Instrument Procedures), методика определения минимумов используется в США; - ECOMS (Explanation of Common Airport Minimum Specification) методика базируется на TERPS и государство не являющиеся членом EASA (Европейское Агентство Авиационной Безопасности) может применять эту методику. При определении значений эксплуатационных минимумов аэродрома эксплуатанты учитываю факторы, которые изложены в ФАП-128 с учётом положений Doc 9365 AN/937 ИКАО в разделе Эксплуатационные минимумы аэродромов: «5.17. Эксплуатант устанавливает эксплуатационные минимумы каждого используемого аэродрома на основании методов, изложенных в РПП. При установлении эксплуатационного минимума аэродрома для конкретного взлета или конкретной посадки, с учетом типа захода на посадку, учиты289 ваются: а) тип воздушного судна; б) ограничения, предусмотренные пунктом 5.18 настоящих Правил; в) размеры и особенности ВПП; г) состав и характеристики наземных средств обеспечения захода на посадку; д) состав оборудования воздушного судна, применяемого в целях определения положения воздушного судна относительно заданной траектории полета и ее выдерживания в процессе захода на посадку и ухода на второй круг; е) препятствия в зонах захода на посадку и ухода на второй круг и высота пролета препятствий (OCA/H); ж) средства, используемые для определения метеорологических условий и способы передачи метеорологической информации; з) препятствия в зонах набора высоты при взлете и необходимый запас высоты над препятствиями. Эксплуатант предоставляет летным экипажам информацию о применяемых самых низших эксплуатационных минимумах с учетом разрешения на выполнение полетов по категории II и/или III при полностью исправном бортовом оборудовании и полном составе имеющихся наземных средств обеспечения захода на посадку и о порядке корректировки минимумов в сторону повышения в случаях: а) ухудшения работы или отказа бортовых и наземных систем; б) отсутствия допусков членов летного экипажа на выполнение полетов в условиях самых низших минимумов. Установленные эксплуатантом эксплуатационные минимумы аэродрома не могут быть ниже минимумов, которые установлены для аэродрома государством, в котором он расположен, за исключением тех случаев, когда на это получено согласие уполномоченного органа данного государства». 290 Эксплуатационные минимумы аэродромов эксплуатант включает в Приложение 1 к части С «Информация по эксплуатируемым маршрутам и аэродромам» Руководства по производству полетов (РПП). 291 СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1. Демин В.М. Теория и практика применения карт. – М.: Машиностроение., 1969. – 203 с. 2. Руководство по всемирной геодезической системе – 1984 (WGS-84). Doc 9674 AN/946. – Монреаль ИКАО 2-е изд., 2002. – 150 с. 3. Аникин А.М., Малишевский А.В. Авиационная картография: учебное пособие. – Л.: ОЛАГА., 1987. – 70 с. 4. В.А. Русол, В.Ф. Киселев, Г.О. Крылов. Справочник пилота и штурмана гражданской авиации. – М.: Транспорт., 1988. – 319 с. 5. Руководство по требуемым навигационным характеристикам. Doc 9613 AN/937. – Монреаль ИКАО., 2-е изд.., 1999. – 68 с. 6. Федеральные авиационные правила полетов в воздушном пространстве Российской Федерации. – М.: 4 –й филиал Воениздата., 2002. – 96 с. 7. Авиационная картография: Методические указания по изучению темы «Геодезические системы координат». / Аникин А.М. – АГА., 1998. – 31 с. 8. Шелупенко В.К., Бойченко Н.С., Нагорнов С.И., Школьник Г.В. Самолетовождение. М.: Транспорт., 1968. – 432 с. 9. Черный М.А., Кораблин В.М. Воздушная навигация: учебник для сред. спец. учеб. заведений. 4-е изд., перераб. и доп. – М.: Транспорт., 1991. – 432 с. 10. Старчиков С.А., Нагорнов А.М., Варфаломеев С.П. Спутниковая аэронавигация: учебное пособие. / Краснокутское летное училище ГА., 2005. – 74с. 11. Сарайский Ю.Н. Алешков И.И. Аэронавигация. Часть 1. Основы навигации и применения геотехнических средств: учебное пособие. 2-ое изд., исправл. / Университет ГА. С-Петербург, 2013 – 298 с. 12. Сарайский Ю.Н. Липин А.В. Либерман Ю.И. Аэронавигация. Часть 2. Радионавигация в полете по маршруту: учебное пособие. / СПбУГУ ГА. СПетербург., 2013. – 393 с. 292 13. Рекомендации по внедрению и эксплуатационному использованию глобальной навигационной спутниковой системы (GNSS). Циркуляр 267-AN/159. – Монреаль ИКАО., 1996. – 109с. 14. Garmin G1000: Справочное руководство для Cessna NAV III: Airplane Flight Manual – Kansas, USA: Cessna Aircraft Company., 2010. 15. Постановление Правительства РФ от 24.11.2016 N 1240 «Об установлении государственных систем координат, государственной системы высот и государственной гравиметрической системы». 16. Федеральные авиационные правила «Подготовка и выполнение полетов в гражданской авиации Российской Федерации», утвержденные приказом Министерства транспорта Российской Федерации от 31.07.2009 №128. 17. Липин А.В. Зональная навигация с применением навигационных характеристик: учебное пособие. – Саратов: Вузовское образование., 2017. – 150 с. 293
