ЧEРНЫЙ М А КОРАБЛИН В И САМОЛEТОВОЖДEНИE М 1973 369 С 19

3. Одновременно для дублирования использовать ГПК-52, устанавливая его показания по показаниям ГИК-1 не реже чем через каждые 15 мин полета.
Полеты по ортодромии осуществляются в районах полюсов, а также в умеренном и тропическом поясах, когда отрезки заданной линии пути перекрывают более 3° ПО долготе.
Для выполнения полета по ортодромии необходимо:
1. Определить по карте для каждого участка маршрута магнитные путевые углы относительно магнитных опорных меридианов.
2. Нанести на карту для каждого участка маршрута значения ортодромических заданных магнитных путевых углов (ОЗМПУ) справа от ЛЗП и вдоль нее.
3. На исполнительном старте и при пролете ППМ устанавливать на ГПК-52 ортодромический магнитный курс (ОМК), равный МК самолета в данный момент, т. е. отсчету по ГИК-1.
4. Выдерживать в полете по ГПК-52 рассчитанные для ОЗМПУ ОМК с учетом угла сноса.
5. Вследствие схождения меридианов и изменения магнитного склонения по маршруту при полете по ортодромии между показаниями ГПК-52 и ГИК-1 будет наблюдаться разница, называемая азимутальной поправкой ?, которая при правильном показании ГПК-52 определяется по формуле
? =ОМК -МК = (±?м.м.с) - (±?м.о.м) + (?о.м -?м.c)sin ?ср,
где ОМК - ортодромический магнитный курс по ГПК-52 относительно магнитного опорного меридиана; МК - магнитный курс по ГИК-1 в момент сличения показаний ГПК-52 и ГИК-1; ?м.м.с - магнитное склонение в точке линии пути на меридиане места самолета; ?м.о.м - магнитное склонение в точке линии пути на опорном меридиане пройденного ППМ; ?о.м - долгота опорного меридиана ППМ; ?м.c - долгота места самолета; ?ср - средняя широта листа карты.
6. Для удобства азимутальные поправки рассчитать заранее и нанести на карту в красных кружках через 1-2° долготы справа от ЛЗП.
7. Проверять не реже чем через каждые 30 мин полета соответствие фактической разницы между показаниями ГПК-52 и ГИК-1 значению азимутальной поправки, указанной на карте для меридиана места самолета.
8. Если разница между показаниями ГПК-52 и ГИК-1 отличается от азимутальной поправки более чем на 2°, провести корректировку показаний ГПК-52, т. е. установить его на отсчет, равный значению МК по ГИК-1 плюс азимутальная поправка. Этим самым устраняется уход оси гироскопа за время полета. Гироскоп с уходом на 2° за 30 мин полета в дальнейшем подлежит регулировке.
При полетах в районе полюсов необходимо иметь в виду, что остаточная девиация магнитных компасов увеличивается по мере уменьшения горизонтальной составляющей напряженности геомагнитного поля, а при напряженности 0,06 эрстеда и менее показания гиромагнитных (магнитных) компасов становятся неверными. Поэтому в полярных районах применение курсовых приборов самолета Ан-24 имеет некоторые особенности.
При вылете с аэродрома, где горизонтальная составляющая геомагнитного поля нормальная, ГПК-52 устанавливают на курс перед
взлетом в обычном порядке по показанию ГИК-1. Если же вылет производится с аэродрома, где горизонтальная составляющая геомагнитного поля слишком мала, то для установки ортодромического курса на ГПК-52 необходимо:
1. Вырулить на ВПП и установить самолет строго по ее оси.
2. Установить на ГПК-52 ортодромический курс, равный ПМПУ данного аэродрома.
3. В дальнейшем ГПК-52 будет указывать ОМК относительно меридиана аэродрома вылета. В полете переводить ГПК-52 вручную недопустимо, так как система отсчета будет нарушена.
4. При подлете к аэродрому посадки, где горизонтальная составляющая геомагнитного поля также мала, рассчитать азимутальную поправку, приняв меридиан этого аэродрома за меридиан места самолета, затем с помощью задатчика курса довернуть шкалу ГПК-52 на величину рассчитанной поправки, взятой с обратным знаком.
5. Подход к аэродрому и заход на посадку выполнять по ГПК-52, принимая его показания за магнитный курс, определяемый относительно магнитного меридиана данного аэродрома.
Г л а в а 24

ВЫБОР РЕЖИМА ПОЛЕТА НА САМОЛЕТАХ С ГТД И РАСЧЕТ РУБЕЖА ВОЗВРАТА

1. Особенности самолетовождения высотно-скоростных самолетов

Современные самолеты с ГТД, применяемые в ГА, рассчитаны на экономичную эксплуатацию на больших высотах и больших скоростях полета. Самолетовождение высотно-скоростных самолетов имеет целый ряд особенностей, которые необходимо учитывать как; при подготовке к полету, так и в процессе самого полета. Самолетовождение на больших высотах (от 6000 м и выше) имеет следующие особенности:
1. Трудность ведения визуальной ориентировки вследствие ухудшения видимости ориентиров мелких и средних размеров и невозможности их детального распознавания. При дымке ведение визуальной ориентировки еще больше затрудняется. Кроме того, полет на большой высоте проходит в большинстве случаев за облаками, что вообще исключает ведение визуальной ориентировки.
В ясную погоду при отсутствии дымки ведение визуальной ориентировки с больших высот облегчается большой дальностью видимости крупных ориентиров, контуры которых хорошо просматриваются до дальностей, равных десятикратной высоте. Зимой в ясную погоду с высоты 10000 м дальность видимости крупных городов достигает 100- 120км, а летом - 70-80 км. Но при незначительном ухудшении условий видимости контуры крупных ориентиров различаются на удалении, равном семи высотам полета, а характерные отличительные признаки этих ориентиров распознаются в зоне с радиусом, равным только двум высотам полета.
Вследствие того что ведение визуальной ориентировки на большой высоте затруднено, экипаж должен уметь осуществлять самолетовождение с помощью технических средств. Эта особенность вызывает необходимость оснащения высотных самолетов более совершенным навигационным оборудованием, а летный состав заставляет знать это оборудование и уметь грамотно его применять.
2. Снижение точности визуального определения места самолета. Если при полете на средних высотах незначительные угловые ошибки при глазомерном определении вертикали не вызывают больших отклонений в определении места самолета, то эти же угловые ошибки, допущенные в полете на больших высотах, влекут за собой большие линейные отклонения и снижают точность определения места самолета. Неточность отметок места самолета на карте приводит к ошибкам в расчете путевой скорости и снижает точность определения угла сноса и фактического путевого угла.
Ввиду трудности самолетовождения на больших высотах; экипажу предусмотрена помощь службой движения, которая ведет радиолокационный контроль за полетом самолетов и по требованию экипажа сообщает фактические координаты МС, обеспечивает необходимой информацией о воздушной обстановке и метеорологических условиях полета.
Для достижения достаточной точности самолетовождения необходимо, чтобы экипаж использовал в комплексе все технические средства.
3. Увеличение влияния ветра. На больших высотах скорость ветра составляет в среднем 100 км/ч, а максимальное значение ветра может достигать 300 км/ч. Нередко в зоне струйных течений скорость ветра превышает 600-800 км/ч. Вследствие этого Даже при больших скоростях полета угол сноса может достигать 10°-15° и неучет ветра может привести к значительным уклонениям от ЛЗП.
Большая скорость ветра вызывает значительное расхождение путевой скорости с воздушной, и поэтому точное счисление пути возможно лишь при знании путевой скорости самолета. Эта особенность самолетовождения также приводит к необходимости обязательного учета ветра.
4. Увеличение дальности действия радиотехнических средств. При полетах на больших высотах увеличивается дальность действия наземных радиолокационных станций, средств связи и радиотехнических систем самолетовождения. Поэтому имеется более широкая возможность использования их для контроля пути и сохранения ориентировки.
Однако надо учитывать, что при полете на больших скоростях, особенно при полетах в облаках и осадках, возникают сильные электростатические помехи, уменьшающие точность пеленгования радиостанций с помощью радиокомпаса. В облаках и осадках дальность действия радиокомпаса по приводным радиостанциям может сократиться до 30-50 км. Подстройку и перестройку радиокомпаса необходимо производить до входа самолета в облачность.
На больших высотах возрастают ошибки в определении момента пролета радиостанции с помощью радиокомпаса. Величина запаздывания момента пролета радиостанции может достигать расстояния, равного одной - трем высотам полета. Наибольшая точность пеленгации радиостанций с помощью радиокомпаса получается на расстоянии до радиостанции не ближе трехкратной высоты полета и не далее прямой геометрической видимости.
5. Большие ошибки в определении высоты барометрическим высотомером. С увеличением высоты полета возрастают не только инструментальные ошибки барометрических высотомеров. Большие погрешности в показании высоты на скоростных самолетах возникают также вследствие того, что к высотомеру трудно подвести фактическое атмосферное давление. Давление воздуха, поступающего в высотомер, несколько отличается от фактического давления, что приводит к появлению так называемых аэродинамических ошибок.
Значительные суммарные ошибки в определении высоты по барометрическим высотомерам вызывают необходимость эшелонировать полеты на больших высотах через больший безопасный интервал по сравнению с безопасным интервалом, установленным для средних высот.
6. Уменьшение часового расхода топлива по мере увеличения высоты при полете на одном и том же режиме. Часовой расход топлива на самолетах с ГТД при полете на одном и том же режиме зависит от высоты полета. Чем меньше высота полета, тем больше часовой расход топлива. В связи с этим дальность полета самолета с ГТД на больших высотах значительно больше, чем при полетах на средних и особенно малых высотах. Поэтому определение наивыгоднейшей высоты полета и места начала снижения на самолетах с ГТД приобретает особо важное значение.
7. Выполнение полета на больших высотах связано с большими истинными воздушными скоростями. Вследствие уменьшения плотности воздуха с подъемом на высоту при постоянной скорости по прибору истинная скорость будет увеличиваться. Если на высоте полета 2000 м истинная скорость отличается от приборной на 10%, то на высоте 8000 м это отличие достигает 50%.
При полетах на скоростях более 300 км/ч в показаниях указателя скорости возникает ошибка за счет сжимаемости воздуха. Эта ошибка в зависимости от скорости и высоты полета может достигать больших значений и должна учитываться при расчете скорости полета. Все это требует обязательного расчета для целей самолетовождения истинной воздушной скорости.
Полеты на больших скоростях усложняют работу всего экипажа и особенно штурмана. Сама обстановка полета требует быстрых действий
при навигационных расчетах и установке данных на аппаратуре. Все это требует от штурмана лучшей подготовки и четкости в работе.
8. Необходимость учета поправки в показания термометра наружного воздуха. На самолетах с ГТД для измерения температуры наружного воздуха устанавливается термометр ТНВ-15. Вследствие нагревания его чувствительного элемента в заторможенном потоке показания термометра становятся завышенными. Поэтому для определения фактической температуры наружного воздуха необходимо в показания термометра вводить поправки, которые определяются по шкале, составленной специально для термометра ТНВ-15 (см. рис. 6.2). Для пользования шкалой поправок истинную воздушную скорость полета отсчитывают по узкой стрелке КУС.
9. Увеличение радиуса и времени разворота. Большие скорости полета значительно увеличивают радиус и время разворота. Обычно эти величины рассчитывают на НЛ-10М, как это показано в гл. 22. Однако некоторые расчеты, например, времени разворота на 360°, можно произвести в уме. Для этого следует помнить, что время разворота t360, измеренное в секундах, численно равно при крене 10° истинной скорости Vи км/ч, при крене 20° - примерно 1/2 Vи км/ч и при крене 15° - 2/3Vи км/ч.
Пример. Vи = 600 км/ч. Определить продолжительность разворота на 360° при кренах самолета 10, 20 и 15°.
Решение. Применяя указанное выше правило, находим:
при крене 10° t360 ? 600 сек = 10 мин;
при крене 20° t360 ? 600/2 = 300 сек = 5 мин;
при крене 15° t360 ? 600 - 600/3 = 400 сек = 6 мин 40 сек.
10. Необходимость учета радиуса разворота при выходе на новое направление, что достигается началом разворота с упреждением (рис. 24.1).
Величина линейного упреждения разворота
ЛУР = R tgУР/2
Для расчета ЛУР на НЛ-10М необходимо треугольный индекс шкалы 4 установить на величину радиуса разворота, взятого по шкале 5. Затем против половинного значения угла разворота, взятого по шкале 4, прочитать по шкале 5 величину ЛУР.
Выход в точку начала разворота определяют визуально, с помощью радиотехнических средств или по времени.

Пример. Vи=600 км/ч; крен 15°; УР=116°; W = 510 км/ч; Тприб на ППМ 14.20. Определить элементы разворота, время его начала и окончания.
Решение. 1. Определяем на НЛ-10М значения R, ЛУР и время пролета ЛУР: R=10600 м; ЛУР=17000м; tЛУР -2 мин.
2. Рассчитываем время начала разворота:
Тнач.разв = Тприб- tЛУР = 14.20 - 0.02 = 14.18.
3. Определяем на НЛ-10М время разворота на 360° и на заданный угол разворота: t360 = 6 мин 35 сек; tур = 2 мин 07 сек.
4. Рассчитываем время окончания разворота:
Ток.разв = Тнач.разв+ tур = 14.18 + 02,07 = 14.20,07.
11. Полеты высотно-скоростных самолетов осуществляются в основном с ортодромическими путевыми углами (курсами). Ортодромическая система счисления пути имеет некоторые особенности в подготовке к полету и в его выполнении. Она требует определенной теоретической и практической подготовки пилотов и штурманов.

2. Таблица крейсерских режимов горизонтального полета самолета Ан-24 и пользование таблицей

В целях достижения экономичности полеты по трассам необходимо выполнять на наивыгоднейших режимах. Данные о крейсерских режимах горизонтального полета для самолета Ан-24 для основных полетных весов приведены в табл. 24.1. Эта таблица предназначена для определения наивыгоднейшей скорости полета и часового расхода топлива. Ниже дается характеристика установленных крейсерских режимов полета для самолета Ан-24 и рекомендации по их применению.
A. Режим наибольшей продолжительности полета. Скорость на этом режиме наименьшая из крейсерских и равна скорости, рекомендованной для набора высоты с максимальной скороподъемностью, часовой расход топлива минимальный. Этот режим рекомендуется для полетов в зоне ожидания и при восстановлении ориентировки.
Б. Режим наибольшей дальности полета. На этом режиме километровый расход топлива наименьший. Рекомендуется для маршрутных полетов с ограниченным запасом топлива и для полетов по расписанию при попутном ветре.
B. Режим наибольшей крейсерской мощности (0,85 от номинала, 52° по УПРТ). Этот крейсерский режим применяется для полета по расписанию при встречном ветре и в штиль. Продолжительность работы двигателей на этом режиме неограниченна.
Г. Номинальный режим работы двигателей (65° по УПРТ). Этот режим используется при наборе высоты и в особых случаях полета (полет в условиях обледенения, при отказе одного из двигателей, высоких температурах наружного воздуха, обходе грозы) в течение не более одного часа непрерывной работы.
Таблица 24. 1

Крейсерские режимы горизонтального полета самолета Ан-24

Полетный вес, т
А Б В Г Режим
наибольшей продолжительности полета Высота, км Режим
наибольшей дальности полета Режим
наибольшей крейсерской мощности (52±2° по УПРТ) Высота, км Номинальный режим работы двигателей (65° по УПРТ) Vпр
км/ч Vи
км/ч
Vпр
км/ч Vи
км/ч Vпр
км/ч Vи
км/ч
Vпр
км/ч Vи
км/ч
21,0
260 353 7 339 459 308 423 7 345 471 270 347 6 345 440 349 445 6 373 475 280 340 5 349 424 381 462 5 412 498 290 334 4 355 409 405 465 4 423 487
20,5
260 353 7 334 455 318 430 7 355 476 270 347 6 337 432 353 449 6 376 479 280 340 5 346 420 384 465 5 405 499 290 334 4 350 406 406 467 4 424 489
20,0
255 348 7 333 450 320 438 7 338 481 265 341 6 338 433 356 453 6 379 482 275 335 5 344 417 385 468 5 417 502 285 329 4 349 403 409 469 4 429 491
19,5
255 348 7 331 446 330 445 7 359 485 265 341 6 332 429 357 457 6 380 485 275 335 5 340 412 389 472 5 415 504 285 329 4 345 401 407 470 4 427 493
19,0
250 341 7 325 441 330 451 7 360 490 260 335 6 333 426 362 462 6 384 488 270 329 5 337 409 392 475 5 421 507 280 323 4 344 399 411 472 4 430 494
Режим полета выбирается в зависимости от условий полета. Наивыгоднейшая скорость полета для нужного режима находится по табл. 24.1 с учетом полетного веса самолета и высоты полета. Рассмотрим на примере порядок пользования таблицей крейсерских режимов.
Пример. Полетный вес самолета 0 = 19000 км; по маршруту полета прогнозируется встречно-боковой ветер; высота полета H=6000 м; температура воздуха на земле t0= + 15°. Определить наивыгоднейший режим полета и наивыгоднейшую скорость.
Решение. 1. Выбираем наивыгоднейший режим полета. Так как по маршруту полета прогнозируется встречно-боковой ветер, то для полета по расписанию необходимо использовать режим наибольшей крейсерской мощности.
2. Находим по табл. 24.1 наивыгоднейшую скорость полета. По данным о долетном весе самолета и высоте полета получаем: Vи = 462 км/ч, Vпр =362 км/ч.
Все данные таблицы режимов соответствуют условиям полета при стандартной температуре наружного воздуха и нормальной регулировке двигателей. При увеличении или уменьшении температуры наружного воздуха на каждые 5°С от стандартной расход топлива соответственно уменьшается или увеличивается примерно на 1 % при выдерживании одной и той же скорости полета.
Полет на режимах А и Б осуществляется путем выдерживания заданной скорости по прибору, для чего необходимо регулировать работу двигателей, не превышая при этом режима 52° по УПРТ.
Полет на режимах В и Г осуществляется путем выдерживания заданного режима работы двигателей (заданного УПРТ), но при этом скорость полета не должна превышать наибольшую допустимую скорость по прибору (460 км/ч).
Часовой расход топлива и истинную воздушную скорость полета для полетных весов, не указанных в табл. 24.1, следует определять путем интерполирования или принимать для ближайшего полетного веса.

3. Расчет общего запаса топлива с помощью графика

Для каждого полета рассчитывают количество топлива, необходимое для заправки самолета. При этом исходят из того, что полет по трассе включает в себя следующие этапы:
взлет и маневрирование в районе аэродрома взлета для выхода на линию заданного пути;
набор заданного эшелона;
горизонтальный полет на заданном эшелоне по маршруту;
снижение до высоты начала построения маневра захода на посадку;
маневр захода на посадку и посадку.
При расчете потребного количества топлива для обеспечения безопасности полета необходимо учитывать расход топлива не только на перечисленных этапах, но и расход топлива для работы двигателей на земле, а также навигационный запас топлива, который должен быть на борту воздушного судна на случай направления на запасный аэродром, увеличения времени полета, вызванного усилением встречного ветра, обходом грозы и другими обстоятельствами.
Общий запас топлива, необходимый для выполнения рейса, рассчитывается по следующей формуле
Qобщ = Q н.з + Qпол+Qзем+Qнев. ост,
где Qн.з - навигационный запас топлива, количество которого определяется командиром воздушного судна в соответствии с требованиями НПО ГА-71; Qпол - количество топлива, расходуемого в полете от момента взлета до

Рис. 24.2, График общего расхода топлива в полете

дуемого в полете от момента взлета до посадки, оно определяется по графику общего расхода топлива в полете (рис. 24.2); Qзем - количество топлива, расходуемого двигателями на земле, при прогреве, опробовании и рулении, берется в соответствии с установленной нормой для данного типа самолета; Qнев.ост- невырабатываемый остаток топлива, его величина задается соответствующими инструкциями. В графике на рис. 24.2 учтен расход топлива на взлет, выполнение маневра в районе аэродрома после взлета, набор высоты, горизонтальный полет, снижение и заход на посадку. Расход топлива в горизонтальном полете для самолета Ан-24 в графике рассчитан для режима работы двигателей 52 ±2° по УПРТ.
Расчет общего запаса топлива начинают с определения необходимого его количества для полета от аэродрома назначения до запасного аэродрома с учетом расхода топлива на 30 мин полета для захода на посадку на запасном аэродроме. После определения навигационного запаса топлива рассчитывается расход топлива в полете от аэродрома взлета до аэродрома назначения, а затем определяется потребная заправка самолета топливом.
Рассмотрим на примере порядок расчета общего запаса топлива.
Пример. МПУср = 190°; Sобщ = 1100 км; Hвш = 6000 м; ?ср = 170°; Uср = =80 км/ч; время полета от аэродрома назначения до запасного аэродрома 45 мин; количество топлива, расходуемого на земле, 100 кг; невырабатываемый остаток топлива 50 кг; среднля норма расхода топлива для расчета навигационного запаса 800 кг/ч. Определить общий запас топлива, необходимый для выполнения рейса.
Решение. 1. Рассчитываем навигационный запас топлива для данного полета.
Время полета от аэродрома назначения до запасного аэродрома 45 мин, время, предназначенное для захода на посадку на запасном аэродроме, 30 мин. Умножив 800 кг/ч на 1 ч 15 мин на НЛ-10М, получаем Qн.з =1000 кг.
2. Определяем средний угол ветра и рассчитываем на НЛ-10М скорость эквивалентного ветра:
УВср = ?ср ± 180° - МПУср = 170° + 180° - 190° = 160°;
?U= -76 км/ч.
3. Определяем по графику количество топлива, расходуемого в полете от момента взлета до посадки (см. рис. 24.2). Для определения по графику этого количества топлива откладываем на нижней шкале общее расстояние полета (точка 1). От точки 1 вдоль линий, наклоненных вправо (для встречного ветра), проводим линию до значения эквивалентного ветра (точка 2). От точки 2проводим вертикальную линию до пересечения с линией заданной высоты горизонтального полета (точка 3). В точке 3 получаем количество топлива, расходуемого в полете: 2500 кг.
4. Рассчитываем общий запас топлива, необходимый для выполнения рейса, для чего складываем топливо навигационного запаса, топливо, расходуемое в полете и на земле, и невырабатываемый остаток:
Qобщ= 1000+2500+100+60=3650 кг.

4. Расчет максимальной дальности рубежа возврата на аэродром вылета и на запасные аэродромы

Для обеспечения регулярности полетов командир корабля имеет право принять решение о вылете при неполной уверенности по метеорологическим условиям в возможности посадки на аэродроме назначения. Такое решение может быть принято только при полной гарантии, что по условиям погоды посадка самолета возможна на одном из запасных аэродромов, включая и аэродром вылета. При приеме решения на вылет может случиться, что емкость топливных баков не позволяет заправить столько топлива, чтобы его хватило полета до аэродрома назначения и обратно до запасного аэродрома. В этом случае перед полетом необходимо рассчитать наибольшую допустимую дальность полета до рубежа, где окончательно должно быть принято решение о посадке на аэродроме назначения, если погода соответствует установленному минимуму, или о ррйрате, если она хуже установленного минимума. В самолетовождении условились такой рубеж называть рубежом возврата, Рубеж возврата - это максимальное удаление самолета от аэродрома вылета или запасного аэродрома. С этого расстояния самолет при данном запасе топлива с учетом влияния ветра т возвратиться на аэродром вылета (или запасный аэродроме) сохранив навигационный запас топлива.
Рубеж возврата определяется таким образом, чтобы к моменту прилета на аэродром вылета или на запасный аэродром расчетное количество топлива было не менее чем на 1 ч полета. Однако это значит, что после посадки на аэродроме вылета (запасном аэродроме) расчетный запас топлива (на 1 ч полета) должен быть сохранен полностью. Частично навигационный запас топлива может израсходован в случае непредвиденных обстоятельств, возникших при полете от рубежа возврата до запасного аэродрома (обход грозы, усиление встречного ветра, изменение маршрута полета, полет в зоне ожидания и др.).
Дальность рубежа возврата на аэродром вылета рассчитывается по формуле
Sp.в= Sшт - Sp/2· К
где К - коэффициент, учитывающий влияние ветра;
К =1- ( ?U /Vи)2;
Sшт - штилевая дальность .полета, определенная по располагаемому запасу топлива; Sp - длина пути за время разворота на обратный курс; ?U - скорость эквивалентного ветра на высоте полета; Vи - истинная воздушная скорость. Для получения располагаемого запаса топлива необходимо из общей заправки самолета топливом вычесть навигационный запас, а также топливо, необходимое для работы двигателей на земле, для взлета и посадки, и невырабатываемый остаток. Для самолета Ан-24 для взлета берется 50 кг, а для посадки- 100 кг топлива. Располагаемый запас топлива
Qрасп = Qобщ - Qн.з - Qзем- Qвзл. и пос - Qнев. ост
Время полета на располагаемом запасе топлива рассчитывают на НЛ-10М по часовому расходу топлива на заданной высоте полета. Для этого треугольный индекс шкалы 2 подводят под часовой расход топлива, взятый по шкале 1. Затем против располагаемого запаса топлива в килограммах, взятого по шкале 1, читают располагаемое время полета по шкале 2.
Штилевая дальность полета может быть определена по графику общего расхода топлива или рассчитана по формуле
Sшт = V и tрасп
Для упрощения расчета рубежа возврата коэффициент К вычисляют заранее для средней крейсерской скорости данного типа самолета или наиболее характерных скоростей и различных значений эквивалентного ветра (табл. 24.2).
Таблица 24.2

Коэффициенты К для расчета рубежа возврата самолета Ан-24

± ?U, км/ч 0 25 50 75 100 125 150 175 200 Режим А: Vи.ср=340 км/ч; Sр=10 км 100 99,5 97,8 95,1 91,4 86,5 80,5 73,5 65,5 Режим Б: Vи.ср=430 км/ч; Sp=18 км 100 99,7 98,7 96,9 94,6 91,6 87,8 83,4 78,4 Режим В: Vи.ср=450 км/ч; Sp=20 км 100 99,7 98,8 97,2 95,1 92,3 88,9 84,9 80,3 В таблице величина коэффициента К выражена в процентах от штилевой дальности, что значительно упрощает расчет рубежа возврата. Из таблицы видно, что коэффициент К наибольший при ?U =0. Следовательно, и дальность рубежа возврата в этом случае будет наибольшая. Она будет уменьшаться с увеличением эквивалентного ветра независимо от его знака.
Рассмотрим на примере порядок расчета рубежа возврата на аэродром вылета.
Пример. Hэш=6000 м; Vи=460 км/ч;Qобщ = 3000 кг;МПУср=250°; ?cp = 210°; Uср=130 км/ч; навигационный запас топлива на 1 ч; самолет Ан-24 (если в качестве запасного назначен аэродром вылета, топливо берется из расчета полета до аэродрома назначения плюс навигационный запас на 1 ч полета). Определить дальность рубежа возврата на аэродром вылета. Решение. 1. Определяем располагаемый запас топлива:
Qрасп = Qобщ - Qн.з - Qзем - Овзл. и пос -Qнев. ост = 3000 - 800 - 100 - 150 - 50 = 1900 кг.
2. По полученному располагаемому запасу топлива находим штилевую дальность полета по графику общего расхода топлива. Для этого (см. рис. 24.2) от заданной высоты полета проводим горизонтальную линию до пересечения с кривой располагаемого запаса топлива. От полученной точки пересечения опускаем перпендикуляр на шкалу расстояний, где и отсчитываем штилевую дальность полета 1000 км.
3. Определяем на НЛ-10М длину пути за время разворота на обратный курс. Для Vи =450 км/ч и крена 15° получаем:
t360=4 мин58 сек;t180= 2 мин 29 сек; SР?20 км.
4. Определяем штилевую дальность рубежа возврата:
Sр в шт= S шт- Sр/2 = 1000 - 20/2 = 980/2 = 490 км
5. Определяем средний угол ветра и рассчитываем на НЛ-10М скорость эквивалентного ветра:
УВср = ?cp ± 180°-МПУср=210°-180°+360°-250°=140°; ?U = - 100 км/ч.
6. Находим по таблице коэффициент К. Для Ки=450 км/ч и ?U = 100 км/ч получаем К=95,1%.
7. Определяем дальность рубежа возврата с учетом влияния ветра. Расчет дальности можно производить в уме или на НЛ-10М. При расчете в уме штилевую дальность уменьшают на величину, зависящую от коэффициента К. Для нахождения дальности на НЛ-10М прямоугольный индекс с числом 100 шкалы 2 подводят под штилевую дальность рубежа возврата, взятую по шкале 1. Затем против коэффициента К, взятого по шкале 2, читают дальность рубежа возврата с учетом влияния ветра по шкале 1. Получаем: Sp в = 466 км,
Рубеж возврата отмечается на карте. По остатку топлива для ППМ, записанному в штурманском бортовом журнале, и положению отмеченного рубежа определяют расчетный остаток топлива для рубежа возврата. Дальность рубежа возврата и расчетный остаток топлива для этой дальности записывают в соответствующие графы штурманского бортового журнала.
Основным элементом, определяющим надежность возврата, является не расстояние, а остаток топлива. Дальность рубежа возврата используется только для ориентирования экипажа и службы движения о районе, из которого возможен возврат. Вследствие изменения ветра, режима полета, удлинения пути остаток топлива, обеспечивающий надежность возврата, может достигнуть расчетной величины до выхода на рубеж возврата.
Рассчитанную дальность рубежа возврата необходимо уточнять в полете по фактической скорости эквивалентного ветра, так как в случаях ошибочного прогнозирования ветра на высоте полета возможны значительные отклонения фактического рубежа возврата от расчетного. Пролет рубежа возврата следует контролировать не по времени, а по месту, используя для этого все средства самолетовождения.
В целях повышения надежности возврата обратный полет рекомендуется выполнять на большей высоте, если только на ней нет резкого увеличения встречной составляющей ветра.
Расчет рубежа возврата на запасный аэродром, расположенный на маршруте между аэродромами вылета и назначения, выполняется аналогично. Штилевая дальность определяется по остатку топлива над пролетаемым аэродромом без учета навигационного запаса, невырабатываемого остатка и топлива, необходимого для захода на посадку.
Возврат на запасный аэродром, расположенный в стороне от маршрута, выполняется по установленной трассе. Поэтому рубеж возврата должен рассчитываться как допустимый отход от точки ответвления маршрута. Для этого штилевую дальность полета, полученную для момента пролета точки ответвления маршрута, уменьшают на расстояние от этой точки до запасного аэродрома.
В этом случае рубеж возврата
Sр. в = S шт- S - Sр/ 2· К,
где S - расстояние от точки ответвления маршрута до запасного аэродрома.
В практике при расчете рубежа возврата штилевую дальность полета чаще определяют не по графику, а на НЛ-10М по часовому расходу топлива.
Рассмотрим порядок расчета рубежа возврата для этого случая на примере.
Пример. Нэш = 6000 м; Vи = 450 км/ч; G = 20000 кг; Q общ = 3100 кг; МПУср=265°; ?ср=230°; Uср=90 км/ч; навигационный запас топлива на 1 ч, самолет Ан-24. Определить дальность рубежа возврата на аэродром вылета. Штилевую дальность полета рассчитать на НЛ-10М по располагаемому запасу топлива и его часовому расходу.
Решение. 1. Определяем располагаемый запас топлива:
Q расп = Q общ - 1100 кг = 3100 - 1100 = 2000 кг.
2. Используя табл. 24.1, находим по полетному весу самолета, скорости и высоте полета часовой расход топлива: Q = 713 кг/ч.
3. С помощью НЛ-10М располагаемый запас топлива представляем в виде, времени полета. Получаем tрасп=2 ч 48 мин.
4. Определяем на НЛ-10М штилевую дальность полета: Sшт = 1260 км.
5. Определяем длину пути за время разворота на обратный курс: Sp=20 км.
6. Определяем штилевую дальность рубежа возврата:
Sр в шт= S шт- Sр/2 = 1260 - 20/2 = 1240/2 = 620 км
7. Определяем средний угол ветра и рассчитываем на НЛ-10М скорость эквивалентного ветра:
УВср = ?cp ± 180°-МПУср=230°-180°+360°-265°=145°; ?U = - 74 км/ч.
8. Находим по табл. 24.2 коэффициент К. Для Vи=450 км/ч и ?U = 75 км/ч, получаем К =97,2%.
9. Определяем дальность рубежа возврата с учетом влияния ветра:
Sрв = 603
Глава 25

НАВИГАЦИОННЫЕ ЗАДАЧИ НА МАНЕВРИРОВАНИЕ

1. Определение времени последнего срока вылета

Дневные срочные вылеты с аэродромов, не оборудованных для ночных полетов, разрешается начинать за 30 мин до восхода Солнца и заканчивать полет за 30 мин до наступления темноты в равнинной и холмистой местности и не позднее захода Солнца в горной местности. В районах севернее широты 60° полеты разрешается заканчивать за 30 мин до наступления темноты.
Чтобы обеспечить посадку самолета (вертолета) в указанные или в установленные диспетчерской службой моменты, рассчитывается время последнего срока вылета. Расчет выполняется в такой последовательности:
1. В зависимости от характера местности или географической широты определить время захода Солнца или время наступления темноты в пункте посадки, пользуясь таблицей либо графиком.
2. На основании вышеуказанных положений определить последний срок посадки.
Т а б л и ц а 25. 1
Поправки ? t для расчета последнего срока вылета
(Примечание. Hэш берется в километрах.)
Тип самолета Значение ?t, мин
Посадка в ПМУ Посадка в СМУ Ан-24 8 + Hэш 13 + Hэш Ил-14 5 + 2Hэш 10 + 2Hэш Ан-2 4 + 2Hэш 8 + 2Hэш 3. По расстоянию между аэродромами вылета и посадки и средней путевой скорости рассчитать время полета (если произведен расчет полета, то это время взять с бортжурнала как сумму времени по участкам маршрута).
4. Пользуясь табл. 25.1, определить время ?t, потребное на взлет и посадку в простых (ПМУ) или сложных (СМУ) метеоусловиях, а также учитывающее полет с меньшей горизонтальной скоростью в режиме набора заданного эшелона.
5. Определить общую продолжительность полета от взлета до посадки:
t общ = t марш + ?t.
6. Рассчитать время последнего срока вылета:
Tвыл = Тпос- t общ.
Пример. Дата полета-6 января; пункт посадки - Киев; самолет Ан-24; Sобщ=295 км; Wcp=170м/ч; Hэш=900 м; посадка в простых метеоусловиях; местность - холмистая. Рассчитать время последнего срока вылета.
Решение. 1. Так как местность холмистая, то находим время наступления темноты в Киеве по таблицам в Календарном справочнике. ЗС = 17.09; ПС = 0 ч 46 мин; НТ= 17.55.
2. Определяем последний срок посадки:
Тпос = НТ -0.30=17.55 -0.30 = 17.25.
3. Определяем по НЛ-10М время полета по маршруту:
t маршр = 1 ч. 44 мин.
4. Находим поправку ? t (по табл. 25.1):
? t = 4 мин + 2Нэш = 4 мин + 2·0,9? 6 мин.
5. Определяем общую продолжительность полета:
t обш = t маршр + ? t = 1 ч 44 мин + 6 мин - 1 ч 50 мин.
6. Рассчитываем время последнего срока вылета:
Твыл = Тпос - t обш= 17.25 -1.50 = 15.35.

2. Расчет времени и места встречи самолетов, летящих на встречных курсах

Чтобы рассчитать время и место встречи самолетов, летящих на встречных курсах, необходимо знать расстояние между самолетами S', путевые скорости самолетов W1 и W2 и время пролета самолетами контрольных ориентиров.
Время сближения самолетов
tсбл= S'/ W1 + W2
Пример. Два самолета (рис. 25.1) летят по ЛЗП навстречу друг другу. Самолет Ил-14 прошел контрольный ориентир КО) на эшелоне 2700 м в 10.05 и следует с путевой скоростью W1=340 км/ч. Самолет Ан-24 прошел контрольный ориентир КО2 на эшелоне 3600 м в 10.21 и следует с путевой скоростью W2=440 км/ч. Расстояние между контрольными ориентирами 352 км. Определить время и удаление точки встречи самолетов от KO2.
Решение. 1. Находим разность между моментами пролета самолетами контрольных ориентиров:
? t = Тко2-Тко1 = 10.21 -10.05 = 16 мин.
2. Определяем на НЛ-10М расстояние, пройденное самолетом Ил-14 за полученную разность времени:
Sпр =W1?t = 91 км.
3. Находим оставшееся расстояние между самолетами:
Sост = 352-91 = 261 км.
4. Определяем скорость и время сближения самолетов:
W сбл = W1 + W2 = 340 + 440 = 780 км/ч; t сбл = Sост/ W сбл = 20 мин.
5. Рассчитываем время встречи самолетов:
ТВСТР = Тко2 + t сбл = 10.21 + 0.20 = 10.41.
6. Находим на НЛ-10М удаление точки встречи самолетов от КО2;
Sвстр = W2t сбл = 147 км.

3. Расчет времени и места догона впереди летящего самолета

Чтобы рассчитать время догона впереди летящего самолета, необходимо знать расстояние между самолетами, путевые скорости и время пролета самолетами контрольного ориентира.
Время догона впереди летящего самолета
t дог =S/ W2 - W1
Пример. Два самолета следуют по ЛЗП в одном и том же направлении (рис. 25.2). Самолет Ан-24 прошел РНТ на эшелоне 6000 м в 11.10 с путевой скоростью W1= 460 км/ч. Самолет АН-12 прошел эту же РНТ на эшелоне 7200 м в 11.22 с путевой скоростью W2=650 км/ч. Определить, в какое время и на каком расстоянии от РНТ произойдет догон самолета Ан-24 самолетом Ан-12.

Решение: 1.Находим разность между моментами отхода самолетов от
? t = ТАн-12 - Т Ан-24 = 11.22-11.10 - 12 мин.
2. Определяем на НЛ-10М расстояние, пройденное самолетом Ан-24 за полученную разность времени:
S = W1?t = 92 км.
3. Находим разность путевых скоростей самолетов:
?W = W2 - W1 = 650 - 460 = 190 км/ч.
4. Рассчитываем на НЛ-10М время, в течение которого самолет Ан-12 догонит самолет Ан-24:
t дог =S/ W2 - W1= 29 мин
5. Определяем момент догона:
Тдог = ТАн-12 + t дог =1.22 + 0.29= 11.51.
6. Находим на НЛ-10М удаление от РНТ точки, в которой произойдет догон1
Sдог = W2 t дог = 314 км.

4. Расчет времени и места встречи самолета с темнотой или рассветом и определение продолжительности ночного полета

Когда полет начался днем, а заканчивается ночью или наоборот, необходимо знать, в какое время произойдет встреча самолета с темнотой или рассветом и какова продолжительность ночного полета.
Время и место встречи самолета с темнотой или рассветом можно рассчитать с помощью НЛ-10М или по графику.
Рассмотрим порядок такого расчета с помощью НЛ-10М.
Пример. Дата полета -21 мая. Маршрут полета Киев-Ульяновск. Расстояние по маршруту 1400 км; время полета 3 ч 10 мин, предполагаемая путевая скорость 440 км/ч; время вылета 19.30. Определить, в какое время и на каком расстоянии от Киева самолет встретится с темнотой.
Решение. 1. Определяем время наступления темноты (рассвета) в пунктах вылета и посадки. Для Киева НТ=21.35; для Ульяновска НТ=20.50.
2. Определяем время прибытия самолета в пункт посадки:
Т приб = Т выл + t пол = 19.30 + 3.10 = 22.40.
Если время полета по маршруту неизвестно, то его определяют по предполагаемой путевой скорости и расстоянию по маршруту.
3. Определяем разность между временем наступления темноты и временем вылета в пункте вылета, а также разность между временем прибытия и наступлением темноты в пункте посадки:
для Киева ?t1 = НТ - Т выл = 21.35 -19.30 = 2ч 05 мин;
для Ульяновска ?t2 = Т приб - НТ =22.40 - 20.50 = 1ч 60 мин.

4. Рассчитываем на НЛ-10М (рис. 25.3) расстояние от аэродрома вылета до рубежа, где произойдет встреча самолёта с темнотой (рассветом):
Sдо встр = 745 км.
5. Определяем на НЛ-10М время полета самолета до момента встречи с темнотой (рассветом):
tдо встр = Sдо встр / W =1ч 41мин.
6. Определяем момент встречи самолета с темнотой (рассветом):
Твстр = Т выл + tдо встр = 19.30 + 01.41 =21.11.
7. Находим продолжительность полета ночью:
tпол.ночью = Т приб - Твстр = 22.40 - 21.11 = 1 ч 29 мин.
При расчете времени встречи самолета с рассветом продолжительность полета ночью
tпол. ночью = Т встр - Т выл.
Расчет времени и места встречи самолета с темнотой (рассветом) с помощью графика выполняется в таком порядке:

<< Пред. стр. 19 (из 23) След. >>

Список литературы по разделу