Руководство по воздушной навигации авиации вооруженных сил российской федерации. Общие правила воздушной навигации По воздушной навигации
Лекция №5.
Общие правила воздушной навигации.План:
Основные задачи и общий порядок вождения ВС.
Основные этапы полета ВС по маршруту.
Общие правила выполнения полета по маршруту.
Способы полета ВС по линии заданного пути и вывода ВС в заданную точку.
Выход на КПМ и аэродром посадки.
Определение рубежа начала снижения.
Пути уменьшения времени полета и экономии авиатоплива в полете.
СВЖ- сложный технологический процесс, объединяющий и навигацию, и пилотирование. Воздушная навигация как и самолетовождение рассматривается с позиции теории и рабочего процесса.
Программирование траектории;
определение текущих значений координат пространственного места самолета;
векторов скорости воздушной, путевой и ветра;
расчеты времени выхода обязательного донесения и поворотные пункты маршрута, моментов ввода в разворот и вывода из него и другие определения параметров вывода самолета в пункт назначения, а также маневров захода на посадку в горизонтальной и вертикальной плоскостях;
измерения отклонений фактической траектории полета от программной.
Полеты ГА осуществляются на ВТ МВЛ, и вне ВТ(воздушной трассы) и применении авиации в народном хозяйстве. Общий порядок работы экипажа по выполнению навигационных задач определяется этапами самолетовождения, куда входят:
Взлет и набор высоты;
Выход на опорные пункты маршрута (исходный, поворотный, конечный, контрольный ориентир)
Выход на линию заданного пути;
Выход на рубеж начала снижения;
Выход ВС на конечный пункт маршрута;
Выполнение маневра для захода на посадку;
Полет планировать и осуществлять с учетом конкретной аэронавигационной обстановки, метеорологических условий и характеристик навигационного оборудования самолета и со строгим выполнением требований правил ПВП, ППП, ОПВП.
Независимо от условий полета ЭВС обязан постоянно знать местонахождение ВС.
Строго соблюдать расчетный (требуемый) навигационный режим полета.
При смене участков маршрута обеспечить точный выход на линию заданного пути.
Вести требуемую документацию и применять самолетные средства объективного контроля.
Для выдерживания ВС на заданной траектории полета необходимо непрерывно или дискретно управлять его движением. В зависимости от того, по какому параметру осуществляется управление различают:
путевой:
курсовой;
маршрутный способ полета по линии заданного пути и выводу ВС на ПМ.
Преимуществом путевого способа является возможность вывода ВС в заданную точку по кратчайшему расстоянию, а недостатком – неточное следование по ЛЗП и выхода ПМ не строго с заданного направления.
Курсовой способ основан на использовании связанной с ВС системой координат, полярная ось которой ОА совпадает с продольной осью ВС (рис б). Параметром вывода служит курсовой угол к, который выдерживается равным нулю. При отсутствии ветра ВС будет выходить в ПМ по кратчайшему расстоянию, а в условиях ветра по сложной траектории, не совпадающей с ЛЗП.
Маршрутный способ полета по ЛЗП и вывода ВС в ПМ реализуется при использовании НК, когда обеспечиваются непрерывное определение и индикация координат Z и S. Задача решается в системе земных координат, одной из осей которых служит ЛЗП, а второй- перпендикулярное к ней направление (рис.в) Маршрутный способ гарантирует полет по ЛЗП и выход на ПМ с заданного направления. Недостатком является отсутствие непосредственной связи между направлением полета и координатой Z (линейно боковым уклонениям).
УР= ЗМПУ н - ЗПУ л 
Обычно конечным пунктом является аэродром посадки.
Выход на КПМ – очень важный этап выполнения маршрутного полета. Здесь ВС входит в район с высокой интенсивностью ВД, ЭВС вынужден производить маневрирование, т.е. выполнять полет с переменными скоростями, курсом и высотой. Это требует от ЭВС повышенного внимания к процессу СВЖ и обеспечения БП.
Выход на КПМ осуществляется визуально или по бортовому радиолокатору, расчетному курсу и времени, наземными техническими и светотехническими средствами СВЖ, расположенными на аэродроме посадки.
Выход на КПМ, как правило выполняется полетом на приводную радиостанцию с контролем пути по другим техническим средствам СВЖ и времени.
В тех случаях, когда КПМ не является аэродромом посадки, ЭВС выводит самолет на КПМ, а затем на аэродром посадки, используя в комплексе технические средства СВЖ и визуальную ориентировку.
Снижение по трассе для захода на посадку имеет большое значение экономическое, так как не приходится тратить добавочного времени на снижение в районе аэродрома.
Расчет удаления начало снижения рассчитывается по НЛ-10ю.
Для уменьшения времени полета и экономии авиатоплива в процессе СВЖ применяются комплекс мер:
по сокращению расстояния от аэродрома вылета до аэродрома посадки путем выпрямления ВТ.
Путем выбора наиболее выгодного эшелона полета и по кратчайшему маршруту.
Контрольные вопросы:
Что включает в себя СВЖ?
Что такое воздушная навигация?
Каковы основные этапы СВЖ?
Какие общие правила обязаны выполнять члены экипажа ВС во время выполнения полетного задания?
Какие способы полета ВС по ВТ существуют? Их преимущества и недостатки.
Как осуществляется выход на КПМ?
Ключевые слова:
СВЖ, ВН, фактическая траектория, программная траектория, ВТ, МВЛ, маршрутный способ, ИПМ, ППМ, КПМ.
Лекция 6.
Обеспечение безопасности полетов в навигационном отношении. Требования к содержанию навигационного обеспечения полетов.
План:
Обеспечение безопасности полетов в навигационном отношении. Требования к содержанию навигационного обеспечения полетов.
Меры по обеспечению безопасного СВЖ.
Меры предотвращения случаев потери ориентировки.
Действия экипажа ВС в случае потери ориентировки.
Способы восстановления ориентировки.
Обязанности экипажа в случае, если ориентировку восстановить не удается.
Предотвращение случаев попаданий самолетов в районы с опасными для полетов метеоявлениями.
Особенности самолетовождения в зоне грозовой деятельности.
Предотвращение столкновений ВС с наземными препятствиями.
Требования безопасного самолетовождения на воздушном транспорте, вопросы безопасного движения имеют особое значение. Это обусловлено тем, что оно принципиально отличается от всех других видов транспорта. Поэтому одной из главных задач СВЖ является обеспечение безопасности полетов. Эта задача, имеющая важное государственное значение, решается многими службами авиапредприятий ГА, обеспечивающих полеты. Но ведущая роль в его решении принадлежит экипажам ВС, так как они непосредственные исполнители полетов.
В каждом полете есть потенциальная возможность опасности, но возникает она не всегда.
Практика показывает, что ее можно предупредить и исключить.
Безопасное самолетовождение – означает предотвращение случаев столкновения воздушного судна с наземными препятствиями и опасных сближении ВС с наземными препятствиями и опасных сближении ВС в полете, потери ориентировки, нарушения установленного режима полетов, а также попадания ВС в зоны ОМЯ.
Меры по обеспечению безопасного СВЖ.
Меры по обеспечению безопасного СВЖ достигаются строгим соблюдением правил полетов, выдерживанием интервалов вертикального, продольного, бокового эшелонирования, а также контролем за полетом с земли с помощью наземных радиотехнических средств, а также с помощью расчета безопасной высоты полета по давлению 760 мм.рт.ст. и остальных безопасных высот полета.
Потеря ориентировки, ее причины и меры предотвращения. Действия экипажа при потере ориентировки, восстановление ориентировки.
Для достижения безопасности СВЖ экипаж обязан в течении всего полета сохранять ориентировку, т.е. знать местонахождение ВС. Современные средства СВЖ обеспечивают сохранение ориентировки при полетах как днем, так и ночью. Однако практика показывает, что еще встречаются случаи потери ориентировки. Это вызывает необходимость изучения ее причин и действия экипажа при этом. Ориентировка считается потерянной, когда экипаж не знает своего местонахождения и не может определить направления полета к пункту назначения
Ориентировка может быть потеряна полностью или временно. Ориентировка считается полностью потерянной если экипаж по этой причине произвел вынужденную посадку вне аэродрома назначения.
Ориентировка считается временно потерянной, если самолет после потери ориентировки был выведен экипажем самостоятельно или при помощи наземных навигационных средств на заданный маршрут с последующей посадкой на аэродром назначения.
При видимости земной поверхности факт потери ориентировки устанавливается невозможностью опознавания пролетаемой местности при сличении ее с картой и отсутствием ориентиров, ожидаемых по расчету времени. При полете вне видимости земной поверхности факт потери ориентировки устанавливается по невозможности даже приближенно указать направление дальнейшего полета.
Каждый случай потери ориентировки тщательно расследуется, анализируется и разбирается с командным и летным составом.
По результатам расследования принимаются меры к предотвращению подобных случаев в дальнейшем. Виновные в потере ориентировки по причинам халатности, недисциплинированности, нарушения правил и порядка СВЖ привлекаются к ответственности.
Причины. Чтобы предупредить случаи потери ориентировки, необходимо хорошо знать причины, приводящие к ее потере.
Основными причинами потери ориентировки являются:
недоученность летного состава в теории и практике СВЖ;
плохая подготовка к полету (слабое знание маршрута, неправильная или небрежная подготовка карт, ошибочный или неполный расчет полета, плохая подготовка навигационного оборудования ВС);
неисправность или полный отказ навигационного оборудования в полете;
нарушение в полете основных правил СВЖ по причине халатности и недисциплинированности экипажа (полет без учета курсов и времени, без контроля и своевременного исправления пути, произвольное, без надобности, изменение режима полета, допущение грубых ошибок при определении фактических элементов полета);
переоценка одних средств СВЖ и пренебрежение другими, т.е. неиспользования дублирующих средств СВЖ;
неподготовленность экипажа к полету в неожиданно усложнившихся условиях (неожиданное ухудшение погоды, вынужденный полет в сумерках или ночью, попадание в район магнитной аномалии);
плохая организация и управление полетами;
слабый контроль готовности экипажа к полету и недостаточное внимание в послеполетном разборе к выявлению ошибок в навигационной работе экипажа, которые могут привести к потере ориентировки в последующих полетах.
Меры предотвращения случаев потери ориентировки.
Для предотвращения случаев потери ориентировки необходимо:
постоянно совершенствовать теоретическую и практическую подготовку;
тщательно и всесторонне готовиться к каждому полету, обращая внимание на правильность подготовки карт, навигационных расчетов и выбор РТС для обеспечения выполнения полета;
тщательно изучить воздушные трассы, правила и режимы полетов на них;
грамотно и в комплексе использовать все технические средства СВЖ в полете;
уметь правильно анализировать метеообстановку и заблаговременно определять в полете приближение самолета к опасным и усложняющим полет явлениям;
осуществлять всесторонний и полный контроль готовности экипажа к полету;
не допускать нарушения правил СВЖ, халатности и недисциплинированности.
Действия экипажа ВС в случае потери ориентировки.
В случае потери ориентировки экипаж, не допуская растерянности, необдуманного решения полета с произвольным курсами и на повышенный скорости обязан:
включить сигнал бедствия аппаратуры опознавания;
немедленно доложить службе движения о потере ориентировки, остатке топлива и условиях полета, применив сигнал срочности. В телеграфном режиме сигнал срочности передается кодовыми выражениями « ЬЬЬ», а в нетелефонном режиме этот сигнал передается словом «ПАН»;
не допуская паники, оценить обстановку и в зависимости от условий полета принять решение о восстановлении ориентировки всеми доступными способами, предусмотренными ШНС и специальными указаниями, разработанными для данной воздушной линии;
Набрать высоту для данного радиуса действия РТС, средств связи и улучшения обзора местности;
В случае потери ориентировки вблизи государственной границы во избежании ее нарушения взять курс, перпендикулярный границе, на свою территорию и только после этого приступить к ее восстановлению.
Способы восстановления ориентировки.
Восстановление ориентировки экипаж обязан начинать с определения района местонахождения самолета. Для этой цели прежде всего следует использовать автоматические навигационные устройства. При возможности следует запросить место самолета у службы движения. Если этого сделать нельзя, то необходимо проверить расчетные данные и по запросам в ШБЖ определить место ВС на карте прокладкой пути.
Основными способами восстановления ориентировки в зависимости от навигационной обстановки полета являются:
Прокладка по карте взаимно пересекающихся линий положения самолета, рассчитанных при помощи имеющихся в распоряжении экипажа РТС самолетовождения;
Выход на радионавигационную точку;
Использования пеленгования, полученных от радиолокаторов, пеленгаторных баз, радиопеленгаторов;
Выход на характерный линейный и крупный площадный ориентир
Обязанности экипажа в случае, если ориентировку восстановить невозможно.
В этом случае командир корабля обязан:
принять необходимые меры для посадки на ближайшем встретившемся аэродроме или на пригодной для этого площадке, не дожидаясь полного расхода топлива и имея в виду, имеющееся в баках запаса топлива хватило на тщательный осмотр места посадки, а также на случай ухода на второй круг.
В ночном полете, если позволяет запас топлива, продержаться в воздухе до рассвета, а если такой возможности нет, произвести посадку на аэродроме или на выбранной с воздуха площадке, используя парашютные или сигнальные осветительные ракеты.
Предотвращение случаев попаданий самолетов в районы с опасными для полетов метеоявлениями.
Для предотвращения случаев попадания в районы с опасными для полетов метеоявлениями необходимо:
перед полетом тщательно изучить метеообстановку по трассе и прилегающим к ней районам;
наметить порядок обхода опасных условий погоды;
наблюдать в полете за изменением погоды, особенно за развитием явлений, опасных для полетов;
периодически получать по радио сведения о состоянии погоды по трассе, в пункте назначения и на запасных аэродромах;
при встрече с опасными для полета метеоявлениями немедленно докладывать об этом службе движения и, если нет возможности обойти их, необходимо вывести самолет из опасного для полета района и возвратиться на аэродром вылета или произвести посадку на ближайшем запасном аэродроме;
все изменения навигационного полета, связанные с опасными условиями погоды, подробно записывать в ШБХ, отличая в нем время, курс, высоту и скорость полета.
Особенности самолетовождения в зоне грозовой деятельности.
Грозы являются опасными явлениями погоды для авиации. Опасность полетов в условиях грозовой деятельности связана с турбулентностью воздуха и возможностью попадания молнии в самолет, что может вызвать его повреждение, поражение экипажа и вывод из строя оборудования. Наиболее опасными являются фронтальные грозы, которые охватывают большие пространства и перемещаются с большой скоростью. Внутримассовые грозы занимают меньше пространства и их легче обходить. Самолетовождение в зоне грозовой деятельности характеризуется следующими условиями:
возможность удара молнии в самолет, что может вызвать опасную ситуацию;
сильной болтанкой, вызываемой большой турбулентностью воздуха, затрудняющей управление самолетом и выдерживание заданного режима полета. Вертикальные потоки воздуха иногда достигают 20-25 м/сек. Броски самолета в зоне грозовой деятельности подчас превышают несколько сот метров и могут вызвать разрушающие перегрузки и привести к потере управляемости и срывам.
Уменьшением точности определения навигационных элементов ввиду наличия интенсивной турбулентности воздуха.
Особенности выполнения полета в условиях грозовой деятельности.
Грозовая деятельность в полете обнаруживается визуально или с помощью бортового радиолокатора. В ночное она видна за несколько десятков километров по зарницам. В дневном полете при отсутствии сплошного покрова других облаков грозовая деятельность наблюдается с расстоянии 100-200 км. В виде сплошной стены облаков у горизонта с более темными полосами выпадающих осадков и по сверканию молний.
При полете в облаках о приближении самолета к району грозовой деятельности можно судить по усиливающемуся треску в наушниках, а о непосредственной близости к грозовым очагам – по резким вздрагиваниям самолета. Выполнение полета в зоне грозовой деятельности имеет некоторые особенности, поэтому необходимо:
записать в штурманский бортовой журнал время встречи самолета с грозовыми облаками и немедленно сообщить об этом диспетчеру РДС и в дальнейшем все действия согласовывать с диспетчерской службой, руководящим полетом;
непрерывно вести наблюдения по бортовому радиолокатору, а при его отсутствии визуально за очагами грозовой деятельности и не допускать попадания в них самолета;
при необходимости выключить радиосредства;
записывать в бортовом журнале всякое изменение высоты и направления полета;
непрерывно вести прокладку пути на карте и возможно чаще определять место самолета.
При обходе гроз необходимо руководствоваться следующими правилами:
на самолетах, не имеющих радиолокаторов, мощно- кучевые, кучево-дождевые облака, а также облака, примыкающие к грозовым очагам, разрешаются обходить только визуально, на расстоянии не более 10 км. Если такой обход на заданной высоте невозможен, разрешается пролет над облаками в равнинной или холмистой местности только днем визуально без входа в зону ливневых осадков. Высота полета над местностью и высота нижней кромки облаков над самолетом при этом должна быть не менее 20км.
Обход грозовых очагов, как правило должен выполняться в направлении понижения рельефа местности.
Пролет зоны грозовых и ливневых очагов под облаками на малых высотах в горной местности и ночью запрещается;
На самолетах, имеющих бортовой радиолокатор, разрешается обходить видимые на индикаторе грозовые и ливневые очаги как визуально, так и по приборам на заданной высоте при удалении от них не менее 10 км.
Пересечении фронтальной облачности разрешается только в том месте, где расстояние между отдельными грозовыми очагами, изображается на экране радиолокатора, составляет не менее 50 км.;
Если обойти грозовые и ливневые очаги на заданной высоте невозможно, разрешается по согласованию с диспетчером полет с превышением не менее 500 м над верхней границей облаков.
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА
Учебно-тренировочный центр «ЧелАвиа»
ВОЗДУШНАЯ НАВИГАЦИЯ
Учебное пособие
Челябинск
PPL(A), Учебное пособие, Воздушная навигация, 2013 год, г. Челябинск,
«УТЦ «ЧелАвиа».
В данном учебном пособии рассматриваются основные вопросы теории и практики самолетовождения с использованием геотехнических и радиотехнических средств, основы авиационной картографии, навигационные элементы полета.
Большое внимание уделено подготовке, выполнению и обеспечению безопасности полетов по трассам, а также практическому использованию средств самолетовождения.
СОКРАЩЕНИЯ……………………...………………………….……….….…....4
ГЛАВА 1. Основы воздушной навигации………………………………....…....5
ГЛАВА 2. Авиационная картография……………………….…….…….….….29
ГЛАВА 3. Земной магнетизм и курсы ВС ……………………….…….……...53
ГЛАВА 4. Время. Счисление времени…………………………….……..…….64
ГЛАВА 5. Навигационная линейка НЛ-10м ……………………….….....……69
ГЛАВА 6. Высота и скорость полета ……………………………………..…...79
ГЛАВА 7. Влияние ветра на полет самолета ………………………….…...….90
ГЛАВА 8. Визуальная ориентировка ……………………………………....…105
ГЛАВА 9. Применение угломерных радионавигационных систем …….…..131
ГЛАВА 10. Заход на посадку по ОСП ……………………………………..…149
ГЛАВА 11. Общий обзор навигационного оборудования ВС первоначального обучения……………………………………………………………………..…..155
ГЛАВА 12. Особенности использования курсовых приборов и систем для навигации ……………………………………………………………….…..…..163
ГЛАВА 13. Особенности использования автоматического радиокомпаса для навигации ……………………………………………………………..…...……174
ГЛАВА 14. Особенности использования спутниковой навигационной системы
GNS 430 ………………………………………………………..………………..176
ГЛАВА 15. Обеспечение безопасности самолетовождения ….…….…...…..189
БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК…………………………….……...…….209
СОКРАЩЕНИЯ |
|
Место самолета |
|
Заданный путевой угол |
|
Фактический путевой угол |
|
Угол сноса |
|
Воздушное судно |
|
Обслуживание воздушного движения |
|
Гражданская авиация |
|
Авиационное происшествие |
|
Руководство по летной эксплуатации |
|
Федеральные авиационные правила |
|
Российская Федерация |
|
Сложные метеоусловия |
|
Аэронавигационное обеспечение полетов |
ГЛАВА 1. ОСНОВЫ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ
1.1 Навигационная терминология и определения
Слово «аэронавигация» произошло от латинского «navigatio», что дословно издавна означало «мореплавание», причем в самом широком значении этого слова. Но довольно скоро оно приобрело и более узкий смысл: деятельность (и,
конечно, изучающая эту деятельность наука) по выполнению точного и безопасного плавания судов. Определение местоположения, курса и скорости судна, предотвращение попадания на мель или рифы, выбор наилучшего пути – эти и другие задачи морской навигации, которую сейчас чаще называют судовождением, понятны даже неспециалистам.
По мере того, как люди стали передвигаться и в других средах, появилась воздушная навигация (аэронавигация), а также навигация космическая, наземная и даже подземная. Основное содержание любой из них одно и то же – определение местоположения объекта и параметров его движения, управление его движением по желаемой траектории. Наравне с термином «аэронавигация» в
разное время использовались, да и продолжают порой использоваться, термины
«воздушная навигация» и «самолетовождение».
Термины «аэронавигация» и «воздушная навигация» полные синонимы,
поскольку греческое «aer» и означает воздух. Но использовать слово
«аэронавигация» явно предпочтительнее. Во-первых, короче, во-вторых,
полностью соответствует аналогичным иноязычным терминам (английское
«airnavigation», французское «navigation aerienne»), а в-третьих, появился этот термин исторически раньше. Термин «самолетовождение», под которым понимают не только вождение самолетов, но и вертолетов, и других летательных аппаратов, произошел, по-видимому, по аналогии со словом «судовождение».
Иногда используются слова «радионавигация», «астрономическая навигация», «инерциальная навигация» и тому подобное. Это не отдельные виды навигаций, а та же навигация (воздушная, морская, космическая), но осуществляемая с использованием технических средств определенного вида
(радиотехнических, астрономических и т.п.). Если говорить об аэронавигации как
науке или учебной дисциплине, то это ее разделы, рассматривающие вопросы применения определенных видов навигационного оборудования.
Вместе с тем, слово «аэронавигация» достаточно часто используется и в изначальном, более широком значении, как полеты вообще. В таких, например,
словосочетаниях, как «осенне-зимняя навигация», «аэронавигационная информация», «аэронавигационная комиссия ИКАО» и т.п. Термин
«аэронавигация», рассматриваемый в узком смысле, имеет два взаимосвязанных значения:
- некий протекающий в реальности процесс или деятельность людей по достижению определенной цели;
- наука или учебная дисциплина, изучающая эту деятельность.
Для первого из этих значений можно дать следующее определение.
Аэронавигация – управление траекторией движения ВС, осуществляемое экипажем в полете.
Под управлением вообще понимается приведение объекта управления (того,
чем управляют) в желаемое положение, состояние и т.п. В навигации воздушное судно (ВС) рассматривается как точка, перемещающаяся в пространстве и описывающая при этом линию – траекторию полета. Экипаж в полете управляет как движением этой точки, то есть ее перемещением в пространстве, так и траекторией в целом - ее формой, длиной и т.п.. Преследуемые при этом цели управления могут быть разными, например, в гражданской и военной авиации.
Если для гражданских ВС необходимо добиться возможно более близкого совпадения фактической траектории с заданной, то для военных самолетов заданной траектории может не быть вообще, а основной задачей будет являться,
например, точный выход на цель в заданное время.
В общем случае под «траекторией» в данном определении понимается не просто линия в пространстве, а пространственно-временная траектория, то есть линия, на которой каждая точка соответствует определенному моменту времени.
Это дает возможность отнести к навигационным задачам такие традиционные задачи, как обеспечение выхода в заданную точку в назначенное время,
обеспечение полета по расписанию и т.д. Казалось бы, определяя понятие
аэронавигации, достаточно говорить об управлении ВС как точкой и нет необходимости говорить об управлении траекторией. Но есть ряд задач,
традиционно навигационных, штурманских, касающихся именно траектории,
поскольку траектория в целом имеет и другие свойства, не присущие отдельной ее точке. Например, длина траектории, израсходованное за время полета топливо зависят от всей траектории, являются, как говорят математики, ее функционалами. Поэтому решаемая штурманом задача выбора наилучшей с точки зрения расхода топлива траектории является навигационной задачей.
Осуществляет управление движением ВС его летный экипаж. Специалисты сходятся на том, что как бы ни совершенствовались самолеты, в обозримом будущем человек, по крайней мере, при пассажирских перевозках, все равно будет находиться в их кабинах. Но, разумеется, экипаж осуществляет навигацию с широким использованием различных технических средств. Эти средства снимают с экипажа значительную часть его нагрузки, а на наиболее совершенных ВС оставляют за человеком лишь функции контроля и принятия решений при непредвиденных ситуациях.
Место аэронавигации в иерархии процессов управления полетом. Если задать вопрос «кто управляет движением ВС?», то трудно получить на него однозначный ответ. Слишком многоуровневое, иерархическое это понятие.
Конечно, самолетом управляет пилот, воздействуя на органы управления. Но делает он это так, чтобы выдержать курс, скорость и высоту, задаваемую ему штурманом, который, следовательно, тоже управляет полетом. Штурман в свою очередь рассчитал эти параметры в соответствии с указаниями диспетчера
(например, о выходе в заданный пункт на заданной высоте), значит, и диспетчер управляет ВС. Но и он задает траектории не произвольно, а в соответствии установленными в данном районе схемами движения – трассами, коридорами,
эшелонами. Получается, что органы организации воздушного движения, которые сформировали эти схемы, тоже участники управления полетом. Эту иерархическую лестницу управления ВС можно и дальше продолжать вверх. Но можно продолжить и вниз, заметив, что на самом деле управляют самолетом рулевые машинки автопилота…
Где же в этой иерархии аэронавигация? Она там и тогда, когда ВС можно рассматривать как точку в пространстве, перемещением которой нужно управлять. И разграничить этот процесс со смежными ступенями иерархии управления достаточно просто. Как только мы начинаем рассматривать ВС не как точку, а как объект, имеющий размеры и, следовательно, угловую ориентацию
(курс, крен, тангаж), начинается пилотирование – управление угловым движением. А как только появляется хотя бы два ВС и, как следствие, возникают новые задачи (эшелонирование, предотвращение опасных сближений) -
начинается управление воздушным движением.
Разумеется, нет иного пути изменить траекторию полета, кроме как путем пилотирования. Пилот создает крен и аэродинамические силы заставляют ВС изменить траекторию. Навигация осуществляется посредством пилотирования и эти две составляющие управления неразрывно связаны. Если в составе экипажа есть штурман, то решение навигационных задач возлагается на него, хотя,
конечно, и командир ВС (пилот) не упускает этот процесс из под контроля.
Задачей же пилота является выполнение команд штурмана, обеспечивающих управление траекторией. Если в составе экипажа штурмана нет, то пилот осуществляет и навигацию и пилотирование одновременно.
Требования к аэронавигации. Целью полета гражданского ВС является, как правило, перевозка пассажиров или груза, из одного пункта в другой, либо выполнение определенного вида работ (строительно-монтажных, аэросъемки,
поисково-спасательных операций и т.д.). При осуществлении этих целей к аэронавигации, как правило, предъявляются определенные требования.
1) Безопасность аэронавигации. Это основное требование. Действительно, нет смысла предъявлять к аэронавигации какие-либо требования еще, если существует угроза жизни экипажа и пассажиров, если нет уверенности, что ВС долетит до пункта назначения.
2) Точность. Это требование важно для гражданских ВС, поскольку они выполняют полеты по заданным траекториям. Точность аэронавигации – это степень приближения фактической траектории к заданной. От точности зависит и безопасность, и экономичность полета. Поскольку заданные траектории строят
так, чтобы они были безопасными (не пересекались с препятствиями, другими траекториями), то чем точнее их выдерживает ВС, тем меньше риск. С другой стороны, заданные траектории, как правило, устанавливаются по возможности более короткими. Следовательно, чем точнее выполняется полет, тем короче траектория и меньше время полета.
3) Экономичность. Чем меньше время полета, тем, как правило, меньше себестоимость полета, включающая в себя все сопутствующие затраты – от заработной платы персонала до стоимости израсходованного топлива.
4) Регулярность. Полеты в общем случае должны выполняться по расписанию.
Задержка с вылетом или прилетом не только приносит неудобства пассажирам, но может повлечь и значительные экономические потери. Так, на аэродромах с высокой интенсивностью движения опоздание с прибытием в контрольную точку начала захода на посадку может привести к тому, что ВС отправят в зону ожидания, где оно будет ждать освобождения временного «окна» для захода на посадку, расходуя понапрасну топливо.
Основные задачи аэронавигации. Процесс аэронавигации включает в себя решение трех основных задач:
- формирование (выбор) заданной траектории;
- определение местоположения ВС в пространстве и параметров его движения;
- формирование навигационного решения (управляющих воздействий для вывода ВС на заданную траекторию).
Формирование заданной траектории начинается до полета, обычно задолго до него, когда устанавливается сеть воздушных трасс, заданных высот. В этом случае данную задачу относят не к самой аэронавигации, а к аэронавигационному обеспечению полетов. Но формирование траектории может происходить и оперативно, в полете, когда диспетчер, а иногда и сам экипаж, выбирает в какую точку или по какой линии пути должно следовать ВС. Выбранная тем или иным способом заданная траектория, то есть траектория, по которой необходимо лететь,
должна быть и безопасной и экономичной, в частности не должна не пересекаться
с наземными препятствиями и должна быть по возможности короче.
Определение местоположения ВС в пространстве – одна из основных и настолько важных составляющих навигации, на выполнение которой обычно и направлены основные усилия экипажа, что некоторые отождествляют ее с навигацией в целом, то есть считают, что навигация это только и есть определение местоположения ВС. Действительно, значительная часть бортового и наземного навигационного оборудования предназначена для определения координат самолета и до настоящего времени, за исключением разве что спутниковых навигационных систем, работа с ним занимает значительную часть времени работы экипажа. Но помимо координат необходимо знать параметры движения ВС, то есть скорость и направление перемещения ВС, а иногда его ускорения – без этого невозможно выдержать заданную траекторию.
После того, как местоположение ВС определено и выяснилось, что оно не находится на заданной траектории (а в подавляющем большинстве случаев так и бывает), необходимо определить величину отклонения и принять навигационное решение: каким именно образом должна быть изменена фактическая траектория полета, чтобы ВС вышло на заданную траекторию. Это навигационное решение может иметь вид, например, значений заданного курса, крена или вертикальной скорости, которые штурман передает пилоту. Пилот их реализует (например,
разворачивает самолет на заданный курс) и ВС, изменяя свою фактическую траекторию, приближает ее к заданной. И такая последовательность действий периодически повторяется на протяжении всего полета.
На ВС, на которых процесс аэронавигации в той или иной степени автоматизирован, определение местоположения ВС, да и вывод на заданную траекторию, могут осуществляться автоматически. Навигационным решением штурмана (или пилота, при отсутствии штурмана в составе экипажа) является выбранный режим автоматической работы бортового оборудования. Режимов работы может быть несколько в зависимости, например, от того, по техническим средствам какого вида определяются координаты и параметры движения ВС.
Технические средства навигации . Полеты ВС выполняются и в темное время суток, и над облаками, когда земли не видно, и осуществлять визуальную ориентировку невозможно. Поэтому определение местоположения ВС и
План:
1. Основные задачи и общий порядок вождения ВС.
2. Основные этапы полета ВС по маршруту.
3. Общие правила выполнения полета по маршруту.
4. Способы полета ВС по линии заданного пути и вывода ВС в заданную точку.
5. Выход на КПМ и аэродром посадки.
6. Определение рубежа начала снижения.
7. Пути уменьшения времени полета и экономии авиатоплива в полете.
· СВЖ- сложный технологический процесс, объединяющий и навигацию, и пилотирование. Воздушная навигация как и самолетовождение рассматривается с позиции теории и рабочего процесса.
Воздушная навигация- есть прикладная авиационная наука о точном, надежном, регулярном и безопасном вождении воздушных судов по программным траекториям. На основе этих закономерностей разрабатываются методы решения следующих навигационных задач:
Программирование траектории;
Определение текущих значений координат пространственного места самолета;
Векторов скорости воздушной, путевой и ветра;
Расчеты времени выхода обязательного донесения и поворотные пункты маршрута, моментов ввода в разворот и вывода из него и другие определения параметров вывода самолета в пункт назначения, а также маневров захода на посадку в горизонтальной и вертикальной плоскостях;
Измерения отклонений фактической траектории полета от программной.
Таким образом, в воздушной навигации рассматривается кинематика движения самолета с целью определения указанных выше навигационных выше элементов положения и движения, характеризующих пространственное положение самолета и перемещение его относительно воздушной среды и поверхности Земли.
Полеты ГА осуществляются на ВТ МВЛ, и вне ВТ(воздушной трассы) и применении авиации в народном хозяйстве. Общий порядок работы экипажа по выполнению навигационных задач определяется этапами самолетовождения, куда входят:
Взлет и набор высоты;
Выход на опорные пункты маршрута (исходный, поворотный, конечный, контрольный ориентир)
Выход на линию заданного пути;
Выход на рубеж начала снижения;
Выход ВС на конечный пункт маршрута;
Выполнение маневра для захода на посадку;
Независимо от этапа полета ЭВС обязан выполнять общие правила:
1. Полет планировать и осуществлять с учетом конкретной аэронавигационной обстановки, метеорологических условий и характеристик навигационного оборудования самолета и со строгим выполнением требований правил ПВП, ППП, ОПВП.
2. Независимо от условий полета ЭВС обязан постоянно знать местонахождение ВС.
3. Строго соблюдать расчетный (требуемый) навигационный режим полета.
4. При смене участков маршрута обеспечить точный выход на линию заданного пути.
5. Вести требуемую документацию и применять самолетные средства объективного контроля.
Для выдерживания ВС на заданной траектории полета необходимо непрерывно или дискретно управлять его движением. В зависимости от того, по какому параметру осуществляется управление различают:
1. путевой:
2. курсовой;
3. маршрутный способ полета по линии заданного пути и выводу ВС на ПМ.
Задача полета по ЛЗП и выводу ВС в ПМ путевым способом решается по подвижной полярной системе координат.
Преимуществом путевого способа является возможность вывода ВС в заданную точку по кратчайшему расстоянию, а недостатком – неточное следование по ЛЗП и выхода ПМ не строго с заданного направления.
Курсовой способ основан на использовании связанной с ВС системой координат, полярная ось которой ОА совпадает с продольной осью ВС (рис б). Параметром вывода служит курсовой угол j к, который выдерживается равным нулю. При отсутствии ветра ВС будет выходить в ПМ по кратчайшему расстоянию, а в условиях ветра по сложной траектории, не совпадающей с ЛЗП.
Маршрутный способ полета по ЛЗП и вывода ВС в ПМ реализуется при использовании НК, когда обеспечиваются непрерывное определение и индикация координат Z и S. Задача решается в системе земных координат, одной из осей которых служит ЛЗП, а второй- перпендикулярное к ней направление (рис.в) Маршрутный способ гарантирует полет по ЛЗП и выход на ПМ с заданного направления. Недостатком является отсутствие непосредственной связи между направлением полета и координатой Z (линейно боковым уклонениям).
Весь полет по заданному маршруту состоит из последовательного его вывода из одного ПМ в другой по кратчайшему расстоянию. Пролет над опорным пунктом с последующим немедленным выводом на ЛЗП очередного участка маршрута возможен только при угле разворота близкому к нулю и малой скорости.
УР= ЗМПУ н - ЗПУ л
Обычно конечным пунктом является аэродром посадки.
Выход на КПМ – очень важный этап выполнения маршрутного полета. Здесь ВС входит в район с высокой интенсивностью ВД, ЭВС вынужден производить маневрирование, т.е. выполнять полет с переменными скоростями, курсом и высотой. Это требует от ЭВС повышенного внимания к процессу СВЖ и обеспечения БП.
Выход на КПМ осуществляется визуально или по бортовому радиолокатору, расчетному курсу и времени, наземными техническими и светотехническими средствами СВЖ, расположенными на аэродроме посадки.
Выход на КПМ, как правило выполняется полетом на приводную радиостанцию с контролем пути по другим техническим средствам СВЖ и времени.
В тех случаях, когда КПМ не является аэродромом посадки, ЭВС выводит самолет на КПМ, а затем на аэродром посадки, используя в комплексе технические средства СВЖ и визуальную ориентировку.
Снижение по трассе для захода на посадку имеет большое значение экономическое, так как не приходится тратить добавочного времени на снижение в районе аэродрома.
Расчет удаления начало снижения рассчитывается по НЛ-10ю.
Для уменьшения времени полета и экономии авиатоплива в процессе СВЖ применяются комплекс мер:
По сокращению расстояния от аэродрома вылета до аэродрома посадки путем выпрямления ВТ.
Путем выбора наиболее выгодного эшелона полета и по кратчайшему маршруту.
Контрольные вопросы:
1. Что включает в себя СВЖ?
2. Что такое воздушная навигация?
3. Каковы основные этапы СВЖ?
4. Какие общие правила обязаны выполнять члены экипажа ВС во время выполнения полетного задания?
5. Какие способы полета ВС по ВТ существуют? Их преимущества и недостатки.
6. Как осуществляется выход на КПМ?
Ключевые слова:
СВЖ, ВН, фактическая траектория, программная траектория, ВТ, МВЛ, маршрутный способ, ИПМ, ППМ, КПМ.
Воздушная навигация: цели и методы Воздушная навигация– прикладная наука о методах и средствах формирования заданной пространственновременной траектории движения воздушного судна(ВС) Счисления Позиционные Методы -Достоинство: автономность навигации. -Ограничения: a)точность падает с течением времени b)строгие требования к непрерывности измерений -Достоинство: высокая точность и непосредственность измерений -Ограничения: a)необходимость наземной (и космической) инфраструктуры b) ограниченное покрытие. Обзорно-Достоинство: простота реализации сравнительные -Ограничения: требует особых условий
Методы радионавигации Методы счисления пути Позиционные методы Экстремальнокорреляционные методы Основаны на измерении и интегрировании составляющих скорости ВС относительно земной поверхности Основаны на нахождении линий или поверхностей положения Основаны на сравнении некоторых наблюдаемых с помощью бортовых датчиков физических параметров, характеризующих местность(высоты рельефа) с эталонными, хранящимися в памяти системы
Радионавигационные средства обеспечения полета Совокупность бортовых и наземных компонентов радионавигационных систем(РНС) и устройств(РНУ), обеспечивающих решение основной задачи навигации-реализации заданной пространственно-временной траектории полета Бортовая часть из радионавигационного поля извлекает навигационный параметр полета создает радионавигационное поле Наземная часть Орбитальная часть РНС являются радиотехническими системами извлечения информации
Навигационные параметры и элементы полета Навигационные элементы полета(НЭ) Скалярные величины, характеризующие положение центра масс ВС и его движение в пространстве Геометрическая или физическая величина, значение которой Навигационные зависит от навигационного параметры полета(НП) элемента полета. НП- измеренный НЭ.
Радионавигационные измерения Навигационные элементы полета(НЭ) Воздушное судно Датчик навигационной информации Параметр радиосигнала Навигационный параметр полета(НП) Радионавигационное поле Радионавигационный маяк
Навигационные элементы, связанные со скоростью полета Навигационный треугольник скоростей Истинная воздушная скорость True Air Speed (TAS) Угол сноса* Drift Angle V U Скорость ветра Wind Speed W Путевая скорость* Ground Speed * - элемент измеряется радионавигационным оборудованием
Навигационные элементы, связанные с направлением полета NM Magnetic heading Магнитный курс Magnetic course Магнитный путевой угол V U W Курс: магнитный МК истинный (true) ИК компасный КК ортодромический ОК Курс –угол в горизонатальной плоскости между направлением, принятым за начало отсчета в точке местоположения самолета, и проекцией на эту плоскость его продольной оси Угол между направлением истинного и магнитного меридиана называется магнитным склонениемΔ М
Особенности терминологии Радиосредство Магнитный пеленг Magnetic bearing Маяк VOR Радиал Radial Радиолокатор Азимут Azimuth Радиопеленгатор Пеленг QDR Маяк NDB Пеленг Reciprocal bearing
Навигационные элементы относительного расположения(2) Distance(slanted) Высота Altitude Height* Наклонная дальность* Distance Горизонтальная дальность Угол места* Elevation angle Радиомаяк
Место самолета (МС) Место самолета –проекция пространственного места самолета на поверхность земли, описывается координатами Система координат Геодезическая (географическая) * Геосферическая Ортодромическая Полярная * Координаты Широта B , долгота L, высота H Широта φ, долгота λ, высота h Удаление S, боковое отклонение Z, высота H Азимут, дальность, угол места θ
Физическая природа радионавигации основана на двух главных свойствах электромагнитных волн Постоянство скорости распространения радиоволн Скорость распространения радиоволн и в среде с коэффициентом преломления n определяется как v= =с/n, где с =299 792 456, 2 ± 1, 1 м/с- скорость радиоволн (скорость света) в вакууме. В приближенных расчетах не учитывают влияния n и принимают n=с=300 000 км/с=3 -108 м/с. Для стандартной атмосферы (давление 101, 325 к. Па, температура 4 -15°С, относительная влажность 70 %) скорость распространения уменьшается до 299 694 км/с, что объясняется увеличением коэффициента преломления радиоволн. Изменение скорости и при изменении параметров атмосферы принимается во внимание в РНУ высокой точности. Распространение радиоволн по кратчайшему расстоянию между точками излучения и приема Распространение электромагнитных колебаний по кратчайшему пути между точками излучения и приема возможно только в свободном пространстве. На практике радиоволны при отражении от ионосферы и различных объектов вследствие ионосферной и тропосферной рефракции, дифракции и некоторых других факторов отклоняются от линии, соответствующей кратчайшему расстоянию. Это обстоятельство необходимо учитывать в РНУ повышенной точности.
Классификация радионавигационных средств По виду информативного параметра радиосигнала Амплитудные, временные, фазовые, частотные По виду навигационного параметра Дальномерные, угломерные, разностнодальномерные, измерители скорости По степени автономности Автономные, неавтономные однопозиционные, неавтономные многопозиционные По назначению Системы посадки, системы дальней навигации, системы ближней навигации, системы глобальной навигации
Позиционные методы Общий принцип определения положения ВС по отношению к навигационным ориентирам реализуется в виде обобщенного метода поверхностей и линий положения Поверхность положения – геометрическое место точек пространстве, в которых значение навигационного параметра постоянно Bearing=const R=const
Определение пространственного места ВС Ra Rb пмс Rc Для определения ПМС необходимы 3 поверхности положения
Линии положения Линия положения(ЛП)– линия пересечения поверхности положения с земной поверхностью –геометрическое место точек вероятного МС. Значение навигационного параметра в каждой точке линии положения постоянно Точка пересечения двух ЛП определяет место ВС (МС). В радионавигации используются следующие основные виды линии положения Линии равных пеленгов разностей дальностей самолета дальностей Line of Position (LOP)
Позиционирование по линиям равных пеленгов самолета Данный метод реализован в угломерных радионавигационных системах Nm Nm MПСВ MПСА A B MС Прямая – на плоскости Ортодромия – на сфере 1) 2 VOR 2) 2 NDB 3) VOR+NDB
Позиционирование по линиям равных дальностей (расстояний) Окружность – на плоскости Данный метод реализован Окружность– на сфере в дальномерных радионавигационных системах 1) 2 DME+ 2) 3 DME 3) GNSS* Rb B A С Ra Rc
Позиционирование по линии равных дальностей и линии равных пеленгов Nm VOR -DME Ra A MПСА
Позиционирование по линиям равных разностей дальностей (расстояний) Гипербола – на плоскости Сферическая гипербола – на сфере A Loran-C B Ra-Rc= -const 1 Rb-Rc= - const 2 Ra=Rc Rb=Rc Ra-Rc=const 1 C Rb-Rc=const 2
Вычисление пеленга самолета при измерениях курсового угла NM Magnetic bearing Магнитный пеленг маяка МПР NM Xc Курсовой угол маяка КУР Relative bearing Magnetic bearing(reciprocal) Магнитный пеленг самолета МПС МПР= КУР + МК МПС= МПР± 180+δм~ МПР± 180 ~
Рабочие зоны РНС Факторы, ограничивающие рабочую зону 1. Прямая видимость 2. Мощность передатчитка - чувствительность приемника 3. Геометрический фактор 4. Ближняя зона антенных систем 5. «Мертвая» зона антенных систем 5. Допустимая величина навигационной погрешности Рабочая зона – область в пространстве, в пределах которой параметры радионавигационнного поля и точность РНС удовлетворяет заданным требованиям
Навигационные параметры, измеряемый системой NDB-ADF Radio Magnetic Direction Indicator (RMDI) NM Magnetic bearing NDB Магнитный пеленг маяка МПР NM Xc ADF Курсовой угол маяка КУР Relative bearing NDB Reciprocal bearing Магнитный пеленг самолета МПС МПР= КУР + МК МПС= МПР± 180+δм~ МПР± 180 При использовании RMDI можно определить: МК, МПР, МПС, КУР
Автоматический радиокомпас ADF Дальность до 300 км (70 мк. В/м) Параметр Relative Bearing (КУР) Частота 190… 1750 k. Hz Диапазон волн LW, MW Наземный маяк NDB (ПРС) Точность (95%) 2 градуса (5 –Приложение 10) Бортовое оборудование ADF(АРК) Вид излучения MCW или CW NDB Relative Bearing Курсовой угол ADF Bearing Indicator (ИКУ) Xс
Структура радиокомпаса ADF Направленная антенна Радиоприемное устройство Пульт управления (частота настройки, режим работы) Ненаправленная антенна Канал измерения курсового угла Режимы работы: -основной ADF -прослушивания ANT -внутренней модуляции BFO
Дальность действия NDB D Дальность действия NDB ограничена зоной, в пределах которой создается напряженность поля Е не менее 70 мк. В/м. На дальность пеленгования влияют следующие факторы: -мощность излучения передатчика NDB -время суток -наличие зон грозовой деятельности между ВС и NDB -электризация ВС -диапазон частот Дальность действия обозначается ближайшим кратным 25 nm (46, 3 км) при D не более 150 nm (278 км), или ближайшим кратным 50 nm (92, 7 км) при D более 150 nm Дальность действия NDB не ограничивается прямой видимостью
Виды маяков NDB Класс маяка Гарантированная дальность nm (км) Обозначение Мощность в табл. “Navaids” передатчика сборника Вт Jepessen Трассовый NDB HH не менее 200 75(140) Трассовый NDB H от 50 до 200 50 -74 (93 -140) Трассовый NDB HM не более 50 25 -49(46 -91) Маломощный NDB HO – Compass Locator не более 25 до 26(46) Маломощный NDB, входящий в ILS HL - Locator не более 25 до 26(46) В случае использования NDB в составе ILS, NDB совмещается с маркерным маяком)
Навигационное применение NDB Определение места ВС по двум маякам NDB Определение по двум линиям равных пеленгов, используя магнитные пеленги самолета от двух NDB: МПС= МК+КУР± 1800 NDB orientation, triangulation) Полет по линии пути, проходящей через два NDB Выдерживание КУР 1=00, КУР 2=1800 Полет на NDB Полет по радиодромии, выдерживая КУР=00 (Homing) Формирование схемы полета(прибытие, заход, вылет), используя NDB Выполнение определенных маневров при заданных значениях КУР или МПС (Holding, approach, circling, etc.)
Применение NDB в ОВД Контроль места воздушного судна при полете по воздушной трассе Задание сети воздушных трасс/маршрутов, используя NDB Использование соответствующих процедур для обеспечения горизонтального эшелонирования Обеспечение полета в зонах ожидания и при заходе на посадку
Обозначения NDB на картах На аэронавигационных картах наносятся места установки NDB с указанием: - символ NDB ; Символ * перед частотой указывает, - наименование; что NDB работает непостоянно - частота передачи (к. Гц) ; Подчеркивание позывных указывает, - буквенные позывные; что прослушивание по ADF возможно -позывные кодом Морзе только режиме BFO - географические координаты -стрелка указателя магнитного меридиана.
Оборудование маяка NDB Формирователь позывного Генератор несущей частоты Устройство управления и дистанционного контроля Модулятор и усилитель мощности Антенная система BITE
VHF Omnidirectional Range beacon (VOR) (УКВ маяк ВОР) Дальность 300… 320 km (прямая видимость) 80… 100 km(RNP 5) NM Точность(95%) 1. . . 2 градус (5, 2 -суммарная по требованиям Приложения 10) Параметр Magnetic Bearing (Radial) (Магнитный пеленг самолета) Частота 108… 118 MHz (160 к.) Диапазон VHF Наземный маяк VOR Бортовое оборудование VOR Magnetic Bearing (Radial) VOR
Навигационные параметры, измеряемый системой VOR NM Magnetic bearing VOR Магнитный пеленг маяка МПР NM Xc VOR receiver VOR Radial Магнитный пеленг самолета МПС МПР=МПС± 180 КУР=МПР- МК При использовании RMDI можно определить: МК, МПР, МПС, КУР можно также получить позывной маяка и метеосводку. Курсовой угол маяка КУР Relative bearing
Структура бортовой аппаратуры VOR Ненаправленная антенна Радиоприемное устройство Канал выделения сигнала опорной фазы Пульт управления (частота настройки) Канал выделения сигнала переменной фазы Устройство вычисления разницы фаз (радиала) Radial Устройство вычисления курсового угла RMDI Устройство вычисления отклонения от ЛЗП HSI-Horizontal Situation Indicator CDI-Course Deviation Indicator
Структура радиомаяка VOR Формирователь позывного Задающий генератор Амплитудный модулятор Усилитель мощности 9960 Hz Генератор низкой частоты Variable Выносное контрольное устройство Частотный модулятор Генератор поднесущей частоты Reference BITE Электронный гониометр 30 Hz Устройство управления и дистанционного контроля
Дальность действия VOR На аэронавигационных картах наносятся места установки VOR с указанием: - символ; - наименование; - частота работы; - буквенные позывные; - географические координаты. Дальность действия ограничивается (что меньше): -прямой видимостью; -зоной, в пределах которой создается напряженность поля Е не менее 90 мк. В/м; -заданным значением линейной погрешности определения линии положения(62 nm для RNP 5).
Виды маяков VOR Класс маяка Обозначение Диапазон высот, фт. (м) Гарантированная дальность nm (км) High Altitude H 45000. . . 18000(13700. . . 5500) 130(240) High Altitude H 18000. . . 14500(5500. . . 4400) 100 (185) High Altitude H 14500. . . 1000(4400. . . 300) 40(74) Low Altitude L 18000. . . 1000(5500. . . 300) 40(74) Тerminal T 12000. . . 1000(3600. . . 300) 25(46)
Навигационное применение VOR Определение места ВС по двум маякам VOR Определение по двум линиям равных пеленгов, используя магнитные пеленги самолета от двух VOR (VOR orientation, triangulation) Полет по линии Выдерживание равенства (Tracking) : пути, проходящей Радиал=Заданный Путевой Угол с индикацией На-От(To-From – Reverse sensing) через VOR Полет на VOR по кратчайшему расстоянию Полет по ортодромии, сформированной благодаря измерению заданного путевого угла Формирование схемы полета(прибытие, заход, вылет), используя VOR Выполнение определенных маневров при заданных значениях радиала (holding, approach, circling, etc.)
Определение места ВС по VOR С ростом расстояния до маяка ошибка определения растет Magnetic bearing(Radial) A Nm Positioning (triangulation) Nm VOR A VOR B Magnetic bearing(Radial) B
Полет по линии пути, проходящей через VOR En-route stabilization Nm Magnetic bearing MB(радиал) Desired course DC ЛЗП – линия заданного пути VOR MB=DC on desired track Радиал=ЗПУ на ЛЗП To Fr DC CDI-Course Deviation Indicator НПП- навигационный плановый прибор
Применение VOR в ОВД Контроль места воздушного судна при полете по воздушной трассе Задание сети воздушных трасс/маршрутов Использование соответствующих процедур для обеспечения горизонтального эшелонирования Обеспечение полета в зонах ожидания Построение схем SID, STAR, Approach
Ограничения и недостатки VOR Указанные недостатки определяют тенденцию выведения VOR из эксплуатации и переход к навигации Относительно низкая точность по DME Прямая видимость Линейная зависимость погрешности измерения от дальности до маяка Необходимость учета геометрического фактора при позиционировании по VOR Высокая чувствительность точности к подстилающей поверхности вблизи(300 м) маяка Часть перечисленных недостатков устраняется в доплеровских VOR (DVOR)
Оборудование измерения дальности DME (Distance Measuring Equipment) 1. Дальность 300… 370 km (прямая видимость) 2. Точность(95%) ± 0, 2 nm или 0, 25%D (или 0, 25 nm± 1, 25%D) 3. Параметр Дальность(Slant Range Distance) (наклонная дальность от ВС до наземного маяка) 4. Частота 962(960)… 1213(1215) MHz 5. Число каналов - 252 6. Диапазон - ДМВ 7. Наземный маяк –приемоответчик (transponder)DME 8. Бортовое оборудование – запросчик (interrogator) DME 126. 8 NM запрос Ответ DME
Принцип действия DME (1) Запросчик (самолетный дальномер) Генератор запуска 1 Передатчик прд антенна Измеритель Δt 7 прм fi прд антенна 3 Блок ограничения загрузки 5 f. R Приемник 8 Блок задержки 4 антенна 2 Принцип «запрос-ответ» ведет к ограничению пропускной способности (100 самолетов(сейчас-200)) Приемник прм Передатчик 9 Регулировка усиления Приемоответчик (маяк-ретранслятор) 6
Сигналы оборудования DME Кодовый интервал между импульсами τ Земля-воздух (ответ D) 1025. . . 1150 МГц 962. . . 1213 МГц fi f. R=fi - 63 МГц Кодовый интервал между импульсами τ11=12 мкс τ21=12 мкс Частота y Воздух –земля (запрос D) Частота x Параметр Диапазон частот Код fi f. R=fi + 63 МГц Кодовый интервал между импульсами τ12=36 мкс τ22=30 мкс
Структура бортовой аппаратуры DME Ненаправленная (штыревая) антенна Антенный переключатель Приемник (дешифратор импульсов ответа) Пульт управления (номер(1 -126) и тип(x/y) канала) Передатчик (формирователь импульсов запроса) Следящий измеритель дальности Дальность
Ограничение загрузки маяка-ретранслятора DME При увеличении в зоне действия маяка числа запросчиков свыше 100 (сейчас-200), те запросчики, которые находятся дальше от маяка не обслуживаются. Это происходит за счет уменьшения чувствительности приемника маяка с ростом числа запросов в секунду. Частота повторения ответых пар импульсов, Гц Коэффициент ответов – ответов вероятность получения ответа на запрос 2700 ± 90 1, 0 700 Без учета влияния позывного 0, 84 0, 5 100(200) Число запросчиков (самолетов)
Дальность действия DME IPR CH 40 X Высота, км. . . _ _. 1 к. Вт 4 к. Вт 16 к. Вт Дальность, км На аэронавигационных картах наносятся места установки DME с указанием: - символ; - наименование; - номер и тип канала; - буквенные позывные; - географические координаты. Дальность действия ограничивается: -прямой видимостью (для маяков класса Н); - зоной, в пределах которой создается плотность потока мощности от наземного маяка – 83 д. Б/(Вт м 2), т. е. мощностью передатчика наземного маяка; -мощностью передатчика бортового оборудования;
Виды маяков DME Класс маяка (по излучаемой мощности) H High Altitude L Low Altitude T Тerminal Тип маяка (по формату сигналов) DME - N DME-W DME -P Сопряжение с системой VOR/DME ILS/DME MLS/DME -P
Навигационное применение DME Определение места ВС по VOR/DME Определение места(полярных координат)по линии равных пеленгов от VOR и линии равных дальностей от DME (VOR и DME совмещены) 2 D - навигация Определение места по 2 (или 3)линиям равных дальностей от 2 (или 3)DME Определение дальности до важных точек маршрута: -до WPT(ППМ), в которой есть VOR/DME; Определение -до точки приземления(ILS/DME); дальности до точки -до точки установки маяка DME-Р в составе MLS Полет по линии равных дальностей (arc) Полет по дуге, сформированной благодаря выдерживанию заданной дальности от маяка Формирование схем прибытия и вылета), используя VOR/DME Выполнение определенных маневров при заданных значениях радиала и дальности (holding, approach, circling, etc.)
Решение навигационной задачи по DME Неоднозначность отсчета имеет место лишь при ручном варианте использования метода Для бортового вычислителя есть два варианта итерационных алгоритмов: -вычисление щироты, долготы, высоты по трем. D; -вычисление щироты, долготы по двум. D и высоте. DME B DME A DME-DME (2 -D) Positioning 2 D навигация – очень перспективный метод определения места ВС, хотя и требует учета геометрического фактора и устранения неоднозначности
Фаза 1 внедрения RNAV(зональной навигации) в Европе 1998 -2002 С 2002 г предусматривается введение зон RNAV с произвольными маршрутами. На маршрутах В зонах ТМА Бортовое оборудование B-RNAV обязательно Возможно введение B-RNAV маршрутов в ТМА (где это целесообразно) VOR/DME остаются для поддержки обычной навигации Местные маршруты ОВД могут использоваться в нижнем ВП DME становится основным навигационным средством Возможно введение RNAV процедур, включающих требования RNP 1 или лучше Существующие SID и STAR остаются
Применение DME в ОВД Контроль места воздушного судна при полете по воздушной трассе Использование соответствующих процедур для обеспечения горизонтального эшелонирования Построение схем SID, STAR, Approach Обеспечение инструментального категорированного захода (ILS/DME, MLS)
Ограничения и недостатки DME Несмотря на указанные недостатки, DME является самым точным из наземных средств радионавигации, что и определяют тенденцию выведения VOR из эксплуатации и переход к навигации по DME Ограниченное покрытие (прямая видимость) Ограниченная пропускная способность(200 ВС) Необходимость учета геометрического фактора при позиционировании по DME Необходимость устранения неоднозначности определения при позиционировании по DME
Основные аспекты совмещения маяков VOR и DME VOR/DME – углодальномерная радионавигационная система, с помощью которой на борту ВС определяются его полярные координаты относительно маяка (радиал и дальность) Размещение Антенны маяков могут располагаться: соосно; совместно(разнос не более 180 м); раздельно Координаты При разносе антенн VOR и DME класса «Н» на расстояние более 180 м, на картах ставится “Not Co-located”, а координаты показаны от маяка VOR Позывной Оба маяка излучают один и тот же позывной
Совместная работа DME с маяками VOR , ILS, MLS При совместном использовании DME с системами ILS и VOR осуществляется сопряжение каналов связи системы DME с каналами данных систем, при этом используется только 200 частотно-кодовых каналов DME. Каналы с частотами запроса 1. . . 16 и 60. . . 69 не используются При использовании DME-Р в составе МLS также используется только 200 частотно-кодовых каналов DME, но потенциально число каналов DME-Р может быть увеличено за счет расширения диапазона частот (960 -1215 МГц) и введения дополнительных кодов W и Z
Система инструментальной посадки ILS (Instrument Landing System) Localizer(курсовой маяк) -дальность 46 км (25 nm) -частота 108… 112 MHz (шаг 50 к. Гц) Final Approach Fix Высота 60 м Высота 30 м Outer Glide path equipment marker (глиссадный маяк) Глиссада Внешний - дальность 18 км (10 nm) маркер - частота 329… 335 MHz(шаг 150 к. Гц) -угол наклона глиссады Средний маркер Точка приземления Middle marker 2, 7 градуса(2. . . 4) Внутренний маркер Оба маяка имеют 40 частотных каналов Inner marker Все маркерные маяки работают Глиссадный маяк на одной частоте 75 МГц Glide path equipment (Glide Slope-США) L Курсовой маяк Localizer G
Навигационно-посадочные параметры, измеряемый системой ILS (2) L G L L G G Δθ – угловое уклонение от плоскости глиссады Δθ
Навигационно-посадочные параметры, измеряемый системой ILS (3) Outer marker Middle marker Inner marker Моменты пролета маков, расположенных на известной дальности от порога ВПП
Размещение маяков системы посадки ILS Параметр Cat III Высота принятия решения (DH) 60 м(200 ft) 30 м(100 ft) 0 Дальность видимости на ВПП(RVR) 800 м 400 м А-200 м В-50 м С-0 Final Approach Fix ТВГ DH Cat II 400 -1100 м 60 м 30 м Touch Down Point 120 -180 м 250 -450 м (300) Передает позывной 75 -450 м 1050 м Модуляция 3000 Гц 1300 Гц Манипуляция точки 6500 -11000 м Модуляция 400 Гц Манипуляция тире-точка тире
Точностные характеристики ILS Localizer(курсовой маяк) -погрешность Cat I- ± 10. 5 m Cat II- ± 7. 5 m 2σ Cat III- ± 3. 0 m Glide path equipment (глиссадный маяк) - погрешность Cat I- ± 7. 5% Cat II- ± 7. 5% 2σ Cat III- ± 4. 0% Курсовой канал ± 14 m ± 8 m ± 4 m Глиссадный канал ± 1 m ± 0, 4 m Линейная погрешность определяется на пороге ВПП (runway threshold)
Требования к системам посадки Общее требование к доступности для посадки 0, 99999 Целостность Категория КAT III Риск Время предупреждения 2 x 10 -7 6 с 2 x 10 -7 1 x 10 -9 2 с 2 с Требования по целостности и непрерывности Непрерывность 8 x 10 -6 (15 с) 4 x 10 -6 30 с
Маркерные радиомаяки Маркерные маяки (Markers) предназначены для определения: - пролета фиксированных точек; - пролета заданного пункта по удалению; - пролета заданного пункта по высоте; - момента достижения DA/H или MDA/H. (ВПР для точных или неточных систем захода на посадку). . Маркерные маяки работают на фиксированной частоте 75 МГц, а диаграмма излучения сигнала направлена вверх. Маршрутные маркерные маяки подразделяются на классы. 1. Маркерные маяки класса FM (Fan Marker) элиптической (Elliptical) формы диаграммы направленности в горизонтальной плоскости, и используются для фиксирования момента пролета определенной точки на трассе. Маркерные маяки класса FM гантелевидной (Bone) формы диаграммы направленности в горизонтальной плоскости используются для контроля пролета фиксированной точки по времени. У маршрутных маркерных маяков мощность излучения сигнала порядка 100 вт. 2. Маркерные маяки класса LFM - Low Powered Fan Marker - с мощностью излучения передатчика 5 вт. имеют круговую диаграмму направленности. 3. Z marker - предназначены для сигнализации пролета определенной точки на схеме захода на посадку, с мощностью излучения передатчика порядка 3 - 5 вт. В системе ILS это внешний, средний и ближний маркеры (ОМ, MM, IM.)
Ограничения и недостатки ILS Ограниченная рабочая зона Фиксированная глиссада для всех воздушных судов Сильное влияние на качество работы погодных условий Сильное влияние на параметры системы переотражателей вблизи антенн маяков
Размер: px
Начинать показ со страницы:
Транскрипт
1 МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ВОЕННО-ВОЗДУШНЫЕ СИЛЫ РУКОВОДСТВО ПО ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ АВИАЦИИ ВООРУЖЕННЫХ СИЛ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Введено в действие приказом главнокомандующего ВВС от 6 декабря 1993 г, 227 МОСКВА ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
2 Глава I. ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ 1.1. Воздушная навигация комплекс действий экипажа, направленных на достижение наибольшей точности, надежности и безопасности вождения летательного аппарата (ЛА) или группы по заданной траектории, а также в целях вывода их по месту и времени на заданные объекты (цели) и аэродромы посадки. Траектория полета линия, описываемая центром масс ЛА в процессе его движения в воздушном пространстве. Линия пути (ЛП) проекция траектории полета ЛА на земную поверхность. Фактической траектории полета соответствует линия фактического пути (ЛФП), заданной траектории линия заданного пути (ЛЗП). Профиль полета проекция траектории движения ЛА на вертикальную плоскость. Местоположение самолета (МС) проекция его центра масс на земную поверхность к определенному моменту времени Навигационные элементы полета параметры, характеризующие положение и движение ЛА. Они включают координаты места ЛА, высоту полета, воздушную скорость, курс самолета, скорость ветра, направление ветра, угол ветра, курсовой угол ветра, путевую скорость, путевой угол, угол сноса. Высота полета (Н) расстояние по вертикали от начального уровня ее отсчета до ЛА. По начальному уровню различают истинную, относительную, абсолютную высоты и высоту эшелона (рис. 1.1). Истинная высота (Н ист) высота полета над точкой земной (водной) поверхности, находящейся под ЛА. Относительная высота (Н отн) высота полета над условно выбранным уровнем (уровнем аэродрома, цели и др.). Абсолютная высота (Н абс) высота полета над уровнем моря. Высота эшелона (Н эш) высота, отсчитываемая от уровня, который соответствует атмосферному давлению 760 мм рт.ст., в: предположении, что распределение температуры с высотой соответствует стандартным условиям. Рис Классификация высот полета по уровню начала отсчета Воздушная скорость (V) скорость перемещения ЛА относительно воздушной среды. Истинная воздушная скорость (V ист) это фактическая скорость, 2
3 с которой ЛА движется относительно воздушной среды. Скорость по прибору (V пр) скорость, которую показывает прибор, измеряющий воздушную скорость. Курс ЛА (К) угол в горизонтальной плоскости между выбранным опорным направлением и проекцией на эту плоскость продольной оси ЛА. Для отсчета курсов используются следующие опорные направления (рис. 1.2): истинный (геодезический) меридиан С и; магнитный меридиан С м; ортодромический меридиан X в левой ортодромической системе координат или ортодромическая параллель Y в правой ортодромической системе координат; условный меридиан С у любое произвольное (условное) направление для измерения курса с помощью гироскопических курсовых приборов. Рис Опорные направления для отсчета курсов Если опорным направлением является северное направление истинного меридиана, курс ЛА называют истинным (ИК). Если в качестве опорного направления выбран магнитный меридиан, курс ЛА называют магнитным (МК). Если опорное направление определяется с помощью гироскопических курсовых приборов, курс называют условным (УК). Если опорным направлением является ортодромический меридиан или ортодромическая параллель, курс называют ортодромическим (ОК). Для перехода от одной системы отсчета курса к другой используют следующие угловые поправки: магнитное склонение (ΔM) угол, заключенный между истинным и магнитным меридианами; азимутальную поправку (ΔА) угол, заключенный между условным и истинным меридианами; условное магнитное склонение (ΔМ у) угол, заключенный между условным и магнитным меридианами; угол сходимости Δ (угол карты β к) угол, заключенный между истинным и ортодромическим меридианами левой ортодромической системы координат или ортодромической параллелью правой ортодромической системы координат соответственно. Угловые поправки ΔM, ΔА, ΔМ у отсчитываются от 0 до 180º по ходу часовой стрелки со знаком «плюс», против хода часовой стрелки со знаком «минус». Угол сходимости Δ (угол карты β к) отсчитывается по ходу часовой стрелки от 0 до 360º. 3
4 Скорость ветра (U) скорость горизонтального перемещения воздушных масс относительно земной поверхности. Направление ветра (δ) угол в горизонтальной плоскости, заключенный между тем же опорным направлением, от которого измеряется курс, и вектором ветра. Угол ветра (УВ) угол, заключенный между вектором путевой скорости и вектором ветра. Курсовой угол ветра (КУВ) угол, заключенный между вектором воздушной скорости и вектором ветра. Путевая скорость (W) скорость перемещения ЛА относительно земной поверхности. Расчетная путевая скорость (W p) скорость ЛА, определенная по известному ветру. Фактическая путевая скорость (W ф) это текущее значение путевой скорости. Путевой угол (ПУ) угол в горизонтальной плоскости между выбранным направлением отсчета курса и вектором путевой скорости. Угол сноса (УС) угол, заключенный между векторами воздушной и путевой скорости. Навигационный параметр это измеряемая в полете или на земле некоторая величина, определенным образом зависящая от координат ЛА Линия положения геометрическое место точек вероятного местоположения ЛА, характеризующаяся постоянством измеренного навигационного параметра. Линия равных расстояний (ЛРР) линия положения, в каждой точке которой дальность от ЛА до фиксированной точки на земной поверхности есть величина постоянная. Линия равных азимутов (пеленгов) (ЛРА) линия положения, характеризуемая постоянством измеренного азимута (пеленга). Линия равных разностей расстояний (ЛРРР) линия положения, в каждой точке которой разность расстояний от ЛА до двух фиксированных точек на земной поверхности есть величина постоянная Автоматизированные системы навигации позволяют более полно реализовать боевые возможности ЛА. К таким заказам относятся навигационные системы (комплексы) и прицельно-навигационные системы (комплексы). Навигационная система (комплекс) совокупность функционально связанных бортовых средств и систем, обеспечивающих автоматизированный полет ЛА по заданной программе. Прицельно-навигационная система (комплекс) (ПНС) совокупность функционально связанных бортовых средств и систем, обеспечивающих автоматизированный полет и боевое применение средств поражения ЛА по заданной программе Воздушная навигация осуществляется на всех этапах полета. При этом должны соблюдаться следующие ее основные правила: достижение высокой точности, надежности и безопасности вождения ЛА (групп) по заданной траектории; обеспечение надежного вывода ЛА (групп) на заданные цели (аэродромы посадки) в различных условиях тактической обстановки; строгое выдерживание программы и штурманского плана полета; непрерывный и надежный контроль за работоспособностью комплекса (системы), своевременная коррекция координат места ЛА; готовность летчика (экипажа) в любой момент времени перейти на неавтоматизированную навигацию; постоянная оценка условий выполнения полета и своевременное внесение изменений в 4
5 программу полета; умелое сочетание автоматизированного и автономного полета при боевом маневрировании; постоянная готовность к перенацеливанию, целеуказанию и выходу на цели в усложнившейся обстановке; обеспечение качественного решения основных навигационных задач при полете с не полностью подготовленной программой Под обеспечением безопасности воздушной навигации понимается создание условий полета, исключающих: столкновение и опасное сближение самолетов в воздухе; столкновение ЛА с земной (водной) поверхностью и препятствиями на ней; вынужденные посадки ЛА из-за полной выработки топлива; непредусмотренный вход в запретную зону (приграничную полосу); потерю ориентировки в полете Расчеты по обеспечению безопасности воздушной навигации носят вероятностный характер. Исходными данными для выполнения расчетов являются статистические характеристики точности навигации, а именно математические ожидания и средние квадратические отклонения ошибок выдерживания ЛЗП, времени выхода в заданные точки, выдерживания заданной высоты (эшелона) полета. Указанные выше характеристики используются для расчета предельных ошибок выдерживания ЛЗП (ширины полосы маршрута), предельных ошибок времени выхода в заданные точки, предельных ошибок выдерживания заданной высоты (эшелона) полета, на основании которых осуществляется выбор взаимного положения траекторий полета и ЛА в воздушном пространстве Под шириной полосы маршрута понимается симметричная относительно ЛЗП полоса, за пределы которой ЛА с заданной гарантийной вероятностью Р о не выйдет за все время полета на этапе (этапах) маршрута. Ширина полосы маршрута характеризуется удалением ее границ от ЛЗП на расстояние ±С, км. Предельные ошибки во времени выхода в заданные точки это возможное отклонение фактического времени выхода в заданные точки (на рубеж) от расчетного для соответствующей гарантийной вероятности Для исключения случаев столкновений ЛА с земной или водной поверхностью и препятствиями на них полеты должны планироваться и выполняться на высотах не менее безопасных. Полеты на высотах менее безопасных запрещаются. Безопасная высота полета это минимальная высота, гарантирующая ЛА от столкновения его с земной (водной) поверхностью и расположенными на ней препятствиями. В зависимости от уровня, принятого за начало отсчета, безопасная высота может быть истинной, относительной и абсолютной. Основными правилами полетов в воздушном пространстве РФ, КБП и инструкциями (руководствами) по летной эксплуатации ЛА определены истинные безопасные высоты для полетов в районе аэродрома, по кругу, по маршруту ниже нижнего эшелона и при расчете минимального безопасного эшелона. Истинной безопасной высотой полета называется минимальная заданная высота относительно пролетаемой местности и искусственных препятствий, гарантирующая ЛА от столкновений его с земной (водной) поверхностью или препятствиями на ней. 5
6 1.10. Исключение случаев попадания в запретные и опасные зоны достигается установлением минимально допустимого удаления маршрута от границ зоны, исключающего с заданной гарантийной вероятностью попадание ЛА в пределы запретных (опасных) зон Ориентировка считается потерянной, если экипаж ЛА не знает своего местонахождения и не может определить его с точностью, необходимой для продолжения дальнейшего полета в целях выполнения поставленной задачи. ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ Основой навигации является принцип комплексного применения технических средств, который предусматривает: непрерывное определение места ЛА счислением пути; периодическую коррекцию счисленных координат ЛА с помощью технических средств и визуальной ориентировки; оценку показаний различных средств, используемых для счисления и коррекции места ЛА, и выбор для решения этих задач тех средств и способов, которые в данных условиях обеспечивают наибольшую точность и надежность навигации; вычисление параметров для полета по заданной траектории на основе обобщенной и оптимально обработанной информации о местоположении ЛА. Процесс воздушной навигации включает следующие типы операций: управление датчиками навигационной информации и навигационными устройствами (включение, настройка, измерение навигационных элементов полета и параметров); решение логических задач (оценка и выбор средств и способов счисления и коррекции места ЛА, опознавание ориентиров, расшифровка изображения на экранах различных визиров, оценка и уточнение программы полета и видов маневра); решение вычислительных задач (счисление координат, вычисление координат по измеренным параметрам, определение ветра, вычисление параметров для выполнения полета по заданной траектории) Навигация осуществляется экипажем (летчиком) путем решения на земле при подготовке к полету и в полете ряда задач. Основными задачами, решаемыми н а земле, являются: выбор маршрута и профиля полета, расчет полета, прокладка маршрута на полетной карте; подготовка полетной карты, включающая построение сетки ортодромической системы координат; отметка превышений местности, наземных станций радионавигационных систем и ориентиров коррекции; нанесение необходимых условных знаков, характеризующих тактическую обстановку; склейка карт для автоматического планшета; выбор и подготовка микрофильмов для навигационных индикаторов и индикаторов навигационно-тактической обстановки; подготовка и расчет исходных данных для разработки программы полета, составление программы, программирование полета. В п олете экипажем решаются следующие основные навигационные задачи: измерение навигационных параметров и элементов полета; счисление пути; коррекция результатов счисления пути и курса; определение условий перехода на очередной этап маршрута полета; определение управляющих параметров, обеспечивающих движение ЛА по заданной траектории и выход в заданные точки траектории в назначенное время; расчет параметров, определяющих положение ЛА относительно других ЛА в боевом порядке и обеспечивающих сохранение заданного места в боевом порядке (задача межса- 6
7 молетной навигации); разработка и ввод в полете параметров новой траектории полета (перенацеливание); обеспечение предпосадочного маневрирования в соответствии с принятой в ПНС схемой. 7
8 Глава II. ВОЗМОЖНОСТИ ТЕХНИЧЕСКИХ СРЕДСТВ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ ГЕОТЕХНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА НАВИГАЦИИ Средства определения высоты и скорости полета 2.1. Средства определения высоты и скорости полета предназначены для измерения элементов движения ЛА относительно воздушной среды: барометрической высоты, истинной и приборной воздушной скорости, числа М полета. К ним относятся барометрические высотомеры, указатели воздушной скорости и числа М, централи скорости и высоты (ЦСВ), системы воздушных сигналов (СВС). Принцип действия их основан на измерении с помощью приемников типа ПВД статического Р и полного Р п давления набегающего потока воздуха, а также температуры Т т, заторможенного потока. При решении функциональных зависимостей, связывающих измеренные величины с навигационными элементами, используются параметры стандартной атмосферы СА-81 при различных значениях абсолютной высоты Н абс, значения которых приведены в прил Погрешности измерения высоты барометрическим методом делятся на инструментальные и методические. Инструментальные погрешности измерения высоты характеризуются величиной средней квадратической ошибки σн, которая определяется по формуле σн = а + bн. Коэффициенты а и b для устройств различных типов приведены в табл Таблица 2.1 Коэффициенты а и b для высотомеров различных типов Вид устройства а b 7 м 3 м 5-7 м Механический высотомер Электромеханический высотомер СВС с электромеханическим вычислителем Для СВС с электронным вычислителем эта погрешность характеризуется величиной σн = (0,03 0,4)% Н в диапазоне высот м и σн = 1% Н на высотах более м. К методическим погрешностям систем и приборов определения высоты и скорости относятся аэродинамическая, температурная и барометрическая погрешности. Аэродинамическая погрешность возникает вследствие искажений статического давления в месте его измерения (на ПВД). Для барометрических высотомеров она учитывается с помощью поправочных таблиц, в СВС и электромеханических высотомерах автоматически с помощью специальных блоков компенсации. Температурная погрешность проявляется при определении истинной высоты в связи с отличием фактического распределения температур от стандартного, принятого в расчетных формулах. Приближенно ее величина равна DНт = 0,4DТ Н ср, где ΔТ ср разность между фактической и стандартной средними температурами. 8
9 Барометрическая погрешность возникает при определении относительной барометрической или истинной высоты полета за счет неточного учета давления на начальном уровне. Ее величина приближенно равна ΔН б = 11 ΔР з, где ΔР з разность между фактическим давлением на заданном уровне и давлением, введенным в высотомер (СВС), в миллиметрах ртутного столба При определении приборной скорости с использованием механических указателей в расчет принимаются значения температуры и давления на нулевой высоте в стандартных условиях (Р = Р 0 СА, Т Н = Т 0 СА). Истинная скорость в комбинированных указателях скорости (КУС) рассчитывается по значениям температуры и давления на высоте полета для стандартной атмосферы (Р = Р Н СА, Т Н = Т Н СА). Инструментальные погрешности измерения воздушной скорости характеризуются относительной средней квадратической ошибкой σv = (1 3 %) V. Методическая погрешность измерения воздушной скорости присуща механическим указателям скорости. Она обусловлена отличием фактической температуры воздуха на высоте полета от стандартной и приближенно равна DV % = 0,2DTH. Ł V ł Средства определения и выдерживания направления полета ЛA 2.4. К средствам определения и выдерживания направления полета относятся магнитные компасы, гироскопические приборы и устройства, курсовые системы и курсовертикали, астрономические курсовые приборы Для измерения курса используются три способа: магнитный, гироскопический и астрономический. Магнитный и астрономический способы применяются для начальной выставки курсовых (инерциальных) систем. Гироскопический способ является основным. Он реализован в курсовых системах, курсовертикалях и инерциальных навигационных системах Курсовые системы предназначены для измерения и выдерживания курса ЛА. Они основаны на комплексировании курсовых приборов различных принципов действия. Основу курсовой системы составляет курсовой гироскоп (гироагрегат), который может дублироваться в целях повышения надежности. Как средство измерения курса курсовой гироскоп является гирополукомпасом (ГПК). Гирополукомпас не обладает способностью устанавливаться в заданном направлении и в последующем следить за этим направлением. Вследствие этого он нуждается в начальной выставке в принятой системе измерения курса и периодической коррекции с привлечением внешних источников курсовой информации. С помощью гирополукомпаса измеряется условный курс, что накладывает ограничения на область его применения для измерения курса в сферических системах координат. Курсовые системы имеют следующие режимы работы: гирополукомпаса (ГПК), который является основным; магнитной коррекции (МК); заданного курса (ЗК). В курсовых системах многоместных ЛА дополнительно может быть предусмотрен 9
10 режим астрономической коррекции (АК) Режим гирополукомпаса используется для измерения ортодромического курса в ограниченном районе или в ограниченной полосе относительно некоторой ортодромии. Ограничения на область применения ГПК обусловлены неполным учетом скорости прецессии его главной оси в азимуте. Полная угловая скорость вращения главной оси ГПК в азимуте на подвижном ЛА в любой сферической системе координат (при отсутствии собственного ухода) w а W = w sin П з j + tgs, R где φ сферическая широта; ω з угловая скорость вращения Земли (ω з = 15 º/ч); W П составляющая путевой скорости по направлению параллели в системе координат, принятой для измерения курса; σ широта в этой системе координат; R радиус земной сферы. В гирополукомпасах учитывается только первая составляющая угловой скорости ω а. Поэтому при больших удалениях от экватора сферической системы координат (ортодромии) в его показаниях возникают погрешности, обусловленные второй составляющей (погрешности из-за неучета перемещения ЛА). Для уменьшения этих погрешностей при применении ГПК за экватор принимают главную (частную) ортодромию с таким расчетом, чтобы полет выполнялся на небольших удалениях от нее (σ 0). Ортодромический курс при этом может измеряться как от ортодромического меридиана, так и от ортодромической параллели. Погрешности измерения курса в режиме гирополукомпаса определяются неучтенной составляющей угловой скорости вращения главной оси в азимуте, дискретным учетом широты и собственным уходом гироскопа. Величина погрешности ΔК s из-за неучета перемещения ЛА характеризуется приближенным равенством 60 D Ks» SXср, 2 R где S длина ортодромического этапа полета; X ср его среднее удаление от главной ортодромии. Допустимая длина этапа S д для установленной ошибки в курсе Δψ s 0,5 при различных значениях Х ср приведена в табл Таблица 2.2 Допустимая длина этапа S д для установленной ошибки ΔК s = 0,5 Х ср, км S Д, км Погрешность за счет дискретного ввода широты приближенно равна ΔК φ = ω з cosφ 0 Δφt, где φ 0 широта, введенная в курсовую систему; Δφ изменение широты; 10
11 t время полета с постоянной установкой широты. При допустимой ошибке ΔК φ < 0,5 установку широты необходимо менять через минут полета. Погрешность за счет собственного ухода гироагрегата характеризуется величиной D w с К = wсt, где ω с угловая скорость собственного ухода гироагрегата Режимы магнитной коррекции курсовой системы используются для начальной выставки гироагрегата и периодической коррекции курса в полете. В качестве датчиков магнитного курса в курсовых системах служат индукционные датчики, применяемые совместно с коррекционными механизмами. Для приведения магнитного курса к принятой для гирополукомпаса системе измерения курса учитывается условное магнитное склонение. Его величина в общем виде определяется соотношением ΔМ У = ΔА + ΔМ, где ΔА угол между принятым началом измерения курса в режиме гирополукомпаса и истинным меридианом; ΔМ магнитное склонение. Основной погрешностью магнитных датчиков курса является девиация, для устранения которой на курсовых системах в установленные сроки проводятся девиационные работы. Коррекцию курса в полете по магнитному датчику необходимо выполнять в горизонтальном установившемся режиме Режим заданного курса предназначен для начальной выставки курсовой системы в соответствии с принятой системой измерения курса. Для начальной выставки любым доступным способом определяется стояночный курс ЛА, который вводится в курсовую систему с пультов управления Курсовертикали в отличие от курсовых систем служат для измерения и выдерживания не только курса ЛА, но и углов крена и тангажа. Курсовертикали могут иметь маятниковую или интегральную коррекцию. Курсовертикали с маятниковой коррекцией (системы курса и вертикали СКВ) как курсовые приборы полностью аналогичны курсовым системам. Инерциальные курсовертикали (ИКВ) с интегральной коррекцией в зависимости от конкретных особенностей навигационного комплекса могут работать в режиме гирополукомпаса или обеспечивать измерение истинного и ортодромического курса. Инерциальные навигационные системы Инерциальные навигационные системы (ИНС) предназначены для автономного непрерывного определения пространственного положения ЛА ИНС имеют следующие основные режимы эксплуатации: «Обогрев», «Выставка», «Работа». Режим «Обогрев» предназначен для создания температурных условий, обеспечивающих нормальную работу всех элементов системы Режим «Выставка» служит для подготовки системы к работе и включает 11
12 выставку гироплатформы в плоскость горизонта и в азимуте, определение и учет собственных уходов гироскопа. Горизонтирование гироплатформы осуществляется обычно в два этапа. На первом из них гироплатформа приводится к осям самолета по соответствующим сигналам рассогласования, на втором в плоскость горизонта по сигналам акселерометров. Все операции по горизонтированию гироплатформы автоматизированы, для их выполнения необходимы лишь координаты точки стояния ЛА. В процессе горизонтирования гироплатформы определяются и компенсируются собственные уходы горизонтирующих гироскопов. Выставка ИНС в азимуте может быть выполнена установкой по заданному курсу, гирокомпасированием и двойным гирокомпасированием. Для выставки по заданному курсу необходимо любым доступным способом определить стояночный курс ЛА и ввести его с пульта управления. Выставка по заданному курсу выполняется на стоянках, подготовленных в геодезическом отношении. С этой целью ЛА устанавливается на маркированную точку, из которой предварительно измерен азимут А ор на удаленный ориентир. С помощью теодолита или другого пеленгаторного устройства с ЛА измеряется курсовой угол ориентира (КУО). Стояночный курс определяется как разность: Кст = Аор - КУО Возможна выставка ИНС и по магнитному датчику курса. Эти способы выставки наиболее оперативны, но точность их полностью определяется точностью исходной информации о стояночном курсе. Их рекомендуется применять в случаях экстренного вылета, когда другие способы неприемлемы по располагаемому времени. Гирокомпасирование способ выставки гироплатформы в азимуте по данным самой инерциальной системы без привлечения внешней информации. Гирокомпасирование является заключительным этапом горизонтирования и основано на определении различия вычисленных для точки стояния ЛА скоростей прецессии гироплатформы по осям навигационной системы координат и их фактических значений. Исходной информацией для гирокомпасирования являются показания акселерометров. Точность выставки методом гирокомпасирования зависит от скорости собственного ухода горизонтирующих гироскопов и характеризуется величиной примерно 1. Двойное гирокомпасирование предполагает последовательную установку гироплатформы в азимуте по двум взаимно перпендикулярным осям, соответствующим двум акселерометрам, служащим для измерения горизонтальных ускорений. Такой метод позволяет определить и скорректировать собственные уходы горизонтирующих гироскопов и повысить тем самым точность выставки до десятков угловых минут. В качестве исходных данных для выставки инерциальной системы навигации служат координаты точки стояния ЛА (в навигационной системе координат) и геодезическая широта Режим «Работа» ИНС является основным ее режимом, в котором определяются координаты ЛА, курс, углы крена и тангажа. В этом режиме по измеренным с помощью акселерометров ускорениям определяются составляющие вектора путевой скорости по осям гироплатформы, которые в функциональном вычислителе или БЦВМ преобразуются к навигационной системе координат. Текущие координаты ЛА определяются путем повторного интегрирования ускорений с учетом начальных условий. Начальными условиями для счисления пути служат координаты ЛА в точке включения инерциальной системы навигации в режим «Работа». 12
13 РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА НАВИГАЦИИ ЛА Угломерные радионавигационные системы Угломерными называются радионавигационные системы, с помощью которых измеряется угол между некоторым начальным направлением и направлением на передающую станцию. В зависимости от места размещения приемных и передающих устройств они делятся на радиокомпасные и радиопеленгаторные. Радиокомпасная угломерная система состоит из автоматического радиокомпаса (АРК) и наземной передающей радиостанции. С помощью АРК на борту ЛА измеряется курсовой угол радиостанции (КУР), который обеспечивает привод самолетов на радиостанцию и определение линии положения. Пеленг радиостанции (ПР) рассчитывается как сумма курсового угла радиостанции и курса летательного аппарата: ПР = К + КУР В зависимости от измеряемого курса пеленг может быть истинным, магнитным или условным. Пеленг ЛА определяется по формуле ПС = ПР ΔА ± 180, где ΔА азимутальная поправка для точки расположения радиостанции, рассчитанная для принятой системы измерения курса. Радиопеленгаторная система состоит из наземного радиопеленгатора и бортовой приемопередающей радиостанции. Радиопеленгаторы работают в диапазонах ультракоротких (АРП) или коротких радиоволн. 13
14 Радиопеленгаторы типа АРП используются для контроля пути и привода ЛА на аэродромы или в другие пункты. С их помощью измеряются магнитные пеленги ЛА, которые для передачи на борт изменяются на 180 (по кодовому запросу «Прибой»): МПР = МПС ± 180 Такая величина соответствует магнитному курсу полета на пеленгатор. При измерении условного курса учитывается условное магнитное склонение: УПР = МПР + ΔМ У Величина ΔМ У рассчитывается для принятого начала измерения курса. Коротковолновые пеленгаторы сводятся в радиопеленгаторные базы и по специальному запросу выдают на борт ЛА координаты его местонахождения. Угломерно-дальномерные радионавигационные системы Угломерно-дальномерные радионавигационные системы относятся к числу смешанных, поскольку с их помощью одновременно измеряются азимут ЛА и расстояние от него до наземной станции. К ним относятся радиомаячные системы типа РСБН. В интересах навигации могут также использоваться наземные РЛС. С помощью системы РСБН на борту ЛА и на наземной станции измеряются истинный азимут и наклонная дальность от ЛА до радиомаяка РСБН. В составе навигационных комплексов система РСБН применяется для решения следующих задач: коррекции счисленных координат; построения предпосадочного маневра и захода на посадку; определения взаимного положения ЛА при решении задач межсамолетной навигации. Дальность действия системы РСБН зависит от высоты полета ЛА и рельефа местности в районе применения системы. Для равнинной местности она рассчитывается в километрах по формуле Dmax = 3,7(hотн + Нотн), где Н отн, h отн высоты полета и антенной системы радиомаяка соответственно, отсчитанные от среднего уровня рельефа, м. При наличии на пути распространения радиоволн экранирующих препятствий дальность действия определяется из соотношения Ø Dmax = d1 + 6,87Œ Œ Œº 2 ø Dh Dh 0,073d ,29DH - 0,073d œ 1 +, Ł d1 ł Ł d œ 1 ł œß 14
15 где d 1 расстояние от радионавигационной станции до экранирующего препятствия, км; Δh превышение препятствия над радиоизлучателем, м; ΔН относительная высота полета самолета, м. Величины Δh, ΔН рассчитываются по соотношениям: Dh = hпр - (h + h) a DН = Набс - hпр, где H абс абсолютная высота полета; h пр абсолютная высота препятствия; h а абсолютная высота точки установки антенной системы радиомаяка; h м высота мачты антенной системы. Практически задачи по определению дальности действия решаются с помощью номограммы (приложение 3). Разностно-дальномерные радионавигационные системы Разностно-дальномерные радионавигационные системы типа РСДН предназначены для определения координат ЛА по результатам измерения разностей расстояний до наземных станций. В состав системы РСДН входят наземные радионавигационные станции и бортовое оборудование. Наземные станции объединяются в группы (цепочки), включающие не менее трех станций, которые могут быть как стационарными, так и мобильными. Для каждой из пар станций, входящих в одну группу, на ЛА измеряется разность времени распространения радиосигналов, излучаемых в определенной последовательности. Измеренная временная разность эквивалентна разности расстояний от наземных станций до ЛА, что обеспечивает определение линии положения в виде линии равных разностей расстояний (гипербол). По двум линиям положения определяются координаты ЛА интерполяцией между нанесенными изолиниями на специальных картах или с помощью бортовых вычислителей. С помощью современных разностно-дальномерных систем временные разности с учетом поправок на распространение радиоволн измеряются с точностью σ τ = 0,15-0,2 мкс, что обеспечивает определение координат ЛА с ошибкой 0,07-0,15 км. Для применения разностно-дальномерных систем, имеющих вычислители или входящих в состав навигационных комплексов, определяются следующие исходные данные: геодезические координаты наземных станций (основной и запасной цепочек); временные кодовые задержки для выбранной цепочки; поправки на условия распространения радиоволн. Измерения и преобразования координат осуществляются автоматически, и их результаты в виде ортодромических или геодезических координат используются для коррекции системы счисления пути. Бортовые радиолокационные станции Бортовые радиолокационные станции (БРЛС) обеспечивают наблюдение на земной (водной) поверхности и в воздушном пространстве объектов, обладающих радиолокационной контрастностью. Это позволяет определить положение ЛА относительно обнаруженного объекта, что служит основой для решения следующих задач: ведения ориентировки по условному изображению местности; определения координат ЛА по линиям положения; предупреждения столкновения с объектами, представляющими опасность для ЛА; встречи с другими ЛА и выдерживания места в боевом порядке. м; 15
16 Дальность обнаружения радиолокационных ориентиров зависит от их характера, длины рабочей волны, высоты полета и других факторов и изменяется в пределах от десятков до сотен километров. Современные БРЛС, как правило, обеспечивают обзор в переднем секторе до 180 на различных масштабах с возможностью задержки начала развертки. Для выделения подвижных объектов они могут иметь режим селекции движущихся целей. Для обеспечения полета на малых высотах с огибанием рельефа местности могут применяться специальные или многорежимные бортовые радиолокационные станции. В таком режиме работы их функцией является определение высоты полета над рельефом, расположенным впереди ЛА в определенном секторе. По результатам измерения формируются сигналы для автоматического (директорного) управления полетом ЛА или горизонтальное либо вертикальное сечение рельефа впередилежащей местности с отображением его на индикаторе. Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (ДИСС) Принцип действия ДИСС основан на измерении частного сдвига, возникающего в отраженном от земной поверхности сигнале при облучении ее с движущегося ЛА. Геометрическая форма многолучевой диаграммы направленности ДИСС обеспечивает измерение трех составляющих скорости ЛА в системе координат, связанной с антенной. Для пересчета составляющих путевой скорости из антенной системы координат в горизонтальную применяются специальные вычислители или вычислительные устройства навигационных комплексов, в которых учитываются фактические углы крена и тангажа ЛА. Путевая скорость W и угол сноса УС рассчитываются по значениям продольной W Пx и поперечной W Пz горизонтальных составляющих вектора скорости ЛА: 2 2 W = WПх + WПz ; W УС = arctg Пz. WПx Для счисления пути обычно используются непосредственно величины W Пx и W Пz, преобразованные с учетом курса ЛА к принятой в навигационном комплексе системе координат. Одновременно с измерением скорости ДИСС могут использоваться и для определения высоты полета (ДИСС РВ), что позволяет применять их для измерения высоты рельефа в корреляционно-экстремальных системах навигации. АСТРОНОМИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА И СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ Астрономические курсовые приборы астрокомпасы предназначены для измерения курса путем пеленгации небесных светил. В настоящее время широко используются два типа астрокомпасов: дистанционный астрономический компас типа ДАК-ДБ и совмещенный астрокомпас типа АК-59П. В ДАК-ДБ осуществляется автоматическая пеленгация Солнца с помощью фотоэлектрической следящей системы. На ЛА, где ДАК-ДБ применяется совместно с перископическим секстантом СП-1М, возможно измерение курса в ночном полете пеленгацией Луны, планет и звезд. Совмещенный астрокомпас типа АК-59П позволяет измерять курс самолета путем визуальной пеленгации Солнца, Луны, планет и звезд. При этом за счет наличия поляризационной системы в АК-59 возможно измерение курса в следующих условиях: при высоте Солнца не менее 7 ; 16
17 при закрытии Солнца облаками, когда в плоскости круга склонения Солнца имеются разрывы облачности; при установке АК-59П в тех местах ЛА, где по условиям обзора непосредственная пеленгация Солнца не может проводиться, но имеется возможность наблюдать участки неба в плоскости круга склонения Солнца Астрономические компасы позволяют измерять истинный ортодромический и условный курсы ЛА. Для измерения истинного курса в астрокомпас вводятся гринвичский часовой угол t rp и склонение светила, рассчитанные на текущий момент времени. Значение t гр для Солнца, Луны и планет выбирается из авиационных астрономических ежегодников (ААЕ), а для звезд рассчитывается по формуле t гр = S гр а, где S rp звездное время на меридиане Гринвича; а прямое восхождение звезды, выбираемое из ААЕ. В дальнейшем t гp отрабатывается с помощью часового механизма. В момент измерения курса в астрокомпас вводятся координаты места самолета широта и долгота, погрешность установки которых не должна превышать 30". В тот же момент стрелка пройденного расстояния путевого корректора ДАК-ДБ должна быть установлена на нуль. Для измерения курса во всех случаях следует выбирать светило с меньшей высотой. Истинный курс ЛА определяется как разность азимута А светила, рассчитанного в астрокомпасе по его экваториальным координатам на текущий момент времени, и курсового угла светила КУ, измеренного в процессе пеленгации. ИК = А КУ С увеличением широты места ЛА погрешности в измерениях истинного курса возрастают, поэтому в высоких широтах следует использовать или ортодромический, или условный курс. При определении ортодромического курса (рис. 2.1) в измеренный истинный курс самолета вводится азимутальная поправка ΔА, равная текущему путевому углу ортодромии β, взятому со знаком минус: ОК = ИК + ΔА, ΔА = - β Этот способ применим для астрокомпасов всех типов. Для измерения ортодромического курса с погрешностью не более 2 ошибка в вычислении азимутальной поправки должна быть, не более 30". При расчете условного курса в истинный курс самолета вводится азимутальная поправка, равная углу схождения меридианов б места самолета и той точки, относительно меридиана которой измеряется курс с обратным знаком: УК = ИК + ΔА; ΔА = - δ Особенность применения астрокомпаса АК-59П в ночном полете заключается в 17
18 том, что пеленгация светил производится с помощью визирной системы, в которой вращение Земли автоматически не компенсируется. Поэтому при каждом измерении курса необходимо устанавливать значение гринвичского часового угла пеленгуемого светила. Его значение можно получить с помощью ААЕ или определить по шкале часовых углов нижней визирной системы астрокомпаса при предварительной установке значения t гp на некоторый момент времени. Рис К принципу определения ортодромического курса Выдерживание курса с помощью астрокомпасов возможно после установки гринвичского часового угла и склонения светила. С помощью ДАК-ДБ обеспечивается полет по ортодромии. При этом этапы маршрута не должны превышать по длине 1100 км, а их путевые углы должны определяться с точностью не хуже 0,5. В начале каждого этапа в астрокомпас вводятся координаты пролетаемого ППМ, уточняется значение путевой скорости, а стрелка пройденного пути устанавливается на нуль. После пролета ППМ берется курс, равный путевому углу этапа с учетом угла сноса. В полете периодически уточняются значения пройденного пути и путевой скорости путевого корректора. Астрокомпасы, не имеющие автоматической компенсации перемещения самолета, также могут применяться для выдерживания курса. При этом используется методика, позволяющая определить курс относительно среднего меридиана этапа маршрута. В астрокомпас вводятся значения гринвичского часового угла и склонения светила на момент пролета ППМ, а также широта и долгота средней точки очередного этапа. После пролета ППМ берется курс, равный путевому углу этапа маршрута в средней точке с учетом угла сноса. Если угол сноса не изменяется, полет на всем протяжении этапа выполняется с постоянным курсом. При выполнении полета таким способом с помощью ДАК-ДБ обе стрелки путевого корректора устанавливаются на нуль. Полет с использованием средних меридианов выполняется по так называемой «астрономической локсодромии», полюсом которой является географическое место светила. При длине этапа км уклонение астрономической локсодромии от линии заданного пути не превышает 5 км Применение звездно-солнечного астроориентатора позволяет в условиях ночного полета определять координаты и курс ЛА, а в дневном полете истинный или ортодроми- 18
19 ческий курс. Для использования астроориентатора в полете необходимо задать положение главной ортодромии, которое определяется координатами ее полюса широтой σ и долготой L. В ЗСО используется правая ортодромическая система координат. Поэтому полюсом главной ортодромии будет точка, отстоящая от всех точек ортодромии на 90, из которой положительное направление главной ортодромии наблюдается совпадающим с направлением движения часовой стрелки. Расчет координат полюса главной ортодромии может быть выполнен аналитически, с помощью номограмм, с помощью вычислителя ЗСО. Требуемая точность вычисления σ и L составляет 5". Ортодромический курс в ЗСО определяется как разность между истинным курсом и текущим путевым углом ортодромической параллели: ОК = А КУ β о = ИК β о, где А азимут светила; КУ курсовой угол светила; β о путевой угол ортодромической параллели. В ЗСО измерение высот и курсовых углов светил осуществляется с помощью автоматических секстантов, стабилизированных в плоскости горизонта с помощью центральной гировертикали. В целях их начального наведения на светила в вычислителе ЗСО по введенным экваториальным координатам светил, координатам места ЛА и курсу вычисляются значения курсовых углов и высот светил. После захвата светил секстантами работа ЗСО может осуществляться в двух режимах: слежения за двумя или слежения за одним светилом. Слежение за двумя светилами возможно при высоте Солнца h o - 7 и высоте звезд 10 h 70, разность азимутов светил в этом случае должна быть 30 ΔА 150. Точность определения места самолета характеризуется средним квадратическим радиальным отклонением км, точность определения курса средним квадратическим отклонением 0,3. При слежении за одним светилом в ЗСО определяется только курс, точность его определения характеризуется СКО 0,5. Для обеспечения работы ЗСО в режиме слежения в его вычислитель необходимо ввести звездное гринвичское время, экваториальные координаты светил, координаты места и курс ЛА. Допустимые отклонения при вводе этих величин составляют ±10 с по S гр ±1 по координатам места ЛА, ±1,5 по курсу. При этом ошибки ввода координат и курса могут быть компенсированы в режиме поиска звезд путем ручного разворота секстанта, а в дальнейшем исключены по данным пеленгации светил. Ошибки ввода S гр и экваториальных координат светил приводят к невозможности пеленгации, неправильному определению координат места ЛА, его курса и по результатам пеленгации компенсироваться не могут Применение астроинерциальных систем, входящих в состав ПНС ЛА, позволяет определять геодезические и ортодромические координаты места ЛА, проекции на оси применяемой системы координат векторов путевой скорости и абсолютного ускорения, углы ориентации гироплатформы, включая и курс ЛА, а также вычислять поправки в координаты и курс ЛА и обеспечивать навигационной информацией другие системы и агрегаты ЛА. В состав любой астроинерциальной системы в качестве основных ее элементов входят астрокорректор, гироскопическая платформа и цифровая вычислительная машина. Астрокорректор предназначен для пеленгации светил, слежения за ними в полете и выдачи информации об отклонениях фактического положения светила на небесной сфере от расчетного, вычисленного в ЦВМ. В современных АИС отклонения в положении светил определяются в горизонтальной системе небесных координат (Δh* и ΔА). По этим данным в ЦВМ рассчитываются поправки в счисленные с помощью инерциальной части системы координаты и курс ЛА. Для вычислений в систему необходимо предварительно ввести дату полета, московское декрет- 19
20 ное время, положение главной ортодромии, координаты точки старта. Стабилизация астрокорректора в пространстве осуществляется с помощью гироплатформы. Корректор может быть установлен непосредственно на платформе или связан с ней с помощью следящих систем. Кроме стабилизации астрокорректора гироплатформа обеспечивает построение приборной системы координат, определение углов ориентации самолета и служит датчиком первичной навигационной информации для решения задачи счисления координат. Управление гироплатформой осуществляется с помощью ЦВМ. Цифровая вычислительная машина обеспечивает: вычисление координат полюса главной ортодромии и начальных ортодромических координат ЛА, управление датчиками моментов гироплатформы, вычисление геодезических и ортодромических координат ЛА с астропоправками, вычисление курса и астропоправок к нему, вычисление составляющих путевой скорости по осям координат и поправок к ним, определение постоянных составляющих дрейфов гироскопов гироплатформы, выбор экваториальных координат пар светил, находящихся в рабочей области астрокорректора, управление телеблоком астрокорректора. В современных астроинерциальных системах большинство указанных задач решается автоматически. Использование в качестве навигационных звезд, видимых в инфракрасном диапазоне волн, позволяет применять эти системы днем так же, как и ночью. В качестве одного из светил днем может быть использовано Солнце. Область применения систем на земном шаре практически не ограничена. Рабочая область пеленгации астрокорректором ограничена по условиям исключения влияния рефракции в земной атмосфере и возможности определения курсового угла светила. В одной из систем эта область ограничена в пределах высот светил от 33 до 80. При выборе пар светил для пеленгации учитывается взаимное расположение светил и Солнца. Углы между направлениями на звезды не должны быть менее 27, а между направлениями на звезду и Солнце менее 52. Первое ограничение накладывается по условиям достижения необходимой точности определения координат ЛА, второе для исключения помех фотоприемнику астрокорректора от Солнца. Точность определения координат с астроинерциальной системой может быть оценена по формуле где σ Δh* СКО суммарной ошибки определения высоты звезд; R радиус Земли; ΔА разность азимутов пеленгуемых звезд. Величина σ Δh* в основном зависит от точности определения вертикали, рефракции астролюка и атмосферы, инструментальной ошибки пеленгации. Поэтому для современных АИС на высотах полета от 200 до м в различных режимах работы среднее квадратическое радиальное отклонение ошибки определения координат может составить от 6 до 13 км. Ошибки в определении курса зависят от точности определения координат, широты места, инструментальных ошибок пеленгации, высоты звезд. При высоте звезд в пределах ошибки в определении курса в различных режимах работы АИС могут составлять 4-33". В зависимости от режима счисления, точности начальной выставки гироплатформы АИС и точности последней коррекции координат места ЛА современные АИС позволяют выполнять полет с обеспечением выполнения последующей астрокоррекции с вероятностью не менее 0,95 в течение 1,5-2 ч. Наибольшая продолжительность полета без коррекции возможна при выставке гироплатформы в азимуте с помощью оптического пеленгатора (σψ = 3-5") и полете в инерциально-доплеровском режиме счисления. 20
21 Глава III. ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ СПОСОБЫ И ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ЛА 3.1. Определение координат местоположения ЛА с требуемой точностью осуществляется для управления его движением по заданной траектории полета. Местоположение ЛА может быть определено следующими способами: моделирующим; обзорно-сравнительным; параметрическим В моделирующих способах определение координат места ЛА осуществляется путем счисления пути. Сущность счисления пути это решение в реальном масштабе времени уравнений движения центра масс ЛА и вычисление его текущих координат в выбранной системе отсчета. Способ требует знания начального положения ЛА, скорости и направления движения. В ортодромической системе, где координаты выражаются в линейной мере, кинематические уравнения движения могут быть представлены в виде где x о, y о ортодромические координаты начальной точки счисления пути; W (V) путевая (воздушная) скорость полета; β ортодромический путевой угол; R радиус сферы, заменяющей эллипсоид вращения. В зависимости от способа получения путевой скорости счисление пути может быть: инерциальным; доплеровским; воздушным; комбинированным (воздушно-доплеровским, инерциально-доплеровским). При инерциальном счислении используются составляющие путевой скорости, получаемые в ИНС, при доплеровском счислении составляющие путевой скорости, получаемые с помощью ДИСС. При воздушном счислении пути определение координат ЛА осуществляется по путевой скорости, получаемой по вектору воздушной скорости и вектору ветра, измеряемому каким-либо способом, или только по вектору воздушной скорости. Получение путевой скорости комбинированным способом осуществляется совместной обработкой сигналов, поступающих от ИНС и ДИСС (инерциально-доплеровское счисление). Моделирующие способы определения координат места ЛА являются автономными способами и обладают полной помехозащищенностью. Основной их недостаток заключается в возрастании со временем ошибок определения координат местоположения ЛА Точность определения координат места ЛА моделирующими способами характеризуется средним квадратическим радиальным отклонением, величина которого определяется по формуле 21
22 где σ ro средняя квадратическая радиальная ошибка знания начальных координат места ЛА; S пройденное расстояние; К сч коэффициент точности счисления. Коэффициент точности счисления характеризует возможности способа счисления по точности определения текущих координат места ЛА. Величина его зависит от точности определения ряда навигационных параметров и для инерциально-доплеровского, доплеровского счисления определяется соотношением где σ ψ средняя квадратическая ошибка измерения курса; σ α средняя квадратическая ошибка измерения угла сноса; σw/w средняя квадратическая относительная ошибка измерения путевой скорости; σ ωc среднее квадратическое значение угловой скорости собственного ухода курсового гироскопа; t время счисления пути; σ ин средняя квадратическая инструментальная ошибка счисления. Значения средних квадратических ошибок, характеризующих точность измерения навигационных параметров и возможности навигационных устройств, приводятся в соответствующих технических описаниях ПНС. Для воздушного счисления пути К сч рассчитывается по формуле где σv/v средняя квадратическая относительная ошибка измерения воздушной скорости; σ u средняя квадратическая ошибка измерения скорости ветра; σ δ0 средняя квадратическая ошибка измерения направления ветра. Коэффициент точности счисления для: инерциального, инерциально-доплеровского счисления составляет 0,002-0,005; доплеровского 0,02-0,03; воздушного 0,07-0, Обзорно-сравнительный способ определения координат ЛА основан на сравнении характеристик местности, хранящихся в запоминающих устройствах, с соответствующими фактическими характеристиками местности, над которой пролетает ЛА. К обзорносравнительным способам относятся визуальная ориентировка, ориентировка по изображению местности на экранах РЛС и других визиров. Обзорно-сравнительный способ реализуется в корреляционно-экстремальных навигационных системах (КЭНС), использующих информацию от геофизических полей (магнитного, гравитационного, рельефа местности, полей ориентиров и т. д.). Обзорно-сравнительные способы определения координат места ЛА автономны, обладают высокой помехозащищенностью, надежностью, а в КЭНС и высокой точностью К обзорно-сравнительным способам относятся следующие способы определения местоположения ЛА: визуальная ориентировка; с помощью бортовой РЛС; с помощью оптических, оптико-электронных визиров; 22
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ВОЕННО- ВОЗДУШНЫЕ СИЛЫ Р УКОВОДСТВО ПО ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ АВИАЦИИ В ООРУЖЕННЫХ СИЛ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Введено в действие приказом главнокомандующего ВВС от
Г О С У Д А Р С Т В Е Н Н Ы Й С Т А Н Д А Р Т С О Ю З А С С Р ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ БОРТОВОЕ ТЕРМИНЫ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ ГОСТ 22837 77 Издание официальное ГОСУДАРСТВЕННЫЙ
Г о с у д а р с т в е н н ы й с т а н д а р т СОЮЗА ССР ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННОЕ БОРТОВОЕ ТЕРМИНЫ И ОПРЕДЕЛЕНИЯ ГОСТ 22837-77 Издание официальное украшения из кружева
ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА ПО МАРШРУТУ Способы выхода на исходный пункт маршрута ИПМ Выход на ИПМ по земным ориентирам применяют при наличии хорошо опознаваемых ориентиров, имеющихся на линии заданного пути от
МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ (МИНТРАНС РОССИИ) ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (РОСАВИАЦИЯ) ФГБОУ ВПО «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» ФОНД
Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные
Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные
Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уральский федеральный университет имени первого
Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные
Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные
Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России) Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация) ФГОУ ВПО Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации И.И.
Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России) Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация) ФГБОУ ВПО «Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации» АЭРОНАВИГАЦИЯ
Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России) Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация) ФГБОУ ВПО Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации АЭРОНАВИГАЦИЯ
Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана А.В. Пролетарский, К.А. Неусыпин, И.А. Кузнецов Алгоритмы коррекции навигационных систем Допущено Учебно-методическим объединением
Создание БИНС-СП-2М Коллективом Московского института электромеханики и автоматики разработана бесплатформенная инерциальная навигационная система на лазерных гироскопах (ЛГ) и кварцевых акселерометрах
1 Министерство транспорта Российской Федерации (Минтранс России) Федеральное агентство воздушного транспорта (Росавиация) ФГБОУ ВПО Санкт-Петербургский государственный университет гражданской авиации ОСНОВЫ
ВЛИЯНИЕ ВЕТРА НА ПОЛЕТ САМОЛЕТА Навигационный треугольник скоростей и его элементы Рис. 1. Навигационный треугольник скоростей Треугольник, образованный вектором воздушной скорости, вектором ветра и вектором
Создание новейшей навигационной системы БИНС для самолетов Су-35, Су-35С, МиГ-35 Коллективом Московского института электромеханики и автоматики разработана бесплатформенная инерциальная навигационная система
АВТОНОМНАЯ СИСТЕМА НАВИГАЦИИ И ПОСАДКИ ДИРЕКТОРНОЕ УПРАВЛЕНИЕ САМОЛЕТОМ, ВЕРТОЛЕТОМ Индивидуальный тренажер летчика 78 333,5 СОСТАВ И НАЗНАЧЕНИЕ НАЗНАЧЕНИЕ «СДУ» предназначена для формирования командных
10. ДОПЛЕРОВСКИЙ ИЗМЕРИТЕЛЬ ПУТЕВОЙ СКОРОСТИ И УГЛА СНОСА ДИСС-15 10.1. НАЗНАЧЕНИЕ ДИСС-15 предназначен для автоматического непрерывного измерения и индикации путевой скорости и угла сноса, составляющих
О Б Р О Б К А І Н Ф О Р М А Ц І Ї В СК ЛА ДНИ Х ТЕХНІЧНИ Х С ИСТЕМ АХ УДК 629.7 ПРИМЕНЕНИЕ КОМПЬЮТЕРА ДЛЯ ШТУРМАНСКИХ РАСЧЕТОВ НА ЭТАПЕ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОЙ ПОДГОТОВКИ К ПОЛЕТУ В.В. Афанасьев (Харьковский университет
Оглавление Введение Глава I. Навигационные элементы 1.1. Краткие сведения о Земле 1.2. Навигационные системы координат 1.3. Системы координат, связанные с летательным аппаратом 1.4. Техническая реализация
УДК 62.396.26 Л.А. Подколзина, К.. Другов АЛГОРИТЫ ОБРАБОТКИ ИНФОРАЦИИ В НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕАХ НАЗЕНЫХ ПОДВИЖНЫХ ОБЪЕКТОВ ДЛЯ КАНАЛА ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ ЕСТОПОЛОЖЕНИЯ Для определения координат и параметров
МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Ставропольское высшее военное авиационное инженерное училище (военный институт) имени маршала авиации В.А. Судца А.В. Баженов, Г.И. Захаренко, А.Н. Бережнов, К.Ю.
1. ОБЩИЕ ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ПОЛОЖЕНИЯ 1.1. Понятие о земном эллипсоиде и сфере ТЕЗИСЫ ЛЕКЦИЙ Физическая поверхность Земли имеет сложную форму, которая не может быть описана замкнутыми формулами. В силу этого
Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные
3 ВВЕДЕНИЕ Настоящее пособие по изучению дисциплины «Авиационные информационно-измерительные системы» содержит перечень целей и задач дисциплины, последовательность изучения материала, перечень лабораторных
В.Д. Суслов, Д.В. Козис УДК 621.396.988.6: 629.19 МОДЕЛИРОВАНИЕ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА В НАВИГАЦИОННЫХ КОМПЛЕКСАХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ В.Д. Суслов, Д.В. Козис Рассматривается подход
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 54 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.054.07 Сильносвязанная многоантенная интегрированная инерциальноспутниковая навигационная система Б. С. Алешин,Д.А. Антонов,
Национальный технический университет Украины «Киевский политехнический институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методические указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные
Инерциальные навигационные системы Лабораторная работа 1 Выставка платформенной ИНС. Необходимым и важным этапом подготовки ИНС к основному режиму функционирования «Навигация» - является режим «Выставка».
МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)
УДК 629.05 Решение задачи навигации с помощью бесплатформенной инерциальной системы навигации и системы воздушных сигналов Мкртчян В.И., студент, кафедра «Приборы и системы ориентации, стабилизации и навигации»
10 В. А. Добриков, В. А. Авдеев, Д. А. Гаврилов УДК 621.396.96+629.78 В. А. ДОБРИКОВ, В. А. АВДЕЕВ, Д. А. ГАВРИЛОВ ОПРЕДЕЛЕНИЕ ТРАЕКТОРИИ АВИАЦИОННОГО НОСИТЕЛЯ РАДИОЛОКАТОРА С СИНТЕЗИРОВАННОЙ АПЕРТУРОЙ
Отчѐт группы «Астрономия» по выполненной работе в ЭЭРЛ-2010 Поставленные цели Определение координат места наблюдения (географические широта и долгота); Определение магнитного склонения местности; Наблюдение
Программа летной подготовки пилотов-любителей Упр. (услов. обоз-я) Содержание упражнения Задача 1 Полеты по кругу и в зону Колво поле тов на 1 полет Контрольные Кол-во полетов час.мин Самостоятельные Кол-во
MIL AIP КНИГА I GEN 3.2.-1 BELARUS 15 июля 2015г. MIL GEN 3.2. АЭРОНАВИГАЦИОННЫЕ КАРТЫ 1. Ответственная служба Центральный орган аэронавигационной информации государственной авиации (ЦОАНИ) издает аэронавигационные
Приложение 1 ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФГОУ ВПО «АКАДЕМИЯ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» УТВЕРЖДАЮ РЕКТОР АКАДЕМИИ ГА М.Ю.Смуров 2005 г. П Р О Г Р А М М А итогового междисциплинарного государственного
ВСЕРОССИЙСКАЯ ОЛИМПИАДА ШКОЛЬНИКОВ «ШАГ В БУДУЩЕЕ» «ШАГ В БУДУЩЕЕ, МОСКВА» ИНФРОМАТИКА И СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ Оглавление Введение Измерение высоты Барометрический высотомер Радиотехнический высотомер Выбор
ТЕМА 1. Основы построения ЗРС. ЗАНЯТИЕ 3. Системы координат, используемые в ЗРС. Учебные вопросы 1. Необходимость применения различных систем координат в одной ЗРС. 2. Назначение, области применения и
ЗАДАНИЕ «ОПРЕДЕЛЕНИЕ КООРДИНАТ ТОЧЕК И ОРИЕНТИРУЮЩИХ УГЛОВ ПО ТОПОГРАФИЧЕСКОЙ КАРТЕ». Задачи: познакомиться с элементами топографической карты, ее математической основой, системами координат, картографической
ГОСТ 23634-83 (СТ СЭВ 3849-83) Морская навигация и морская гидрография. Термины и определения Постановлением Государственного комитета СССР по стандартам от 20 декабря 1983 г. 6391 срок введения установлен
Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 38 www.mai.u/science/tudy/ УДК 681.586.325 Комплексная навигационная система летательного аппарата А.Ю. Мишин, О.А. Фролова, Ю.К. Исаев, А.В. Егоров Аннотация Объектом
Национальный техниеский университет Украины «Киевский политехниеский институт» Кафедра приборов и систем ориентации и навигации Методиеские указания к лабораторным работам по дисциплине «Навигационные
ООО «ТеКнол» 117246, Москва, Научный проезд, д. 20, стр.2 e-mail: [email protected] http://www.teknol.ru Инерциальная навигационная система «БИНС-ТЭК-С2» для авиационного применения Техническое описание
УДК 621.391.26 К.М. Другов, Л.А. Подколзина СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ НАЗЕМНЫХ ПОДВИЖНЫХ ОБЪЕКТОВ Современный технический прогресс в области информационных технологий существенно расширяет тактико-технические
Ориентирование линий. Прямая и обратная геодезические задачи на плоскости. Ориентировать линию на местности значит определить ее положение относительно другого направления, принятого за исходное. В качестве
КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ПО КАРТОГРАФИИ Форма и размеры земли. Системы координат на земной поверхности Физическая поверхность Земли, имеющая сложную геометрическую форму, близка к геоиду. Геоидом называется фигура,
М. И. Лебедев САМОЛЕТОВОЖДЕНИЕ Учебное пособие для летчиков и штурманов гражданской, военно- транспортной и стратегической авиации Часть I Ставрополь 2003г 1 2 Содержание. Раздел 1 Основы авиационной картографии.
Труды МАИ Выпуск 84 УДК 57:5198 wwwmairu/science/trudy/ Определение погрешностей бескарданной инерциальной навигационной системы в режиме рулежки и разгона Вавилова НБ* Голован АА Кальченко АО** Московский
Контрольная работа 1 «Масштаб + Работа с топокартой» 1. Что такое масштаб? 2. Перечислить виды масштабов. 3. Что такое точность и предельная точность масштаба? 4. Дано: на местности длина линии 250 м.
Навигация при полёте по кругу по правилам приборных полётов Перечень сокращений АРК (ADF) - автоматический радиокомпас БПРМ (NDB) - ближний приводной радиомаяк ДПРМ (NDB) - дальний приводной радиомаяк
МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ (МИНТРАНС РОССИИ) ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (РОСАВИАЦИЯ) ФГБОУ ВПО «САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» КАФЕДРА
ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ