Руководство по воздушной навигации 1993 - Большая энциклопедия инструкций и руководств

Теоретическая
подготовка

летного состава авиапредприятий гражданской авиации России к полетам

в
системе точной зональной навигации (P-RNAV)
Европейского региона

Применяемые
термины

Величина
(дистанция) удерживания – расстояние от планируемого местонахождения, в
пределах которого воздушные судна будут находиться в течение как минимум 95 %
общего полетного времени (ICAO Doc 9613) (см. также термин “предел
удерживания”)

Вертикальная навигация – метод навигации, который
позволяет воздушному судну выполнять
полеты по вертикальным профилям с использованием датчика высоты, внешнего
сигнала заданной траектории или их комбинации (JAA TGL10).

Готовность
(Availability) –
показатель способности системы обеспечивать
надлежащее обслуживание в пределах установленной зоны действия и определяется в
виде интервала времени, в течение которого система должна использоваться для
навигации (RTCA/DO-208)

Зона
действия радионавигационной системы – площадь поверхности или объем пространства, в
пределах которых мощность сигналов является достаточной для того, чтобы
пользователь мог определить местоположение с установленным уровнем точности.
Зона действия зависит от геометрии системы, уровней мощности сигналов, атмосферных
шумов и прочих факторов, влияющих на прием сигналов (RTCA/DO-208)

Зональная
навигация RNAV –
метод
навигации, который позволяет воздушному судну выполнять полет по любой желаемой
траектории (ICAO Doc 9613)

Круговая
зона защищенности (СРА) – круговая зона защищенного воздушного пространства
с центром в желаемом местоположением воздушного судна (ICAO Doc 9613)

Примечание.
СРА определяется типом RNP и возможностями вмешательства органов УВД
(связь и наблюдение)

Навигационная
информация – параметры воздушного судна, например, местоположение,
вектор скорости, заданный путевой угол, угол сноса и путевая скорость,
используемые для навигационного наведения
(RTCA/DO-208)

Навигационное
наведение – расчет команд управления для выдерживания намеченной
линии пути от текущего местоположения ВС
к новому местоположению (RTCA/DO-208)

Навигация
– способ наведения воздушного судна для выполнения полета от одного известного
местоположения к другому известному местоположению (RTCA/DO-208)

Непрерывность
обслуживания (Continuity of function) –– способность всей системы функционировать без
непредсказуемых прерываний во время выполнения намеченного полета. (JAA TGL10)

Оборудование

RNAV – комплекс навигационного оборудования,
используемого для обеспечения наведения RNAV (ICAO, RGCSP)

Общая
погрешность системы (Total System Error – TSE) — в боковом измерении представляет собой
сочетание погрешности навигационной системы, погрешности расчета RNAV, погрешности системы отображения и FTE. (RTCA/DO-208)

В продольном измерении – тоже, но без

FTE

Погрешность
техники пилотирования (Flight Technical Error — FTE) – точность
пилотирования воздушного судна, которая
измеряется путем сопоставления индикаторного местоположения воздушного судна с
индикаторным заданным или намеченным местоположением. Эта погрешность не
включает грубые ошибки (RTCA/DO-208)

Предел
удерживания – зона вокруг желаемого местоположения ВС, определенное бортовой
навигационной системой, внутри которой находится ВС с вероятностью 99,99 %. (ICAO Doc 9613) (см. также термин “величина
удерживания”)

Примечание.
Предел удерживания включает
RNP,
целостность и непрерывность удерживания, но не включает возможность
вмешательства органов УВД

Система
управления полетом (Flight Management System – FMS) – комплексная система, которая включает в
себя бортовой датчик, приемник и вычислитель с базами навигационных данных и
данных о летно-технических характеристиках ВС и выдает данные о характеристиках
и наведении RNAV на дисплей
и для ввода в автоматическую систему управления полетом (RTCA/DO-208)

Точность
использования системы – сочетание погрешности навигационного датчика,
погрешности бортового приемника, погрешности отображения и погрешности,
обусловленной техникой пилотирования. Также называется точностью выдерживания
навигационных характеристик (RTCA/DO-208)

Точность
выдерживания навигационных характеристик – общая погрешность системы (TSE), допускаемая
в боковом и продольном измерениях. TSE в
каждом измерении не должна превышать норм для установленного типа RNP в
течение 95 % полетного времени на любом участке одного полета (ICAO Doc 9613)

Точность
– степень соответствия расчетного и
измеренного местоположения. Точность радионавигации обычно выражается
статистической меры погрешности системы и указывается как:

а)
прогнозируемая — точность
местоположения относительно земных географических или геодезических координат;

b) повторяемая
– точность, с которой пользователь может возвратиться в местоположение,
координаты которого были измерены в предшествующий момент времени той же навигационной
системой;

c) относительная
– точность, с которой пользователь может определить одно местоположение относительно
другого местоположения независимо от любой погрешности определения соответствующих истинных местоположений (RTCA/DO-208)

Требуемые
навигационные характеристики RNP —
показатель
точности выдерживания навигационных характеристик, необходимых для выполнения
полетов в пределах установленного воздушного пространства (ICAO Doc
9613)

Целостность
(Integrity)
— способность системы своевременно выдавать
пользователям предупреждения в тех случаях, когда система не должна
использоваться для навигации (RTCA/DO-208)

Применяемая аббревиатура

CNS/ATM	Communication Navigation Surveillance /Air Traffic Management
ATM:	Air Traffic Management:	организация воздушного движения:
ASM	Air Space Management	организация воздушного пространства
ATS	Air Traffic Service	обслуживание воздушного движения
ATFM	Air Traffic Flow Management	организация потоков воздушного движения
C	Communication	связь
N	Navigation	навигация
S	Surveillance	наблюдение
MET	Meteorology	метеорологическое обеспечение
AIS	Aeronautical Info Service	обеспечение аэронавигационной информацией
A-SMGCS	Advanced Surface Movement Guidance and Control System	Совершенная (современная, передовая) система контроля и управления наземным движением (в аэропортах)
ACARS	Aircraft Communications Addressing and Reporting System	система связи воздушных судов для адресации и передачи сообщений
ADS ADS-B	Automatic Dependent Surveillance ADS Broadcast	Автоматическое зависимое наблюдение – АЗН АЗН-В – АЗН в режиме радиовещания
AFTN	Aeronautical Fixed Telecommunications Network	Сеть авиационной фиксированной электросвязи
AMSS	Aeronautical Mobile Satellite System	Подвижная (бортовая) система спутниковой связи
ATN	Aeronautical Telecommunications Network	Телекоммуникационная сеть авиационной связи
CPDLC	Controller Pilot Data Link Communications	Линия передачи данных между пилотом и диспетчером (безречевая связь)
CDI	Course Deviation Indicator	Индикатор отклонения от линии заданного пути
(E)HSI	(Electronic) Horizontal Situation Indicator	(Электронный) индикатор горизонтальной ситуации
FANS	Future Air Navigation Systems (ICAO Panel)	Специальный комитет ИКАО по будущим аэронавигационным системам
FAWP	Final Approach Waypoint	FAP в зональной навигации
FTE	Flight Technical Error	Погрешность техники пилотирования
GBAS	Ground Based Augmentation System	Наземная система функционального дополнения
GNSS	Global Navigation Satellite System	Глобальная спутниковая навигационная система
INS	Inertial Navigation System	Инерциальная навигационная система
IAWP	Initial Approach Waypoint	IAP в зональной навигации
ISO-OSI	Международная организация по стандартизации – взаимодействие открытых систем
OPS	Operations	Выполнение полетов и наземное движение ВС
MASPS	Minimum Aircraft System Performance Specification	Технические требования к минимальным характеристикам бортовых систем ВС
MEL	Minimum Equipment List	Перечень минимального (требуемого) оборудования
MODE S	Mode Select Transponder (A, C & S)	Ответчик, работающий в форматах А, C и S
RNAV	Area Navigation	Зональная навигация
RCP	Required Communication Performance	Требуемые характеристики связи
RNP	Required Navigation Performance	Требуемые навигационные характеристики
RSP	Required Surveillance Performance	Требуемые характеристики наблюдения
RTA	Required Time of Arrival	Заданное время прибытия
RTSP	Required Total System Performance	Требуемые характеристики всей системы CNS/ATM
RTCA	Requirements and Technical Concepts for Aviation	Технические концепции и требования в авиации
RVSM	Reduced Vertical Separation Minima	Сокращенные минимумы вертикального эшелонир
SBAS	Satellite Based Augmentation System	Спутниковая система функционального дополнен
SSR	Secondary Surveillance Radar	Вторичный радиолокатор
TCAS	Traffic Alert Collision Avoidance System	БСПС – классическое название ботовых систем
ACAS	Airborne Collision Avoidance System	БСПС – Европейское название ботовых систем
TMA	Terminal Control Area	Район аэродрома или аэроузла
VDL	VHF Digital Link	Линия передачи цифровых данных в УКВ диапазоне
VNAV	Vertical Navigation	Вертикальная навигация

0. Несколько слов о концепции будущей системы
CNS/ATM (+ MET, +AIS)

В 1987 г. ИКАО приступила к разработке концепции
модернизации CNS/ATM в
связи с мировым ростом объемов авиаперевозок и наличием успехов в области
космических и компьютерных технологий.

Основная цель модернизации
CNS/ATM — удовлетворение возрастающих потребностей мирового сообщества в
эффективном использовании воздушного пространства.

Основное условие модернизации
CNS/ATM – сохранение достигнутого и, когда это возможно, повышение уровня
безопасности полетов.

“Локомотивом” модернизации всей системы является модернизация АТМ в
целях повышения гибкости и эффективности
использования воздушного пространства и улучшения показателей безопасности и
регулярности полетов.

Новая АТМ построена на новых
CNS. Модернизация АТМ является обоснованием инвестиций
в модернизацию CNS,
MET и AIS. Отставание CNS от АТМ в принципе недопустимо.

Примечание. Европейский
регион включает обширные континентальные районы с низкой плотностью движения
(Российская Федерация), где имеет место серьезная нехватка систем CNS. В
некоторых местах радиолокационный контроль отсутствует, а работа диспетчеров
основывается на докладах экипажа о месте, высоте полета и расчетном времени
прохождения очередных пунктов. Это приводит к применению завышенных интервалов эшелонирования, что
снижает пропускную способность и эффективность использования воздушного
пространства. В таких районах Европейского региона развитие CNS должно опережать модернизацию АТМ.

Модернизация
CNS/ATM потребует инвестиций Государств, международных институтов и авиакомпаний.
От преимуществ новой АТМ в конечном итоге выиграют все пользователи воздушного
пространства и все инвестиции со временем окупятся.

Рассмотрим сегодняшнее положение дел в Европе.

Недостатки существующей системы АТМ в Европейском регионе

1) недостаточная гибкость и эффективность использования воздушного
пространства из-за большого количества национальных границ сложной
конфигурации;

2) в центральной и западной части региона системы
ATS находятся на пределе пропускной способности, что
приводит к неприемлемому количеству и времени задержек;

3) в других частях региона наличие сегментации при полетах на маршруте и в
районе аэропортов препятствует оптимизации ресурсов
ATS;

4) отсутствие средств наблюдения (радиолокационного контроля) на больших
территориях восточной части региона;

5) различия в процедурах ATS и нормах эшелонирования, в связи с чем на границах районов полетной
информации происходят изменения профилей полета;

6) отсутствие координации в предоставлении существующих систем CNS, ведущие
к дублированию ресурсов и обслуживания;

7) низкое качество средств связи и языковые трудности в восточной части
региона.

Цели модернизации системы АТМ в Европе формулируются следующим образом:

1) поддержание или повышение существующего уровня безопасности полетов;

2) увеличение пропускной способности системы и использование всех ресурсов
АТМ для удовлетворения спроса на
перевозки;

3) динамичное использование предпочтительных для пользователя трехмерных и
четырехмерных траекторий полета;

4) предоставление равных возможностей на полеты всех типов ВС;

5) повышение эффективности системы в части предоставления аэронавигационной
и метео информации пользователям;

6) расширение навигационных возможностей ВС, позволяющих совершенствовать
схемы вылета и захода на посадку;

7) более активное участие пользователей в процессах принятия решения при
АТМ, включая диалог компьютеров «воздух – земля» при согласовании
параметров полета;

создание в максимально возможной степени сплошного и просто
устроенного воздушного пространства,
одинаково понятного и доступного для всех пользователей;

9) организация воздушного пространства в соответствии с правилами и
процедурами, применяемыми в АТМ;

10) корректировка расписаний в целях создания эффективных потоков движения
и оптимизации нагрузки аэропортов, сведение к минимуму задержек вылета и
времени полета в зоне ожидания;

11) интеграция элементов МЕТ и AIS в будущую систему АТМ с целью повышения
эффективности АТМ и предоставления пользователям информации в реальном времени;

12) совершенствование стратегического планирования
ATS в целях предотвращения возникновения конфликтных
ситуаций и повышение тактической маневренности системы ATS при разрешении конфликтных ситуаций.

Направления
модернизации АТМ, требующие модернизации CNS:

1) повышение уровня и эффективности обмена данными между эксплуатантами, воздушными
судами и органами ATS (ATN c использованием VDL, AMSS, CPDLC, ACARS);

2) расширение функции наблюдения путем использования информации о
местоположении воздушных судов, получаемой от бортовых систем (ADS, ADS—B для целей АТS);

3) расширение возможностей наземных систем обработки данных, что позволит:

— повысить точность навигации в четырех измерениях (GBAS, 4D RNP);

— более активно применять предпочтительные для авиакомпаний профили полета
на всех этапах полета (RNAV, VNAV, TNAV);

— расширить возможности обнаружения конфликтных ситуаций в полете (ADS) и на земле (A—SMGCS), автоматической
передачи рекомендаций экипажу по предотвращению столкновений (типа RA TCAS) и быстрой адаптации к меняющейся воздушной
обстановке (повышение уровня Mode S).

Недавно выполненные и текущие проекты плана модернизации
ATM в Европе:

TCAS OPS
– обязательность использования бортовых систем TCAS

RVSM – сокращенный минимум вертикального эшелонирования

URD
– документ о требованиях
пользователя АТМ

Связь.
Для Европейского региона характерно
следующее:

1) использование большого количества каналов речевой связи и обмена данными
в УКВ диапазоне. Из-за нехватки частот пришлось ввести сетку частот с
дискретностью 8,33 кГц;

2) получен первый опыт использования AMSS для обмена данными и речевой
связи в некоторых частях региона;

3) в ближайшем будущем в районах с высокой плотностью движения вводится
линия передачи данных с использованием ответчика Mode S;

4) начало использования ATN для обмена цифровыми данными по разнотипным линиям
связи «земля – земля» и «воздух – земля» между экипажами,
диспетчерами, эксплуатантами, службами аэропортов и т. д.

Существующая наземная система связи (сеть авиационной фиксированной
электросвязи AFTN) является ограниченной с точки зрения пропускной способности,
целостности данных, способности обрабатывать различные формы цифровых сообщений
и осуществлять обмен данными. Предусмотрена эволюция этой системы в полномасштабную сеть авиационной электросвязи
ATN, в основу которой положена модель взаимосвязи открытых систем Международной
организации по стандартизации (ISO—OSI).

Сеть ATN состоит из множества «подсетей». Пользователь получает
доступ к ATN через одну или несколько подсетей, которые соединены трассировщиками
ATN. Трассировщики ATN могут быть подвижными (бортовыми) или фиксированными
(наземными). Трассировщик ATN находит адресат через подсети с помощью
установленных пользователем параметров связи. Пользователям оконечными
системами не требуется информация о зоне действия и процедурах связи в той или
иной подсети.

Внедрение в ближайшее время передовых технологий согласно ARINC 622 для
цифровых систем передачи данных, например, систем связи воздушных судов для
адресации и передачи сообщений (ACARS), может принести значительные выгоды для
АТМ. В нескольких государствах начата работа по внедрению наземных средств
ATS, основанных на ARINC 622 и позволяющих уже на
раннем этапе использовать бортовые комплекты CNS.

Однако, в планах внедрения признается, что целью является полномасштабный
переход на ATN, а применение технических требований ARINC 622 – это лишь
промежуточный этап, призванный обеспечить скорейшее получение выгод от уже существующих
технологий в сфере CNS/ATM.

Недавно выполненные и текущие проекты по модернизации связи в Европе:

ODIAC
– эксплуатационные
требования для обмена данными АТМ «воздух – земля»

Link 2000 + – внедрение линии
передачи данных «воздух – земля»
(2 VDL и ATN)

ASTERIX – универсальная система обмена радиолокационной информацией ATS

8,33 – введение сетки частот
8,33 кГц в УКВ диапазоне

PETAL II – предварительные испытания линии передачи данных «воздух –
земля»

WACS – беспроводная система связи между службами аэропорта

Mode S
– использование
информации ответчиков
S

Навигация. Для Европейского региона характерно следующее развитие:

1) постепенное расширение применения RNAV
в соответствии с B—RNAV и P—RNAV;

2) интенсивное использование GNSS для навигации воздушных судов в
дополнение к вычислителям RNAV по VOR,DME, LORAN—C и INS;

3) внедрение всемирной геодезической системы WGS-84 в обширных районах
Европейского региона (ведется работа над внедрением во всем регионе);

4) постепенное снятие с эксплуатации навигационных средств NDB и VOR.

Примечание.

Ожидается, что средства DME сохранятся в эксплуатации в течение длительного
времени для дальномерной поддержки оборудования RNAV
на основе GNSS.

Недавно выполненные и текущие проекты по модернизации навигации в Европе:

WGS-84 – переход на Всемирную геодезическую систему WGS-84

B-RNAV
– введение базовой RNAV

P-RNAV – введение точной RNAV

EGNOS – работы над развертыванием европейской навигационная служба функционального
дополнения
GNSS

GALILEO – работы над развертыванием европейской системы GNSS

Наблюдение. Для Европейского региона характерно следующее развитие:

1) обязательное использование для
ATS ответчиков А и С, а в ближайшем будущем Mode S в некоторых узловых диспетчерских районах и
районах континентального воздушного пространства с высокой плотностью движения;

2) использование ADS-В в некоторых частях региона (над Северным морем и в
континентальном воздушном пространстве Российской Федерации);

с) сокращение использования первичных радиолокаторов за пределами ТМА.

Системы SSR (при необходимости
дополненные Mode S) будут по-прежнему
использоваться в узловых диспетчерских районах и в некоторых районах воздушного
пространства с высокой плотностью движения. Объем использования первичных
радиолокаторов будет уменьшаться.

Внедрение линий передачи данных «воздух – земля» наряду с достаточно
точными и надежными бортовыми навигационными системами позволяет предоставлять
информацию о месте ВС в тех районах, где невозможно или очень дорого
осуществлять радиолокационный контроль полета.

При осуществлении функции ADS в целях
ATS с борта воздушного судна по линии передачи данных
автоматически передается информация, полученная от бортовых навигационных
систем. Как минимум, эта информация содержит данные о местоположении в четырех
измерениях. По мере необходимости может предоставляться и дополнительная
информация (векторы скорости, курс, крен, тангаж, активный план полета).

Данные ADS будут использоваться автоматизированными системами
ATS для предоставления информации диспетчеру. Помимо
районов, в которых единственным видом информации о движении являются донесения
пилотов о местоположении, ADS будет полезным и в районах с высокой плотностью
движения, где ADS можно использовать в
качестве дополнительной и/или резервной по отношению к SSR. Кроме того, при определенных обстоятельствах
этот вид обслуживания в будущем может даже заменять вторичный радиолокатор.

Недавно выполненные и текущие проекты по модернизации наблюдения в
некоторых Европейских государствах :

ARTAS – система слежения и
наблюдения АТМ

Mode S – использование сигналов ответчиков S

ADS
– автоматическое
зависимое наблюдение

ADS-B
– автоматическое
зависимое наблюдение в режиме вещания

1. Стратегия
и планы развития аэронавигации в Европейском регионе.

Добавление А к главе 1 Плана
перехода к системам
CNS/ATM в Европейском регионе

Европейская аэронавигационная региональная стратегия
(выдержки)

— Принимая во внимание, что Глобальный план ИКАО по системам CNS/ATM призван
обеспечить повышение безопасности, пропускной способности, эффективности и
экономичности полетов;

— Принимая во внимание, что Европейская региональная аэронавигационная
стратегия обеспечивает общую унифицированную и интегрированную основу, которая
позволит реализовать в период с 2000 по 2015 год эволюцию европейских
аэронавигационных систем в соответствии с Глобальным планом ИКАО;

— Принимая во внимание, что национальные планы государств по выполнению обязательств
по внедрению аэронавигационных систем должны соответствовать Европейской региональной
аэронавигационной стратегии и связанному с ней Региональному плану перехода к
CNS/ATM;

— Учитывая то, что существующая европейская аэронавигационная
система с ее недостатками в техническом, эксплуатационном и экономическом
плане, не смотря на уже проведенные мероприятия по усовершенствованию, не
способна справиться с растущей потребностью в пропускной способности, особенно
в западной части региона (к 2015 году объемы воздушного движения в Европейском
регионе более чем удвоятся по сравнению с 1997 г);

— Учитывая, что необходимость оснащения воздушных судов новым
электронным оборудованием определяется заблаговременно в процессе подробных
консультаций с пользователями и на основе требований к безопасности полетов;

— Учитывая потребность в программе поэтапного внедрения, которая
обеспечит получение важного опыта эксплуатации новых систем на как можно более
раннем этапе;

— Учитывая необходимость в скорейшей реализации преимуществ, как для
пользователей, так и для провайдеров новых систем;

— Учитывая глобальный рост спроса на спектр радиочастот,
используемых для целей гражданской авиации;

Европейская аэронавигационная стратегия предусматривает:

— Повышение уровня безопасности полетов, увеличение пропускной способности
воздушного пространства, рост эксплуатационной эффективности, повышение
эффективности использования радиочастотного спектра и эффективное использование
уже имеющихся и нарождающихся технологий CNS/ATM.

— Внедрение единых и более строгих стандартов, правил и практики (процедур)
безопасного выполнения и обслуживания полетов.

— Организацию воздушного
пространства, как непрерывной среды “от перрона до перрона”, а также
рентабельных скоординированных служб АТМ, отвечающих потребностям пользователей
и структурно связанных с их деятельностью.

— Деление Европейского региона ИКАО на 9 однородных районов
c разной интенсивностью и сложностью воздушного
движения и с разными потребностями и возможностями модернизации системы. Внедрение Регионального
плана перехода к системам CNS/ATM в этих 9-ти однородных районах будет происходить
с различными темпами и инфрастуктурой.

Примечание. Согласно Европейского плана различные
регионы и даже воздушные трассы России входят в 6 из 9-ти однородных районов,
но с пометкой “подлежит определению”. Такие же пометки из 49 стран региона
имеют Украина, Туркменистан и Казахстан.

— Решение вопросов перехода между однородными районами внутри Европейского
региона, а также между другими регионами ИКАО.

— Балансировку инфраструктуры системы (согласование технических
требований и сроков внедрения элементов
CNS/ATM, процедуры, обучение персонала, сертификация).

— Стимулирование скорейшего внедрение новых систем в районах с менее
развитой инфраструктурой, избегая крупных капиталовложений в действующие в этих
районах системы, основанные на старых технологиях, и не имеющих перспектив в
будущем.

Примечание. Самые передовые технологии
CNS/ATM
разворачиваются сегодня в Монголии.

Организации,
контролирующие внедрение CNS/ATM в Европе:

—

EANPG —
группа
аэронавигационного планирования Европейского отделения
ИКАО — общее управление внедрением
Европейского аэронавигационного плана, координация программ и деятельности
49-ти государств региона, других организаций и групп с целью соблюдения всеми
участниками рамок Глобального плана, целостности и совместимости систем
CNS/ATM.

—

ECAC (ЕКГА)— Европейская конференция гражданской авиации —
аэронавигационное планирование в рамках соответствующей географической зоны и
компетенции.

—

ЕВРОКОНТРОЛЬ — Европейская организация по безопасности
аэронавигации — процессы планирования и внедрения в западной части региона,
координация коллективных действий западных государств.

—

JAA — Объединенная авиационная
администрация Европы – стандарты, правила сертификации, инструктивные указания
по аспектам, связанным с
CNS/ATM и затрагивающим деятельность авиакомпаний.

—

ARINC, Европейское отделение –
непосредственное внедрение некоторых систем и части инфраструктуры
CNS/ATM по
поручению ИКАО, ЕКГА, ЕВРОКОНТРОЛя.

—

GATE — подгруппа EANPG —
модернизация и обеспечение согласованного планирования при внедрении систем
CNS/ATM в восточной части Европейского региона ИКАО, включая Среднюю Азию.
Россия входит в
GATE и участвует в ее работе.

—

ANT
–
Airspace
Management
and
Navigation
Team – Группа Евроконтроля, занимающаяся организацией
воздушного пространства и развитием навигации в Европейском регионе в соответствии
с политикой и программами ЕСАС и Евроконтроля. Имеет специальный сайт

www.ecacnav.com и отдел по взаимодействию с эксплуатантами
–
AMN
USC.

Планы и
Программы внедрения CNS/ATM в Европе:

1. Глобальный аэронавигационный план применительно
к системам CNS/ATM, ИКАО 1998 г. — обновленный и доработанный вариант
«скоординированного на глобальном уровне плана перехода к системам CNS/ATM
ИКАО», подготовленного FANS в октябре 1993 года.

2.
“Стратегия АТМ 2000 +”, ЕКГА, январь 2000 г., подписан министрами транспорта
стран ЕКГА — цели и принципы “высокого уровня” в вопросах модернизации АТМ
Европы до 2015 года.

3. Региональный “План перехода к системам CNS/ATM в Европейском регионе ИКАО. Версия V1.1”, EANPG, октябрь 2002 г. – детальный рабочий
документ, согласованный с Глобальным Планом и “Стратегией ATM 2000 +”

4.
EATMP-Европейская
программа организации воздушного движения, ЕВРОКОНТРОЛЬ — планирование по отдельным
аспектам аэронавигации для западной части Европейского региона

5. ECIP — Европейский план конвергенции и внедрения – основания и рамки
согласованных совместных действий государств – членов ЕКГА, участвующих в
Европейской программе организации воздушного движения (ЕАТМР), по реализации
целей высокого уровня, принципов и эксплуатационных усовершенствований,
содержащихся в документе «Стратегия АТМ 2000+».

6. CIP — Конвергенция и внедрение, ЕВРОКОНТРОЛЬ — подробная информация о процессах
согласования и интеграции применительно к государствам ЕКГА

7. GATE SAP – документ по стратегическому планированию АТМ в
восточной части Европейского региона ИКАО, включая Среднюю Азию.

8. Программа и План модернизации навигации
в странах ЕКГА – рабочие документы группы ANT Евроконтроля по вопросам концепции, стратегии, планов развития и освоения
новых навигационных технологий и процедур в рамках внедрения CNS/ATM в странах ЕКГА и в обеспечение духа и буквы Европейской “Стратегия АТМ 2000 +”.

9. Государственные
Планы перехода
к системам CNS/ATM — большинство государств,
в том числе и Россия, утвердили и опубликовали эти планы в своей стране.

В частности, в России
Постановлением
Правительства Российской Федерации
от 5 декабря 2001 г. № 848 утверждена Федеральная
целевая программа «Модернизация
транспортной системы России» (2002 — 2010 годы). (www.gsga.ru раздел ОрВД). Частью этой
Федеральной программы является Подпрограмма “Единая система организации
воздушного движения”, в главе 3 которой определены цели, задачи, сроки и
этапы реализации Подпрограммы.

(Выдержка из документа)
Сроки и этапы реализации Подпрограммы.

Подпрограмма
рассчитана на период 2002-2010 г.г. и предусматривает два этапа.

Первый этап — 2002-2005 г.г.: обоснование и переход от существующей ЕС ОрВД к Федеральной
аэронавигационной системе России, разработка нормативно-правового,
технического, организационного и экономического аспектов создания национальной
перспективной системы организации воздушного движения.

Второй этап — 2006-2010 г.г.: внедрение передовых технологий организации воздушного
движения и систем CNS/ATM (Конец выдержки из документа)

Примечание. Существует детальный План со
сроками и финансированием. Основные исполнители – ГосНИИ АЭРОНАВИГАЦИЯ, Гос НИИ
АС, ЛИИ Громова, институты и фирмы.

Интересны также и обязательства России перед ИКАО,
которые включены в Европейский региональный план перехода к системам CNS/ATM,
опубликованный на английском и русском языках. В частности, переход России на
WGS 84 запланирован на конец 2003 года, а начало использования ADS-B в УВД
России – 1 октября 2005.

СТРАТЕГИЯ
развития навигации в странах ЕКГА

Главные стратегические направления развития навигации:

·
Переход на методы
зональной навигации с различными RNP во всем воздушном пространстве всех стран ЕКГА;

·

Внедрение концепции свободного полета ‘
free routes’;

·
Обеспечение права
выполнять полеты на самолетах с меньшими навигационными характеристиками до тех
пор, пока это возможно;

·
Внедрение методов 4D RNAV для обеспечения
перехода к организации АТМ “от перрона до перрона” к 2015 году;

·
Предоставление
информации о местоположении и навигационных данных с точностью и в форматах,
требуемых для обеспечения различных систем инфраструктуры
CNS/АТМ.

·
Целенаправленное
развитие спутниковой и рационализация наземной поддерживающей инфраструктуры,
обеспечивающей переход на навигацию по GNSS на всех этапах полета в соответствии с рекомендациями ИКАО(*).

(*)
учитывая технические, правовые и временные аспекты тотального перехода на
GNSS наличие
традиционных средств радионавигации в обозримом будущем будет необходимым для
подстраховки при использовании спутниковой навигации.

Временная шкала стратегии разделена на три
временных фазы, согласующихся с другими стратегиями Евроконтроля:

— Кратко — срочная фаза с 2000 по 2005 год

— Средне — срочная фаза с 2005 по 2010 год

— Долго — срочная фаза с 2010 по
2015 год и далее.

В краткосрочной фазе (до 2005 года) развитие навигации будет сфокусировано на зоне
аэродрома (ТМА) и основываться на существующих навигационных возможностях и
инфраструктуре. Это наименее затратный период для авиакомпаний, поскольку
планирует повышение эффективности эксплуатации имеющегося оборудования
самолетов. Однако результат от такого развития навигации может быть ограничен
существующими возможностями АТМ и их способностью обслуживать “смешанные”
полеты RNAV + Non RNAV с
различными навигационными возможностями самолетов.

В среднесрочной фазе (2005 – 2010 г) развитие
будет основано на более передовых
навигационных возможностях самолетов для повышения вместимости воздушного
пространства. В начале навигационная инфраструктура будет рассчитана на
“смешанные” полеты RNAV + Non RNAV, но, со
временем, в целях унификации процедур УВД, возможно введение обязательных
требований P—RNAV или RNP RNAV в районах
с плотным движением ВС. Эта фаза развития относится к мало- и средне –
затратному периоду для авиакомпаний.

В долгосрочной фазе (2010 – 2015 г и далее)
ожидается, что эксплуатационная концепция будет построена на четырехмерной зональной навигации 4D RNP—RNAV с различными RNP для разных районов и этапов полета. Это
высоко-затратный период для авиакомпаний, поскольку потребуется дорогостоящее новое
оборудование и его дорогое обслуживание.

На сегодняшний день есть ряд конкретных проектов в области навигации в
Европе:

Этап полета	Эксплуатационная концепция	Дата введения	Текущее состояние	Требуемые навигац. Характеристики	Требуемые навигационные системы
ВЫЛЕТ ПРИБЫТИЕ	RNAV в TMA, промежуточный этап	2001 – 2003	Внедрена, расширение	B-RNAV	Уже эксплуатируемые
P—RNAV в TMA , первый опыт	2001 – 2005	Стадия внедрения	P—RNAV	Уже эксплуатируемые
P—RNAV в интенсивных TMA	2005 – 2010	Разработка процедур	P—RNAV	GNSS/DME
P—RNAV в интенсивных TMA	2010	Разработка процедур	RNP—RNAV	GNSS/DME
ЗАХОД ПОСАДКА	Заход по GNSS с Baro—VNAV	2001	Стадия внедрения	P— RNAV	GNSS/Baro VNAV
Заход по GNSS /SBAS	2004	Разработка процедур	3D RNP— RNAV	GPS/SBAS (EGNOS)
Точный заход по GNSS /GBAS	2008 – 2015	Разработка концепции	3D RNP— RNAV	GPS/GBAS
Точный зах и посадка GNSS /GBAS	2012 – 2015	Разработка концепции	3D RNP— RNAV	GPS/GBAS
РУЛЕНИЕ	Автоматическое руление SMGCS	2015	Разработка концепции	RNP— RNAV	GPS/GBAS
ВСЕ	4D RNAV в интегрированной среде	2015	Разработка концепции	4D RNP—RNAV	Оптимизир. комплексы

О процессе прогрессивного введения
P—RNAV в TMA Европейских аэропортов

На последнем 30-м совещании группы Евроконтроля
ATN 25-27 февраля 2003
принято следующее решение:

В ТМА основных аэропортов ЕКГА не позднее ноября
2004 года (и как крайний срок для отстающих – апреля 2005) вводятся
RNAV SID, RNAV STAR и RNAV IAP (от IAWP до FAWP), построенные по критериям
построения зональных процедур в районе аэродрома. При этом:

1) Если траектория полета по таким процедурам
пролегает выше MSA и обеспечивается запас высоты над препятствиями в соответствии с
критериями полета по маршруту, то для их выполнения достаточно иметь оборудование
и разрешение на полеты В-RNAV.

2) Если траектория полета по таким процедурам
пролегает ниже MSA, либо запас высоты над препятствиями не соответствует критериями полета по
маршруту, то для их выполнения требуется иметь оборудование и разрешение на
полеты P—RNAV.

ЕВРОКОНТРОЛЬ рассматривает
P—RNAV как
важную, но промежуточную и краткосрочную
ступень на пути к будущему введению требований RNP—RNAV. При этом подчеркивается, что такой подход не
должен расцениваться как обязательное требование P—RNAV для выполнения полетов в Европейских ТМА.
Эксплуатантам, не имеющим соответствующих самолетов и разрешений, будет
предоставлена возможность продолжать полеты, тем более, что в части ТМА Европы
может вообще не требоваться RNAV.

Однако следует учитывать, что после введения новых
процедур RNAV возможно введение ограничений на “смешанные”
полеты RNAV— Non RNAV для
обеспечения пропускной способности и единообразия процедур ATS в TMA с интенсивным
воздушным движением.

Часть процедур
RNAV в
Европейских аэропортах уже требуют P—RNAV (яркий пример – Хельсинки), и ожидается
существенное увеличение количества таких процедур в ближайшее время еще до
ноября 2004 г. Государства и органы ОВД, планирующие расширение процедур P—RNAV в своих
ТМА, будут выпускать соответствующие циркуляры аэронавигационной информации в
течение лета 2003 года.

2. Концепция применения зональной навигации в
Европе

2.1. Просто зональная
навигация —
RNAV

Зональная навигация позволяет увеличить вместимость воздушного
пространства как на маршрутах, так и в ТМА за счет:

—

использования маршрутов, не
требующих пролета над наземными РТС типа VOR,

—

уменьшения интервалов бокового
смещения траекторий полета ВС.

Структура маршрутов изменяется легко и быстро, что позволяет
учитывать часто меняющиеся интересы авиакомпаний. Маршруты становятся проще и
короче. Гибкость RNAV позволяет избегать серьезных
уплотнений маршрутов и появления “воздушных пробок”.

Корректное применение методов
RNAV
дает следующие результаты:

—

более ясное представление
навигационной ситуации экипажем;

—

уменьшение нагрузок на пилота и на
диспетчера (в связи с отказом от векторения);

—

предотвращение скоплений ВС в
определенных местах;

—

уменьшение расхода топлива за счет
более прямых траекторий полета.

Однако, при применении методов
RNAV
важное значение имеет следующее :

—

бортовое средство
RNAV,
использующее сигналы наземных или спутниковых средств, должно устойчиво
принимать эти сигналы на всем протяжении маршрута или во все время маневрирования
в районе аэродрома;

—

координаты пунктов маршрутов (WPT) должны определяться и
публиковаться в АИПах в системе WGS-84
и с требуемой точностью, разрешением и целостностью;

—

бортовая система
RNAV
должна быть сертифицирована для выполнения полета по маршруту и/или для
выполнения процедур в районе аэродрома;

—

экипаж должен иметь допуск к
выполнению полетов по маршрутам RNAV и/или зональным процедурам в районе
аэродрома.

2.2. “Базовая” (Basic) зональная навигация – B—RNAV

Применение
RNAV в Европе
с требуемой точностью выдерживания линии пути в пределах ± 5 NM в течение 95 % времени
полета. Кроме этого Евроконтролем определены некоторые функциональные и эксплуатационные
требования к оборудованию B—RNAV. Поскольку тема эта хорошо всем известна, мы не
будем на ней подробно останавливаться, но подчеркнем, что для достижения RNP-5 возможно использование
различных датчиков навигационной информации для оборудования B—RNAV, а
именно:

—

двух маяков
DME (режим DME/DME)

—

одного маяка
VOR/DME, расположенного не далее 62 MN от маршрута полета;

—

одной
инерциальной системы с коррекцией по радио или спутниковым системам;

—

одного
приемника GPS, соответствующего требованиям JAA TGL3 (TSO—C129).

2.3. “Точная” (Precision) зональная навигация – P—RNAV

Применение
RNAV в
Европе, главным образом при маневрировании в районе аэродрома с требуемой
точностью выдерживания линии пути в пределах ± 1 NM в течение 95 % времени полета. Кроме этого Евроконтролем
определен целый набор функциональных и эксплуатационных требований к
оборудованию Р-RNAV и его базе данных, который мы детально рассмотрим
ниже.

Для достижения требуемой для
P—RNAV точности
возможно использование следующих типов
датчиков навигационных сигналов:

—

GPS без каких либо функциональных дополнений;

—

двух
DME или одного VOR/DME, расположенных в определенных местах ТМА.

Использование инерциальных систем возможно только
в течение нескольких минут после взлета или очередной коррекции по
DME, VOR или GPS. В основном INS выполняет роль инерциальной поддержки
оборудования RNAV для повышения ее готовности и непрерывности
обслуживания. Но эти важные характеристики классических RNP для Европейской P—RNAV не
являются обязательными, и это главное отличие
P—RNAV от RNP-1.

Поэтому решающего значения для сертификации
оборудования по P—RNAV его инерциальная составляющая не имеет.

Примечание. 60-70
% эксплуатируемого парка воздушных судов Европы сможет сертифицироваться по
P—RNAV без серьезной доработки оборудования и его
программного обеспечения. Но в эти проценты не входят самолеты России,
сертифицированные по
B—RNAV.

В случае, если в какой-либо ТМА вводятся процедуры
P—RNAV,
это обязывает Государство и соответствующие службы ASM (Air Space Management) гарантировать, что:

—
Все процедуры P—RNAV в
этой ТМА:

а)
не противоречат требованиям ИКАО Doc
8168 RANS OPS;

b) разработаны в соответствии с обязательными требованиями EUROCONTROL Doc NAV.ET1.ST10
“Guidance Material for Design of Procedures for DME/DME and GNSS Area Navigation”

c) учитывают функциональные и
технические характеристики систем P—RNAV,
прописанные в этом документе (п. b);

d) учитывают, что использование
вертикальной навигации VNAV
для P—RNAV не
является обязательным, и что возможно использование обычных методов вертикального
наведения;

e) на опубликованных схемах
процедур P—RNAV
имеются радиалы, пеленги и дальности от наземных маяков до фиксированных точек
процедуры для того, чтобы экипаж мог производить дополнительный контроль
прохождения этих точек по наземным РТС.

—

Все точки пути траектории
P—RNAV
заданы в WGS-84.

—

Полномочный орган
ASM подтвердил, что построение
процедуры и навигационная инфраструктура (наземные РТС) обеспечивают ее
адекватное выполнение на всех участках. При этом учитываются летно-технические
характеристики категорий ВС, для которых эта процедура предназначена. Иногда
такие процедуры облетываются на специальном самолете с участием уполномоченных
лиц ASM.

—

Если процедура позволяет выбирать
источник навигационного сигнала (например, GNSS, DME/DME или VOR/DME), то применяются критерии учета
препятствий для инфраструктуры, дающей наихудшую точность навигации.

—

Навигационные средства, обязательные
для использования при выполнении данной процедуры, должны быть обозначены в АИП
и на применяемых картах, и наоборот, те средства, которые не должны
использоваться, должны быть также обозначены в АИП и на картах как средства,
которые экипажем отводятся из обработки в системе RNAV
(наиболее часто это касается маяков VOR/DME).

—

Осуществляется мониторинг
навигационной инфраструктуры, требуемой для выполнения данной процедуры (за
GNSS, DME, VOR). Если какая-либо система
определена как обязательная для использования и эта система не работает – выпускается
соответствующий NOTAM.

—

Для процедур, предполагающих
использование в качестве датчика только систему GNSS, учитывается риск потери сигналов
спутников или прерывания RAIM,
а, следовательно, и потери статуса P—RNAV
сразу у группы самолетов. Как правило, такой риск компенсируется установкой
одного DME
для поддержки всех процедур P—RNAV в
этой ТМА.

—

Для избежания серьезной опасности в
случае отказа оборудования P—RNAV
при выполнении процедур, траектории полета которых пролегают ниже применяемой
МОСА (Minimum Obstacle Clearance Altitude),
или когда не обеспечен радиолокационный контроль полета, для таких процедур в
АИП вносится требование о необходимости иметь на борту двойной комплект
оборудования P—RNAV (в
некоторых случаях авиационным властям потребуется изменять воздушное
законодательство для того, чтобы придать юридическую силу заключениям специалистов
ASM о необходимости иметь два комплекта
оборудования P—RNAV).

—

Когда радиолокатор определен как
средство, применяемое диспетчером в нештатных ситуациях, например, при отказе
оборудования RNAV на борту ВС, его технические характеристики
должны быть подтверждены полномочными органами, а требование о радиолокационном
обслуживании предписано в АИП.

—

В АИП опубликована фразеология
“пилот-диспетчер”, применяемая при выполнении полетов
P—RNAV
(такая фразеология опубликована в АИП Финляндии для аэропорта Хельсинки).

—

Навигационные средства, не
соответствующие Приложению 10 ИКАО, такие как TACAN, исключены из АИП.

2.4. Зональная навигация
с установленными RNP – RNP—RNAV

Концепция RNP-RNAV
введена документами “Minimum Aviation System Performance Standards
(MASPS) for Required Navigation Performance for Area Navigation (RNP-RNAV), RTCA DO 236A / EUROCAE ED 75.

RNP—RNAV
сочетает стандарты точности, изложенные в Руководстве по требуемым навигационным
характеристикам (RNP), ICAO Doc 9613, втором издании 1999
г., со специфичными требованиями к целостности
и непрерывности обслуживания систем RNAV, которые будут необходимы для
будущей системы АТМ.

В свое время было решено, что для обеспечения точных заходов и
посадок с использованием RNAV точность навигации в вертикальном
плане тоже должна быть включена в RNP. В
результате спектр типов RNP
для захода на посадку стал занимать диапазон от RNP1 до RNP 0.003/z, где число

z выражает требование к
точности вертикального наведения, выраженное в футах.

Одна группа экспертов ICAO
(ОСР) разрабатывает критерии для процедур RNP—RNAV, а
другая группа (RGCSP)
разрабатывает критерии по эшелонированию полетов RNP—RNAV.
На сегодняшний день разработаны критерии построения схем захода на посадку для RNP0.3 и интервалы эшелонирования
на маршрутах с RNP4.

В будущем планируется применение следующих типов
RNP

Тип RNP	Требуемая точность (95% вероятность)	Описание
0.003/z	± 0.003 NM [± z ft]	Для заходов на посадку, посадок, торможения, руления по CAT III ILS, MLS и GNSS/GBAS
0.01/15	± 0.01 NM [± 15 ft]	Для заходов на посадку по CAT II с ВПР до 30 м ILS, MLS и GNSS/GBAS
0.02/40	± 0.02 NM [± 40 ft]	Для заходов на посадку по CAT I с ВПР до 60 м ILS, MLS и GNSS/GBAS или SBAS
0.03/50	± 0.03 NM [± 50 ft]	Для заходов на посадку RNAV/VNAV с поддержкой SBAS.
0.3/125	± 0.3 NM [± 125 ft]	Для заходов на посадку RNAV/VNAV с поддержкой SBAS или Baro
0.3	± 0.3 NM	Начальный и промежуточный этап захода, вылеты
0.5	± 0.5 NM	Начальный и промежуточный этап захода, вылеты Будет применяться, где RNP0.3 не может быть обеспечен из-за плохой инфраструктуры, а RNP1 не достаточно из-за высоких препятствий
1	± 1.0 NM	STAR, начальный и промежуточный этап захода, вылеты
4	± 4.0 NM	Континентальное ВП и маршруты, часть ТМА
5	± 5.0 NM	Континентальное ВП и маршруты, часть ТМА в Европе (B—RNAV)
10	± 10 NM	Океанические и отдаленные районы без наземной инфраструктуры
12.6	± 12.6 NM	Океанические маршруты и треки Северной Атлантики
20	± 20.0 NM	В принципе минимальные характеристики точности RNAV

Сертификацию по RNP1
имеют навигационные системы (FMS),
которые промышленность начала поставлять с 1990 года.

Новые воздушные суда выпуска 1998 года и позднее могут
претендовать на сертификацию по RNP0.03/125
и даже ниже. Однако, на сегодняшний день уполномоченные органы Европы не
опубликовали процедур такой сертификации.

Первые публикации процедур
RNP—RNAV в
Европе ожидаются не ранее 2005 года, а обязательной такая навигация станет
только к 2015 году.

3. Краткий обзор нормативных документов ИКАО, ЕКГА, JAA, Евроконтроля, ARINC и ГС ГА России, содержащих вопросы теории и
практики зональной навигации

ICAO Doc
9613-AN/937,
Второе издание, 1999, на
русском языке, 50 страниц

Руководство по требуемым навигационным характеристикам (RNP)

Данный документ заменил ранее действовавшее “Руководство
ИКАО по производству полетов с применением
методов зональной навигации (Doc
9573)”.

Глава 1. Введение

История RNP.
Специальный комитет FANS
еще в 1987 году разработал концепцию требуемых навигационных характеристик RNPC. Эта концепция была одобрена
Советом ИКАО и передана для дальнейшей разработки Группе экспертов по
рассмотрению общей концепции эшелонирования RGCSP.

Указав на принципиальные различия между понятиями “возможности” и
“характеристики” RGCSP в
1990 году заменила термин RNPC на
RNP и определила, что тип RNP задается одним значением
показателя точности выдерживания навигационных характеристик, необходимой для
полета в пределах конкретного воздушного пространства.

Воздушные суда, сертифицированные по менее строгим
RNP не будут допускаться в
воздушное пространство с более строгими RNP.

Воздушные суда, сертифицированные по более строгими
RNP могут без ограничений летать
в воздушном пространстве с менее строгими RNP, за исключением случаев, когда тип
используемой навигационной системы не соответствует требованиям для выполнения
полета в данном районе. Например, сертифицированное по RNP1 оборудование RNAV,
работающее в режиме VOR/DME или DME/DME, не может использоваться для полета
в Северной Атлантике с RNP12,6,
но где требуются либо INS,
либо GPS, либо их сочетание.

Глава 2. Концепция и применение RNP

RNP
определяет характеристики навигации в определенной воздушном пространстве и
влияет как на само воздушное пространство, так и на воздушное судно.

Типы RNP
для определенных районов, блоков воздушного пространства в определенном слое
высот, маршрутов или процедур в районе аэродрома предписываются либо соответствующим
Государством, либо Региональным аэронавигационным соглашением. Какой конкретный
тип RNP вводится зависит от нескольких
факторов (инфраструктура средств связи, наземных радиомаяков и
радиолокационного наблюдения, насыщенность воздушного пространства, местность,
препятствия, особые зоны и др.).

RNP
могут применяться с момента взлета и до посадки. При этом на различных этапах
полета могут применяться различные типы RNP. Как правило, для взлета и посадки
применяются очень строгие RNP,
для вылета и прибытия – более мягкие, а на маршруте – совсем мягкие RNP с минимальным набором функциональных
требований.

Кроме самого значения RNP,
как правило, оговаривается конкретный тип оборудования или датчиков, которые
должны применяться в обеспечение этого RNP.

Эксплуатационные и функциональные требования к оборудованию
RNAV
обязательны для всех ВС, выполняющих полеты в пространстве с установленными RNP. Оборудование каждого ВС
может быть значительно лучше и эффективней, чем это предписано, но в целом оно
должно соответствовать минимальным требованиям, предписанным этим Руководством,
либо региональными или государственными документами, которые этому Руководству,
безусловно, соответствуют либо превышают в части требований.

RNP,
методы и оборудование RNAV в разных частях света внедряются
единообразно и согласовано. Для этого в региональных отделениях ИКАО и
государствах созданы соответствующие группы экспертов и уполномоченных
специалистов. Эксплуатанты взаимодействуют с ними по вопросам оборудования ВС,
подготовки экипажей и освоения эксплуатационных процедур RNAV.

Вообще Doc
9613 ориентирован, в основном, на применение зональной навигации на маршруте. Поэтому
в п. 2.2.3. сформулировано следующее краткое описание работы оборудования RNAV:

Оборудование RNAV автоматически определяет
местоположение ВС по одному или нескольким навигационным датчикам. Вычисляется
расстояние вдоль линии пути, боковое отклонение, время полета до выбранного
пункта, а также обеспечивается непрерывная индикация наведения по
траектории на приборе типа ПНП или HSI/CDI.

При строгих RNP
0.5, 0.3 и ниже должно быть обеспечено либо директорное, либо автоматическое
управление ВС по отклонениям от заданной траектории, рассчитанным системой RNAV.

Глава 3.
Общие аспекты
RNP

Общая погрешность системы (Total System Error – TSE)

Численное значение RNP
выражает допустимую TSE,
выраженную для горизонтальной навигации LNAV в
милях, а для вертикальной навигации VNAV –
в футах.

В боковом измерении TSE
определяется как боковое отклонение от заданной в навигационной системе траектории
полета.

В продольном измерении
TSE
определяется как разница фактического и отображаемого в навигационной системе
расстояния до активного пункта маршрута.

Примечание. В вертикальном измерении

TSE документом 9613 не оговаривается, но по аналогии можно считать,
что вертикальная

TSE это отклонение фактической высоты, от высоты, заданной в навигационной
системе для текущего места траектории полета. В основном, это барометрическая
высота, но для посадок по
II и
III категории
ИКАО это, безусловно, высота по радиовысотомеру.

В боковом (и вертикальном) измерении
TSE складывается из:

—

погрешности
навигационного датчика (источника навигационной информации),

—

погрешности
бортового приемника (погрешности вычислителей),

—

погрешности
отображения (при выводе на индикатор рассчитанных отклонений),

—

погрешности,
обусловленной техникой пилотирования (Flight Technical Error – FTE).

FTE есть отклонение от индицируемой на
приборах заданной траектории полета, которое может допустить экипаж при
различных способах управления самолетом: ручном (штурвальном), директорном или
автоматическом.

В добавлении С приводится таблица предполагаемых значений
FTE для LNAV,
которые используются в RTCA, ICAO, EUROCONTROL и FAA при анализе бюджета TSE:

Doc
9613, Table C-1
Предполагаемые значения FTE
(при вероятности 95 %)

Этап полета	Ручной режим	Директорный	Автоматический
м. мили	км	м. мили	км	м. мили	км
Океанические маршруты (треки)	2.0	3.7	0.5	0.93	0.25	0.463
Сухопутные маршруты	1.0	1.85	0.5	0.93	0.25	0.463
ТМА (вылет и прибытие)	1.0	1.85	0.5	0.93	0.25	0.463
Заход на посадку	0.5	0.93	0.25	0.463	0.125	0.231

Данная таблица наглядно показывает, почему при строгих
RNP вводится требование использования
директорного или автоматического режима управления ВС.

Например, при RNP
0.3 для захода на посадку возможно только директорное (FTE 0.25) или автоматическое (FTE 0.125) управление самолетом.

В продольном измерении
TSE складывается из:

—

погрешности
навигационного датчика,

—

погрешности
бортового приемника,

—

погрешности
отображения.

Для продольной TSE
нет составляющей FTE,
поскольку способ управления ВС и допускаемы отклонения при этом здесь ни при
чем.

В п.3.3 рассматриваются 5 классических типов
RNP:

RNP 1 – для насыщенных зон аэродромов и отдельных
маршрутов

RNP 4 – для сухопутных маршрутов с развитой
инфраструктурой

RNP 10
– для отдаленных и океанических районов с
хорошей инфраструктурой
CNS

RNP12,6
– для океанических районов со слабой инфраструктурой CNS

RNP20 – минимально возможный RNP для полета по маршрутам ОВД.

В п.3.3.8. документа указывается, что “Более жесткие типы
RNP будут требоваться для
выполнения полетов в районах большинства аэродромов…”, что легализует
применение в будущем (а в США уже сегодня) RNP 0.5, 0.3 и менее для TMA и при заходе на посадку,
посадке и вылете.

В п. 3.3.9. документа указывается, что “Для обеспечения
возможности продолжать эксплуатацию имеющегося навигационного оборудования без
изменения существующих структур маршрутов у некоторых государств может
возникнуть необходимость временно ввести RNP 5 в качестве производной RNP 4”, чем и воспользовалась Европа
при вводе B—RNAV.

В п.3.3.10 документа сказано, что “Следует учитывать, что в
отдельных государствах, где достигнутая в настоящее время точность навигации
основного парка ВС превышает требования RNP 4 и для контроля за движением ВС
используется радиолокационный контроль, будет продолжать использоваться ширина
коридора
± 5 км (±
2.7 м.мили)”. Здесь хорошо вписывается МВЗ и некоторые другие зоны Российских
аэродромов.

В п.3.3.11. говорится о том, что
RNP 1 должен вводится поэтапно в связи
с тем, что “некоторым эксплуатантам придется вложить средства в новое
оборудование”. Такое положение явилось основой для введения P—RNAV в
Европе как промежуточного шага на пути к RNP 1, а про вложение средств – это касается
наших самолетов.

Глава 4. Требования к воздушному пространству

Описываются характеристики и требования к воздушному пространству
при применении RNP на
маршрутах или в определенных районах.

Фиксированный маршрут RNP –
постоянный опубликованный маршрут RNP с
возможными ограничениями по времени использования и высотам пролета. Маршрут
начинается и заканчивается пунктами донесения. Вдоль маршрута
устанавливаются точки пути.

Резервный маршрут RNP –
опубликованный маршрут ограниченного по времени применения (часы, дни, сезоны).

Район RNP –
некоторый район, объем воздушного пространства или любое воздушное пространство
установленных размеров, где применяется RNP. В таких районах может планироваться
и выполняться полет по произвольным линиям пути в течение установленных периодов
времени и/или в пределах указанных диапазонов эшелонов полета.

Все географические координаты аэронавигационных данных публикуются
в WGS-84. Конечная ответственность
за их точность и целостность возлагается на государства.

Пишется о применении полета со смещением как инструмента УВД, о
процедурах перехода между районами с различными типами
RNP, и об аварийных процедурах летного
экипажа при снижении точности навигации:

п.4.3.6. “Летный экипаж должен уведомлять орган УВД об аварийной
ситуации (отказ оборудования, неблагоприятные метеоусловия), которая влияет на
возможность обеспечения точности навигации, сообщить о своих намерениях,
согласовать план действий и получить измененное диспетчерское разрешение”.

п.4.3.9. “Диспетчеры УВД должны предпринимать соответствующие
действия для увеличения интервалов эшелонирования и координации со смежными
органами УВД…”

Глава 5. Требования к
воздушным судам

Самолет должен быть оборудован сертифицированной системой
RNAV,
соответствующей требованиям одного или нескольких типов RNP.

К простейшим системам RNAV относятся вычислительные системы,
использующие сигналы маяков VOR/DME или двух DME, преобразующие полярные координаты
в географические и решающие простые навигационные задачи. Основной их
недостаток – ограниченная зона действия и невысокая точность, связанная с
возможностями маяков VOR.

К системам, использующим внешние навигационные средства, относятся
бортовые приемники GNSS.
Основное преимущество – глобальная зона действия и высокая точность. Недостаток
– слабая помехозащищенность и связанная с этим недостаточная непрерывность обслуживания.
Иными словами высокая вероятность потери сигналов спутников в связи с промышленными
или искусственными (террористическими) помехами.

К автономным системам RNAV относятся инерциальные системы (INS). Принцип действия INS основан на измерении
ускорений ВС с помощью датчиков — акселерометров, установленных на гиростабилизированной
платформе. Система определяет крен, тангаж, истинный курс, географическое место
(включая геометрическую высоту) и вектор скорости ВС.

Основное преимущество INS –
полная автономность. Основные недостатки – дороговизна и сложность, требующая
корректной эксплуатации, а также снижение точности работы с течением времени.
Это приводит к необходимости корректирования INS по другим навигационным системам (VOR/DME, DME/DME, GNSS), причем корректируются, как
правило, только счисленные координаты самолета, а не работа инерциальных
датчиков и гироплатформы.

К комплексным системам
RNAV относятся Flight Management Systems – FMS.

FMS —
это обобщенное название бортовых систем, включающих в себя бортовые датчики,
приемники, вычислители, базы навигационных данных и данных о характеристиках
ВС. FMS выдает данные о положении ВС
и команды на управление траекторией полета на дисплеи и в автопилот (АБСУ). Некоторые FMS контролируют и регулируют расход
топлива, управляя режимами работы двигателей.

У FMS
практически нет недостатков. Мультисенсорный принцип обеспечивает необходимую
точность и надежность навигации на всех этапах полета. Однако следует помнить,
что безопасность навигации с использованием FMS обеспечивается строгой эксплуатационной
дисциплиной (соблюдением стандартных эксплуатационных процедур – SOPs) и качеством используемой
базы данных.

FMS Nav Data Base –
это дорогостоящая составляющая зональной навигации с использованием FMS, поставляемая
сертифицированными провайдерами с циклами AIRAC.

Функциональные требования к
оборудованию RNAV (п.5.2. Doc 9613)

Обязательные функции:

1) обеспечивать индикацию текущего места в виде широты/долготы или
пеленга и расстояния до выбранной точки пути:

2) выбирать или вводить требуемый план полета с пульта управления
и индикации;

3) хранить достаточный объем данных для выполнения активного плана
полета, а также просматривать и изменять навигационные данные в любой его
части;

4) формировать, проверять, изменять активный план полета, не
оказывая влияния на выходные данные наведения;

5)

выполнять
измененный план полета только с санкции экипажа;

6)

формировать
и проверять альтернативный план полета, не отключая активный план;

7)

формировать
план полета с использованием номеров маршрутов, точек пути из базы данных,
точек пользователя, задаваемых широтой/долготой или пеленгом и расстоянием от
других точек или РТС;

формировать
планы полетов сопряжением маршрутов или участков маршрутов;

9)

обеспечивать
возможность проверки и коррекции текущего места;

10)обеспечивать
возможность автоматической смены участков маршрута и выполнения разворотов с
учетом ЛУР. И наоборот, предусматривать возможность ручной смены участков и
реверсирования маршрута;

11)индицировать
на ПУИ (CDU)
боковое отклонение от ЛЗП;

12)индицировать
на ПУИ (CDU)
время полета до точек пути;

13)решать
задачу ПРЯМО НА (DIRECT TO, GO TO) на любую точку пути;

14)решать
задачу ПОЛЕТ СО СМЕЩЕНИЕМ (OFFSET, PTK) на заданную величину;

15)аннулировать
предыдущие коррекции места по РТС;

16)выдерживать
схемы ожидания с применением RNAV;

17)определять
и индицировать показатель точности определения координат (типа HDOP)
или отклонение вычисленных координат от данных датчиков местоположения;

18)использовать
систему WGS-84;

19)обеспечивать
индикацию отказов оборудования.

Примечание. Для воздушного пространства с высокой плотностью
движения возможно введение региональных функциональных требований (хороший
пример P—RNAV в
Европе).

Некоторые функции RNP—RNAV,
которые могут потребоваться в будущем:

1)

генерация
управляющих сигналов для АБСУ и/или командно-пилотажного прибора;

2)

отображение
трехмерных (3D) и
четырехмерных (4D)
данных о местоположении;

3)

индикация
путевого угла;

4)

индикация
трехмерных (3D) и
четырехмерных (4D)
данных о точке пути;

5)

обеспечение
как минимум 10-ти точек пути в плане полета по маршруту;

6)

обеспечение
как минимум 20-ти точек пути в ТМА и при заходе на посадку;

7)

визуальная
или световая сигнализация о приближения к точке пути;

автоматический
выбор навигационного датчика, проверка целостности и т.д.;

9)

выдерживание
разворотов с заданным радиусом (контролируемый разворот);

10)

индикация
информации о невыдерживании требуемой точности навигации или целостности и
формирование признаков отказов датчиков для системы.

Навигационная
база данных — NavData Base

Для

RNP-1:

–

необходимо иметь встроенную базу
данных, охватывающую район предстоящего полета с учетом возможности ухода на
запасной аэродром;

–

целостность базы данных должна быть
гарантирована;

–

экипаж должен иметь возможность
убедиться в том, что база данных загружена правильно;

–

экипаж должен получить информацию о
сроке действия базы данных;

–

разрешение информации должно
соответствовать RNP.

Для

RNP-4, 10, 12,6 и 20:

–

использование базы данных не
является обязательным, но, если она используется, к ней предъявляются
требования такие же, как и при RNP-1
.

Точки пути — Way Points – WPT

Для

RNP-1:

–

WPT
извлекается из базы данных и определяется по ее названию (если точка именована)
или по ее географическим координатам;

–

разрешение и точность хранения
координат WPT
соответствует RNP;

–

в план полета может включаться не
менее 10-ти WPTs.

Для

RNP-4, 10, 12,6 и 20:

–

достаточно иметь азимут и дальность
от другой WPT
или использовать другие средства для ее определения (широта/долгота, А/Д от
наземного маяка и т.д.);

–

разрешение и точность координат
WPT совместима с RNP;

–

в план полета может включаться не
менее 4 WPTs
как из базы данных, так и записанных вручную.

Утверждение летной годности (сертификация)
оборудования RNAV/FMS

Сертификация оборудования
RNAV/FMS для его применения при
производстве полетов в соответствии с конкретным типом RNP – сфера компетенции уполномоченного
органа Государства – в России это ДПЛГ ГВС и ТР ГА Минтранса России.

Сертификация оборудования производится для разных этапов полета –
маршрут, район аэродрома, заход на посадку, посадка.

Первоначальная сертификация оборудования – это сертификация самого
оборудования.

При установке оборудования на конкретный тип ВС проводится
дополнительная техническая оценка с учетом интеграции оборудования
RNAV/FMS с другими системами и приборами
этого типа ВС.

Сертификат летной годности на соответствие
RNP выдается на каждое воздушное
судно, имеющее оборудование RNAV/FMS.

Сертификация ВС производится, в основном, по анализу
конструкторской и эксплуатационной документации. Однако, в некоторых случаях
требуется и летная оценка соответствия, в основном при первичной установке
оборудования RNAV на данном типе ВС.

Разрешение на эксплуатацию оборудования
RNAV/FMS

Эксплуатант запрашивает уполномоченный орган Государства – в
России это ДЛС Минтранса России, разрешение на эксплуатацию оборудования

RNAV/FMS и на производство полетов в
соответствии с конкретным типом RNP.

Прежде чем выдать такое разрешение уполномоченный орган:

— убеждается в наличии и эксплуатационной готовности
сертифицированного по данному RNP
оборудования на конкретном самолете, в отношении которого эксплуатант запрашивает
разрешение;

— убеждается в наличии дополнения в РЛЭ ВС, в котором указываются
ограничения, условия и основные правила
эксплуатации оборудования RNAV/FMS;

— убеждается в наличии
дополнения в РПП эксплуатанта, в котором содержатся эксплуатационные процедуры
(SOPs) для каждого этапа полета в
соответствии с данным RNP, а
также в нештатных ситуациях (снижение точности навигации, перебои в
электропитании, срабатывание предупреждающей сигнализации, MEL и прочее);

— убеждается в “адекватности” программ подготовки летного состава.

Разрешение выдается каждому эксплуатанту и на каждый самолет по
процедуре, установленной Государством (ГС ГА). Процедуры выдачи таких
разрешений в России нам хорошо известна по темам B—RNAV и RVSM.

Глава 6. Производство полетов в условиях RNP

Напомним, что основная цель введения
RNP – это обеспечение АТМ в каком либо
районе воздушного пространства. RNP
устанавливаются Государствами в зависимости от интенсивности воздушного движения,
сложности маршрутов полетов и с учетом
всей инфраструктуры CNS.

В районах и на маршрутах
RNP
органы АТМ обязаны следить за точностью навигации и, при необходимости,
корректировать траекторию полета ВС. Поэтому невозможно вводить строгие RNP в районах, где не обеспечено
адекватное наблюдение за воздушной обстановкой и качественная связь с воздушным
судном,

Развитие систем связи, наблюдения, средств стратегического и
оперативного планирования полетов должно опережать темпы введения строгих
RNP, что мы и наблюдаем сегодня
в Европе. Расширение зоны применения сетки частот 8,33, использование AMSS, VDL, усовершенствованное
наблюдение с использованием ответчиков Mode S, усиление требований к заявкам на использование воздушного
пространства и много другое в рамках Плана перехода к системам CNS/ATM в Европе.

И совершенно очевидно, что эксплуатанты должны заботиться не
только о качестве навигации, но и о модернизации всего комплекса оборудования
самолета для того, чтобы вписаться в опережающее развитие систем связи и
наблюдения. Мы не получим разрешение на полеты в районах будущих
RNP не имея требуемых в этих
районах систем связи и наблюдения.

Но, вернемся к навигации. Рассмотрим, что требуется от
эксплуатантов для производства полетов в условиях RNP.

п.6.1.18 “Используемое навигационное оборудование выбирается
эксплуатантом. Основное условие заключается в том, чтобы это оборудование
обеспечивало уровень точности выдерживания навигационных характеристик,
установленный для каждого конкретного типа RNP. При этом необходимо учитывать следующие
аспекты:

a)

эксплуатанты
должны получить соответствующее разрешение от своих Государств;

b)

до
получения разрешения эксплуатант должен представить подтверждение того, что
данный тип оборудования соответствует установленным требованиям;

c)

эксплуатант
вносит в эксплуатационную документацию (РЛЭ ВС, РТО, РПП, РК и т.д.) ограничения
и условия, навигационные процедуры для штатных и нештатных ситуаций,
прописывает правила обновления баз данных, технического обслуживания,
утверждает программы и проводит подготовку летного и технического персонала;

d)

Государствам
следует установить соответствующие административные процедуры с тем, чтобы
исключить перегруженность своих служб выдачи разрешений и свести к минимуму
расходы эксплуатантов”.

“6.2.
Требования к обучению

6.2.1. Соответствующие полномочные органы Государства несут
ответственность за обеспечение надлежащей подготовки летных экипажей и
диспетчеров воздушного движения к производству полетов в условиях
RNP.

6.2.2. Следует предусмотреть
проведение семинаров по RNP в целях
содействия внедрению RNP пределах
Государства или региона (The RNAV
Workshop will take place on 4/5/6
November 2003 in Luxembourg).

6.2.3.
Программы подготовки включаются в РПП (часть D)
эксплуатантов и соответствующие документы учебных центров.

6.2.4.
Следует убедиться в том, что в результате подготовки летные экипажи:

—

имеют общие понятия о применении
RNP;

—

имеют четкое представление об оборудовании,
включая его ограничения;

—

ознакомились с эксплуатационными правилами и
процедурами;

—

осознают необходимость уведомлять органы УВД
о тех случаях, когда точность навигационного оборудования вызывает сомнения;

—

знают порядок действий в чрезвычайной
обстановке”.

JAA Administrative & Guidance Material, Section One: General Part
3: Temporary Guidance Leaflets

ОДОБРЕНИЕ (ПОДТВЕРЖДЕНИЕ) ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ОБОРУДОВАНИЯ ВС И ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ПРОЦЕДУР ДЛЯ
ВЫПОЛНЕНИЯ ПОЛЕТОВ В РЕЖИМЕ ТОЧНОЙ ЗОНАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ В СПЕЦИАЛЬНО ОБОЗНАЧЕННЫХ РАЙОНАХ
ВОЗДУШНОГО ПРОСТРАНСТВА ЕВРОПЫ

Материал
относится к введению зональной
навигации в рамках Европейской Air Traffic Management Programme (EATMP) и должен
применяться с учетом Документа Евроконтроля Doc 003-93, Разделами «Оборудование
Зональной Навигации: «Функциональные Требования» и «Эксплуатационные
Требования».

Инструктивные указания Материала соответствуют
публикациям Евроконтроля (Doc 003-93)

в отношении функциональных и эксплуатационных требований, а также
принципам разработки зональных процедур в районе аэродрома, основанных на
DME/DME и
GNSS.

Эксплуатант может использовать и другие способы (методы) подтверждения
соответствия при условии, что они соответствуют основным положениям настоящего Материала и утверждены полномочным органом Государства.

Инструктивные
положения включают технические и эксплуатационные критерии для навигационных
систем P—RNAV. Эти положения оговаривают основные сертификационные позиции, включая
функциональные требования, точность, целостность, непрерывность обслуживания,
условия и ограничения при эксплуатации.

Инструктивные положения применяются для выполнения процедур

P—RNAV в районе аэродрома и, если Государство приняло соответствующее решение,
для навигации на маршруте. В рамках данного Материала
процедуры
P—RNAV включают в себя выполнение схем вылета, прибытия и захода на посадку до
точки начала снижения на прямой (FAWP). Процедуры ожидания в ближайшем будущем предполагается выполнять
обычным способом. Защита от препятствий при выполнении процедур
P—RNAV вплоть до точки

FAWP будет строится на основании предпосылки, что ВС соответствует
требованиям
P—RNAV по точности навигации. При этом необходимо учитывать, что точность
навигации, требуемая в конце промежуточного этапа захода на посадку, будет
согласовываться и доводиться до значения, требуемого на следующем этапе полета.

Конечный этап захода на посадку, а именно от
FAWP до торца ВПП, и соответствующий маневр ухода на второй круг, будет
рассмотрен в следующем Материале. В нем также будет рассмотрена и вся концепция

RNP—RNAV.

Применение

P—RNAV касается требований в отношении точности выдерживания
заданных линий положения и не оговаривает всех прочих аспектов требуемых
навигационных характеристик (RNP), концепция которых опубликована в документах
ИКАО 9613 и 9650.

В
настоящем Материале
оговариваются эксплуатационные аспекты вертикальной навигации, но не даются
сертификационные критерии для таких систем, поскольку способность системы
решать задачи вертикальной навигация не является обязательной для системы
P—RNAV.

Системы и процедуры, ранее сертифицированные по
B—RNAV, должны быть подвергнуты анализу с целью определить – требуются или нет
дополнительные действия для сертификации по
P—RNAV.

Раздел 5. ОПИСАНИЕ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ
P—RNAV

(приводится без сокращений)

5.1. Навигация в горизонтальной плоскости

5.1.1. Для навигации в горизонтальной плоскости
бортовое оборудование RNAV позволяет выполнять предписанные инструкции и
выдерживать маршрут из точек пути, хранящихся в бортовой базе данных.

5.1.2. В рамках настоящего Материала выполнение
полета P—RNAV предусматривает использование такого оборудования RNAV, которое
автоматически определяет горизонтальные координаты ВС по следующим
навигационным датчикам (без каких-либо приоритетов и последовательности):

(а) Дальномерное оборудование, работающее по двум
и более наземным маякам (DME/DME).

(b) Высокочастотное угломерно-дальномерное
оборудование, работающее по совмещенному маяку VOR/DME, если такой маяк определен как удовлетворяющий
требованиям для выполнения данной процедуры.

(с) Глобальная навигационная спутниковая система (GNSS)

(d) Инерциальные навигационные системы (INS или IRS) с автоматической
коррекцией от подходящей радионавигационной системы.

Предупреждения:

(1)
LORAN—C не может быть
навигационным датчиком для выполнения процедур в районе аэродрома.

(2)
Маяк TACAN может включаться в бортовую базу данных и
использоваться совместно с маяком DME, при условии что он соответствует Стандартам Приложения
10 ИКАО и включен в АИП.

(3)
Термин
GNSS означает систему GPS (Министерства обороны США) с барометрической
поддержкой работы и функцией RAIM, либо GPS с бортовой системой функционального дополнения ABAS или спутниковой
системой функционального дополнения SBAS, например EGNOS. Смотри также JAA TGL 3 версия 1, Приложение A, пункты 2.4 и
2.5.

(4)
Ограничения на использование
инерциальных данных в целях определения координат во время коротких периодов
времени, когда невозможно производить коррекцию по радионавигационным системам,
подробно приводятся в п. 8.4.

5.1.3. Вычислитель системы рассчитывает такие
навигационные параметры, как пеленг и расстояние от текущего места до пункта
маршрута (WPT), положение относительно линии заданного пути, выводит на индикацию и в
системы управления информацию и сигналы, позволяющие выдерживать заданную траекторию
полета.

5.2. Вертикальная навигация

Настоящим Материалом
не устанавливаются сертификационные критерии для систем вертикальной
навигации, поскольку она не является обязательной для
P—RNAV.

6.
ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ БОРТОВЫХ СИСТЕМ P—RNAV

(приводится
с небольшими сокращениями)

6.1. Точность

Точность выдерживания траектории бортовой системой

P—RNAV в горизонтальной плоскости в течение 95 % летного
времени должна быть не хуже
± 1.0 NM.

Точность выдерживания линии заданного пути зависит
от ошибки навигационной системы (суммы ошибки в расчете заданной траектории,
ошибки определения координат и шибки при выводе информации на индикацию) и
погрешности пилотирования– FTE. Это соответствует требованию по точности RNP-1 и RNP-1 RNAV.

6.2. Целостность

В отношении самой бортовой системы: вероятность
одновременного появления на индикаторах обоих пилотов опасно ложной
навигационной информации или ошибочного положения относительно заданной
траектории должна быть исключена.

В контексте выполнения процедур
P—RNAV в районе
аэродрома термин опасно
должен интерпретироваться как появление ложной
или ошибочной навигационной информации без своевременного предупреждения
экипажа, либо, если таких предупреждений
нет, ложность или ошибочность которой экипаж может не распознать.

Понятие исключена является смягченным
вариантом действующего понятия категорически исключена, используемого в
документах JAA в отношении выполнения процедур вылета, прибытия и захода на посадку.
Такой подход при разработке процедур P—RNAV является консервативным, но он соответствует
принципам построения процедур PANS—OPS, критериям эшелонирования PANS—RAC и не повышает существующий
сегодня уровень рисков при использовании воздушного пространства.

Понятие категорически исключена будет
применяться в отношении конечного этапа точного захода на посадку, т.е. от FAWP до прохождения торца ВПП.

Возможности систем, сертифицированных по
RNP, превышают требуемые
для выполнение полетов P—RNAV. Такие системы обеспечивают более высокий уровень
встроенного контроля целостности навигационной информации и обеспечивают экипажу
возможность контролировать расчетную погрешность определения координат, что
придает уверенность экипажу в точности работы системы.

6.3. Непрерывность обслуживания

В отношении самой бортовой системы должно быть
подтверждено, что:

(а) вероятность потери всей навигационной
информации должна быть исключена;

(b) вероятность невосстанавливаемой потери всех
навигационных функций и возможности ведения связи должна быть категорически
исключена.

Предупреждение. В дополнение к требованиям к
оборудованию ВС для полетов по ППП согласно JAR—OPS 1, Sub—part L, требуется как минимум одна система зональной навигации.

7.
ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ КРИТЕРИИ К СИСТЕМАМ P—RNAV

(приводится
с небольшими сокращениями)

7.1. Обязательные функции

№	Описание функции
1	Индикаторы боковых отклонений (CDI, HSI), табло «TO/FROM» табло отказов, используемые в качестве основных приборов для навигации, вписывания в ЛЗП при выполнении разворотов, определения состояния оборудования (отказы, режимы, целостность информации) должны быть в поле зрения пилота при его взгляде «по полету». Ориентация горизонтальной планки навигационного прибора должна производиться автоматически по рассчитанному в вычислителе RNAV значению заданного путевого угла. Масштаб индикатора боковых отклонений должен соответствовать этапу полета и может управляться как программно вычислителем, так и по значениям (RNP), полученным из навигационной базы данных. Масштаб индикатора должен быть понятен экипажу, либо его текущее значение экипаж может легко узнать. Для P—RNAV приемлемым считается масштаб отклонений планки горизонтального положения ВС относительно ЛЗП ± 1 NM (крайние положения). Приемлемой альтернативой этим требованиям является наличие навигационного дисплея, хорошо видимого экипажем, с подходящим масштабом отображения и дающего адекватное представление о боковых уклонениях. Управление масштабом такого дисплея может производиться вручную
2	Возможность непрерывного отображения на одном из основных приборов, используемых пилотом активного управления, рассчитанных вычислителем RNAV значений заданного путевого угла и бокового уклонения относительно ЛЗП
3	Для экипажа из двух пилотов – возможность пилота, не управляющего ВС, контролировать положение ВС относительно ЛЗП
4	База данных, содержащая действующую навигационную информацию, официально опубликованную для гражданской авиации, должна обновляться в соответствии с циклом AIRAC и из нее должны активизироваться процедуры RNAV. Хранящиеся данные должны иметь разрешение, соответствующее требованиям по точности выдерживания заданных траекторий. База данных должна быть защищена от возможного изменения пользователем.
5	Экипаж должен иметь возможность проверять срок действия базы данных
6	Экипаж должен иметь возможность проверять хранящуюся в базе данных процедуру вплоть до координат каждого WPT и навигационного средства
7	Процедура из базы данных должна активизироваться целиком — одновременно все точки в их последовательности
8	В поле зрения пилота либо на легко доступной и хорошо видимой странице дисплея должна быть обеспечена возможность контроля используемого типа датчика и параметр, позволяющий определить точность системы в данный момент
9	Индикация имени пункта наведения должна быть либо в поле зрения пилота, либо на легко доступной и хорошо видимой странице дисплея
10	Индикация пеленга и расстояния до пункта наведения должна быть в поле зрения пилота. Когда это практически невозможно, эти данные должны выводиться на легко доступную и хорошо видимую страницу дисплея
11	Индикация путевой скорости и времени полета до пункта наведения должна быть либо в поле зрения пилота либо на легко доступной и хорошо видимой странице дисплея
12	Когда это требуется согласно эксплуатационным процедурам для контроля точности — индикация численного значения бокового отклонения на дисплее с дискретностью 0.1 NM.
13	Автоматическая настройка на маяки VOR и DME, используемые системой для определения координат, и возможность блокирования автоматической настройки (де — селекции) экипажем
14	Автоматический выбор системой RNAV оптимальных датчиков, тесты встроенного контроля, контроль целостности и возможность ручного управления этими функциями
15	Выполнение полета «Прямо — НА»
16	Автоматическая смена участков маршрута и соответствующая индикация для экипажа
17	Возможность выполнять маневры в соответствии процедурами из базы данных, включая развороты типа «Fly—By» и «Fly—Over«.
18	Возможность выполнять маневры и выдерживать следующие типы траекторий согласно ARINC 424 : — Initial Fix (IF) – выход в точку начала захода на посадку; — Track between Two Fixes (TF) – полет по линии, соединяющей две точки; — Course to a Fix (CF) – полет на заданную точку с заданным путевым углом; — Course from a Fix to an Altitude (FA) – полет от заданной точки с заданным путевым углом до достижения заданной высоты; — Direct to a Fix (DF) – полет от текущего места прямо на заданную точку
19	Индикация отказа системы RNAV, включая отказ соответствующих датчиков, должна быть в поле зрения пилота.
20	Для мультисенсорных систем RNAV: автоматический переход на резервный датчик при отказе основного. Примечание: это не ограничивает возможность ручного выбора навигационного датчика
21	Индикация навигационной информации от дублирующих систем в целях перекрестного контроля работы основной системы

7.2.
Рекомендуемые функции

№	Описание функции
1	Режим «полет по параллельному маршруту (PTK)» со смещением как минимум до ± 20 NM и с дискретностью задания смещения — 1 NM. Режим такого полета должен четко индицироваться. При этом система должна выдавать навигационные параметры (отклонение и оставшееся расстояние) относительно смещенной линии пути и смещенного пункта наведения. Режим не должен сохраняться при замене маршрута и после прохождения точки начала захода на посадку, не должен создавать неприемлемую геометрию траектории полета. До прохождения конца смещенного участка экипажу должна выдаваться заблаговременная индикация таким образом, чтобы он мог успеть вернуться к исходному маршруту. После включения режима смещения он должен сохраняться при полете вдоль основного маршрута до тех пор, пока не будет отмене автоматически, либо экипажем – ручной отменой самого режима или включением задачи «прямо-НА»
2	Связь системы RNAV с автопилотом или директорным режимом управления ВС с четкой индикацией включения такой связи
3	Режим вертикальной навигации с использованием барометрической высоты
4	Для систем RNAV, работающих от датчиков DME/DME и с поддержкой от IRS – возможность выставки (коррекция) координат по торцу ВПП перед взлетом и возможность вводить величину смещения от торца в случае, когда взлет производится не от начала ВПП
5	Индикация режима системы RNAV должна быть в поле зрения пилота
6	Выполнение следующих маневров согласно ARINC 424: — HM — Holding Pattern to a Manual Termination — ожидание с принудительной (ручной) отменой; — НА Holding Pattern to an Altitude — ожидание с отменой при достижении заданной высоты; — HF — Holding Pattern to a Fix — ожидание с отменой над точкой ожидания после одного круга; — RF — Constant Radius to a Fix полет с заданным радиусом относительно заданной точки. Тип маневра RF характерен для систем RNP—RNAV, в то время как другие типы маневров могут встречаться и в других системах RNAV.

8. СПОСОБЫ ПОДТВЕРЖДЕНИЯ СООТВЕСТВИЯ ТЕХНИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК

(приводится
полностью с небольшими комментариями)

8.1. Основные положения

Оценка характеристик конкретного оборудования,
установленного на борту ВС, и подтверждение их соответствия требованиям
настоящего раздела должна производиться, по мере возможности, одновременно с
анализом эксплуатационных процедур, разработанных в соответствии с разделом 10
«Эксплуатационные критерии», принимая во внимание процедуры как при
штатных, так и при нештатных ситуациях.

8.1.1. Новое или доработанное оборудование,
установленное на ВС

При подтверждении соответствия настоящему Материалу следует учитывать следующие специальные
положения:

(а) Эксплуатант представляет в уполномоченный
орган доказательную документацию, в которой указывается, каким образом
соблюдаются требования настоящего Материала.
Документация должна быть основана на Плане, предварительно согласованном
с уполномоченным органом. В этом Плане должны быть указаны данные, которые
должен представить эксплуатант для сертификации, включая, при необходимости,
описание навигационных систем и подтверждение выполнения мероприятий,
предписанных нижеследующими пунктами.

(b) Соответствие техническим требованиям может быть
подтверждено непосредственно сертификацией оборудования, анализом безопасности
применения системы, подтверждением безопасного уровня соответствующего
программного обеспечения, анализом технических характеристик и совокупностью
наземных и летных испытаний. В дополнение к заявке на сертификацию
предоставляется конструкторская документация в той части, которая подтверждает
соблюдение основных положений и критериев разделов 6 и 7 настоящего Материала.

(c) Непосредственно эксплуатация системы RNAV и организация индикации в кабине пилотов
управляющих сигналов по горизонтальной и вертикальной навигации должны быть
оценены на предмет минимизации вероятности ошибок экипажа. В частности, при
выходе на посадочную прямую должна быть обеспечена возможность одновременно
контролировать индикаторы системы RNAV и ILS.

(d) Сценарии действий при отказах навигационных
датчиков и системы RNAV оцениваются на предмет обеспечения возможности
перехода на традиционные средства навигации и что при этом не возникнет
путаницы с коммутацией индикаторов (например, VOR № 2 на HSI № 1) и, как следствие, ошибочное восприятие
информации экипажем. Такая оценка должна учитывать также и возможные отказы переключателей
и коммутаторов.

(e) Оценивается связи системы RNAV с автопилотом и системой директорного режима управления ВС, а также обеспеченность экипажа четкой и однозначной
индикацией о включении и отключении этих режимов и отказах системы RNAV.

(f) Должно быть продемонстрировано, что возможно
выполнение всех видов маневров, предписанных разделом 7 табл. 1 п.18 и табл.2
п.6 (если реализованы), и, по возможности, без вмешательства экипажа, т.е. без
необходимости выключать, вручную выставлять заданный путевой угол и повторно
включать режим RNAV.

8.1.2. Штатное
оборудование (доработка
оборудования ВС не потребовалась)

Эксплуатант представляет в уполномоченный орган
доказательную документацию, в которой указывается, каким образом соблюдаются
критерии настоящего Материала
при использовании штатного оборудования. Соответствие может быть
подтверждено его инспекцией, во время которой проверяется, что требуемые
функции и связи действительно работают. Технические характеристики и критерии
целостности согласно раздела 6 могут подтверждаться ссылками на соответствующие
записи в РЛЭ ВС или другие применяемые одобрения и дополняющие их
сертификационные данные. При отсутствии в эксплуатационной документации
соответствующих подтверждений могут потребоваться дополнительные исследования и
испытания. В п.9.3.3. приводится образец дополнения в РЛЭ ВС, которое может
потребоваться в таких случаях.

8.2. Целостность (достоверность) базы данных

Процедуры обновления базы данных с циклом
AIRAC должны соответствовать стандартам EUROCAE ED-76 / RTCA DO-200A (см. п. 10.6).

8.3. Использование оборудования
GPS

8.3.1. Использование
GPS для выполнение процедур P—RNAV возможно с использованием оборудования,
сертифицированного по FAA TSO—C145 и TSO-146, либо JTSO—C129a/ TSO—C129 (),
Оборудование должно быть класса A1, B1, C1, B3 или C3, и быть доработано для выполнения всех требуемых
функций, предписанных в разделе 7, табл. 1 настоящего Материала..

8.3.2. Если имеется только
автономное оборудование GPS, соответствующее JTSO—C129a/TSO—C129(), до для соблюдения критериев P—RNAV и при заполнении заявки
согласно п.8.1.1.(а) необходимо учесть
положения JAA TGL №.3, версии 1, п. 5.4.

Комментарий.

JAA
TGL №.3, версии 1, п. 5.4. формулирует требования к автономному
оборудованию
GPS для
выполнения полетов в системе

B—RNAV.

Напомним, что для
B—RNAV согласно

TGL № 3 требовалась автономная

GPS класса А1/2 с высотомерной поддержкой работы, связь

GPS с индикаторами типа ПНП (CDI,
HIS), автоматическая и ручная регулировка их масштабов,
ориентирование этих приборов по ЗПУ, рассчитанному в
GPS, дополнительными табло отказов, прерывания

RAIM и приближения к

WPT, возможность вводить высоту
установки на фюзеляже антенны

GPS, и некоторые другие особенности.

Если бы при сертификации по
B—RNAV эти критерии жестко отслеживались, то сегодня для

P—RNAV потребовалось бы
незначительные усилия и затраты, как это и было задумано ЕКГА и Евроконтролем
еще до введения
B—RNAV.

8.3.3. Для повышения
непрерывности обслуживания рекомендуется
функция FDE.

Комментарий. Функция

Fault
Detection

and

Exclusion,

FDE требуется для

GPS, используемой для океанической
навигации согласно
FAA

Notice 8110.60. Такую функцию из
автономных
GPS класса А
имеют, например,
KLN-900,

Trimble 2101
I/O, и более мощные ПИ СНС.

Для сухопутной навигации во всех регионах мира
достаточно иметь
RAIM, а
функция
FDE только
рекомендуется.

8.4. Использование
инерциальных данных

Допускается использование
инерциальных систем в качестве датчиков определения координат в течение
коротких периодов времени, когда автоматическое определение координат по
радионавигационным системам невозможно из-за отказов или прерывания радиосигнала.
При отсутствии индикации целостности определения координат эксплуатант должен
определить как долго будет обеспечена требуемая точность при переходе
навигационной системы в режим работы только по инерциальным данным. Необходимо
рассмотреть как полет непосредственно после взлета, так и маневрирование в
районе аэродрома в целом. При этом может потребоваться отнести такую навигацию
к процедурам при нештатных ситуациях. Ограничения могут быть обоснованы на
модели допустимого дрейфа платформы и должны быть подтверждены полномочным
органом в области летной эксплуатации ВС.

8.5. Совместимость оборудования

Разные конфигурации
навигационных систем с многовариантными органами управления могут создавать
проблемы, связанные с различиями как методов работы с оборудованием, так и
форматов отображаемой информации. Такие проблемы могут возникать и при путанице
с различными версиями программного обеспечения одного и того же оборудования.
Что касается захода на посадку – многовариантность (смешивание) оборудования
RNAV недопустима.

При установке на борту ВС
двух и более навигационных систем необходимо, как минимум, учитывать
приведенные ниже принципы совместимости, особенно для таких пилотских кабин,
архитектура которых позволяет производить перекрестные подключения (например,
когда к дисплею № 1 можно подключить GNSS-2).

(а) Ввод данных: если на
борту установлены две навигационные системы, то методы ввода данных должны быть
совместимы, а алгоритмы решения основных задач – похожи. Любые отличия должны
быть исследованы на предмет увеличения рабочей нагрузки на экипаж. Если экипаж
допустил процедурную ошибку (например, при вводе данных, полученных от
дублирующей системы, в рабочую систему), то это не должно привести к появлению
ложной информации, а ошибка должна быть легко обнаружена и устранена.

(b) Масштабирование индикаторов боковых отклонений (двух
систем) должно быть синхронным, либо об изменении масштабов должны выдаваться
предупреждения.

(с) Символы дисплеев и
индикация режимов работы: не должно быть противоречивых символов и табло
(например, один и тот же символ в разных системах не должен использоваться с различным
смыслом). Отличия в символах и индикации должны быть исследованы на предмет
возможности возникновения путаницы.

(d) Логика режимов: режимы взаимодействующего (с
навигационной системой) оборудования и его связи с другим оборудованием ВС
должны быть совместимы.

(е) Отказ оборудования:
отказ одной из систем не должен приводить к появлению ложной информации.

(f) Отображение данных: отображение основных навигационных
параметров должно производиться в одних и тех же единицах измерения и с
одинаковыми символами. Любое несоответствие в отображении основных
навигационных параметрах (двумя системами) не может быть одобрено
(сертифицировано).

(g) Различия в базах данных: ввиду возможности конфликта
двух баз данных любые отличия в них недопустимы.

9. РЛЭ ВС

(приводится с небольшими сокращениями)

9.1.
Новые или дооборудованные ВС: в РЛЭ ВС вносится,
как минимум запись о том, что ВС и его оборудование, в том числе доработанное,
сертифицировано по стандартам
P—RNAV, либо
имеют возможности
RNP-1 или лучше

Ограничиться
этим можно при условии, что детальное описание установленной системы и соответствующие
инструкции и процедуры ее эксплуатации содержатся в других эксплуатационных или
учебных руководствах (у нас это РПП эксплуатанта — часть А глава 8
“Эксплуатационные процедуры” и часть
D “Подготовка персонала”).

9.2. Если
в других эксплуатационных или
учебных руководствах нет соответствующих материалов, то соответствующие
изменения и дополнения по выполнению полетов
P—RNAV вносятся в следующие разделы РЛЭ ВС или
Pilot‘s
Operating
Handbook (что
применяется):

—

Ограничения

—

Процедуры нормальной
эксплуатации

—

Процедуры при нештатных
ситуациях

—

Процедуры в аварийных
ситуациях

—

Летно-технические
характеристики.

9.3. Для
эксплуатируемых ВС со штатными системами
RNAV, но в
РЛЭ ВС
или
Pilot‘s
Operating
Handbook которых не указаны или указаны не достаточно четко
возможности этих систем, эксплуатант, вместо изменений и дополнений, издаваемых
конструкторскими бюро, может по согласованию с уполномоченным органом воспользоваться
одной из следующих альтернатив:

(а) В
соответствии с п. 8.1.2. представить доказательную документацию и проект
Дополнения (в РЛЭ ВС или
Pilot‘s
Operating
Handbook),
разработанный эксплуатантом в соответствии с указаниями п.9.1 и в типовом формате,
приводимом в Приложении Е; или

(b) В соответствии с п. 8.1.2. представить
доказательную документацию и предполагаемые дополнения в Эксплуатационные
Спецификации, которые содержат информацию, аналогичную той, которая обычно содержится
в РЛЭ ВС.

9.4.
Возможности систем, сертифицированных по
RNP,
превышают требуемые для выполнение полетов
P—RNAV. Такие системы обеспечивают более высокий уровень
встроенного контроля целостности навигационной информации и обеспечивают
экипажу возможность контролировать расчетную погрешность определения координат,
что придает уверенность экипажу в точности работы системы. Поэтому те положения
РЛЭ, в которых указано соответствие систем ВС определенным
RNP, могут
использоваться для подтверждения соответствия систем
RNAV требуемым
навигационным характеристикам в каком-либо районе полетов.

10. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ
КРИТЕРИИ

(приводятся с небольшими
сокращениями и комментариями)

10.1. Основные положения

10.1.1. На основе критериев
и рекомендаций п.8.1.1.(с)
¸ (f) или 8.1.2. (что применимо) эксплуатант должен
произвести анализ своих эксплуатационных процедур (РПП часть А глава 8, а также
соответствующие дополнения в РЛЭ ВС) в нормальных и нештатных ситуациях на
предмет их соответствия конкретному типу оборудования, установленному на его
ВС.

10.1.2. Приводимые ниже
инструкции могут быть использованы эксплуатантом при разработке своих
эксплуатационных процедур для конкретных типов оборудования ВС и районов
выполнения полетов. Необходимо помнить, что собственно сертификация технических
характеристик сама по себе не является основанием для выполнения полетов в
воздушном пространстве, по маршрутам и процедурам в районе аэродрома, где
требуется разрешение (approval) P—RNAV. Это разрешение должно быть указано в Сертификате
Эксплуатанта (или выдано и оформлено в соответствии с национальными правилами
Государства).

10.2. Процедуры нормальной
эксплуатации

10.2.1. Подготовка к полету

10.2.1.1. При подготовке к
полету необходимо убедиться в том, что навигационная инфраструктура на время
предполагаемого полета обеспечит выполнение планируемых процедур зональной
навигации, а также традиционную (незональную) навигацию на случай нештатных
ситуаций. Необходимо убедиться в исправности бортового оборудования, которое
будет использоваться при полете по планируемому маршруту. Навигационная база данных
должна соответствовать региону планируемого полета и должна содержать радионавигационные
средства, пункты маршрута, процедуры вылета и прибытия в районе аэродрома назначения
и запасных.

10.2.1.2. Если
уполномоченный орган по использованию воздушного пространства включил в АИП
требование о двойном комплекте оборудования P—RNAV для выполнения каких-либо конкретных процедур в районе
аэродрома, то необходимо убедиться в исправности обоих комплектов оборудования P—RNAV. Такие условия будут оговариваться как правило для
процедур, которые предусматривают снижение ниже безопасной высоты пролета препятствий
или не обеспечены в достаточной степени радиолокационным контролем для поддержки
P—RNAV. Будут учитываться также и опасные особенности
какой-либо воздушной зоны и возможность выполнения нештатных процедур на случай
потери возможности P—RNAV.

10.2.1.3. Если для обеспечения
P—RNAV
используется автономное оборудование GPS, то необходимо подтвердить обеспечение RAIM с учетом последней
информации US Coastguard о состоянии спутников.

Примечание.
Прогноз RAIM может быть функцией оборудования при условии, что
предусмотрена возможность отведения нерабочих спутников из алгоритмов расчета.
Если такой функции в оборудовании нет, то можно воспользоваться услугами
специальной службы обеспечения пользователей воздушного пространства,
уполномоченной выполнять
RAIM – прогнозирование.

Комментарий. На
сайте “ecacnav.com” имеется программа
AUGUR,
которая позволяет выполнять
RAIM прогнозирование по маршрутам и аэродромам и
многое другое в обеспечение требований этого пункта.

10.2.2. Вылет

10.2.2.1. Экипаж должен убедиться, что база данных
бортового оборудования действующая и что начальные координаты ВС введены
корректно. Активный план полета должен быть проверен на опубликованным
SID. Проверяются
последовательность пунктов маршрута, соответствие путевых углов и расстояний,
ограничения высот и скоростей и, когда это возможно, уточняются типы проходимых
пунктов — Fly—By или Fly—Over. Если оговорено процедурой,
необходимо убедиться в том, что определение координат будет производиться по определенному
радионавигационному средству (средствам), либо наоборот – какое-либо средство
отведено из обработки. Процедура, извлеченная из базы данных, не должна
выполняться, если у экипажа есть сомнения в ее достоверности.

10.2.2.2. Не допускается включение точек
пользователя, записанных вручную (USER), в процедуры SID, активизированные из базы данных, так как это
может нарушить целостность процедуры P—RNAV.

Однако, экипаж должен быть готов к оперативным
изменениям маршрута полета, связанных с векторением или командами диспетчера
«прямо – НА», что может потребовать добавления пунктов, извлеченных
из базы данных, в активную процедуру SID.

10.2.2.3. Непосредственно перед взлетом экипаж
должен убедится в том, что система RNAV включена,
работает корректно и, если требуется, проверить правильность ввода данных аэропорта
и ВПП взлета.

10.2.2.4. Если система
RNAV,
работающая в режиме VOR/DME или DME/DME не производит автоматическое
определение координат в месте начала разбега, то перед взлетом экипаж должен
вручную ввести координаты торца ВПП или фактического мета старта. Это требуется
для предотвращения недопустимых или неожиданных для экипажа смещений координат
в системе RNAV после взлета и начала автоматических определений
места.

Если используется
GNSS, то ее инициализация должна быть закончена до
начала разбега, а определяемые по GNSS координаты могут использоваться вместо ручного
ввода координат ВПП.

10.2.2.5. По возможности выполнение процедуры
P—RNAV должно
дополнительно контролироваться по традиционным навигационным средствам (VOR/DME).

Когда для навигации используются инерциальные
системы экипаж должен контролировать интервалы их автоматической коррекции по
радиотехническим средствам и следить за тем, чтобы эти интервалы не превышали
установленных ограничений (см.п.8.4). Все вышеуказанное должно быть предписано
в эксплуатационных процедурах, выполняемых летным экипажем.

10.2.2.6. Когда ввод начальных координат согласно
п.10.2.2.4. произвести не удалось, вылет должен выполняться с контролем по
традиционным навигационным средствам. Переход на процедуру
P—RNAV должен
производится тогда, когда ВС войдет в зону приема сигналов DME/DME и оборудование RNAV войдет в рабочий режим.

Примечание. Когда процедурой вылета предусмотрено,
что в начале контроль полета производится по традиционным средствам, то на
соответствующих картах будет указываться точка, до прохождения которой экипаж
должен перейти на процедуру P—RNAV. Если решение о контроле по традиционным
средствам на начальном этапе принимает экипаж,
то точка такого перехода на картах не
указывается.

10.2.3. Подход

10.2.3.1. Еще до начала выполнения маневра подхода
экипаж должен убедиться в том, что нужная процедура (STAR, IAP) в системе RNAV
активизирована. Перед активизацией (возможно еще до вылета) процедура из базы
данных проверяется на соответствие опубликованным процедурам. Проверяются последовательность
пунктов маршрута, соответствие путевых углов и расстояний, ограничения высот и
скоростей и типы проходимых пунктов — Fly—By или Fly—Over. Если оговорено процедурой, необходимо убедиться
в том, что какое-либо средство отведено из алгоритмов определения координат.
Процедура, извлеченная из базы данных, не должна выполняться, если у экипажа
есть сомнения в ее достоверности.

10.2.3.2. Не допускается включение точек
пользователя, записанных вручную (USER), в процедуры STAR и IAP, активизированные из
базы данных, так как это может нарушить целостность процедуры P—RNAV.

10.2.3.3. Если при нештатных ситуациях потребуется
перейти на выполнение традиционной процедуры подхода, то экипаж заранее должен
выполнить необходимые для этого настройки радиосредств.

10.2.3.4. По возможности выполнение процедуры
должно дополнительно контролироваться по традиционным навигационным средствам.

В частности, при выполнении процедур
RNAV, основанных на VOR/DME, положение относительно опорного маяка должно
индицироваться и контролироваться экипажем. Позывные опорного маяка должны быть
прослушаны.

Для контроля систем
GNSS считается достаточным отсутствие сигнализации о
прерывании RAIM.

Примечания:

(1)
Пример одного их методов контроля: когда средства
индикации позволяют можно сравнивать радиал и дальность до какого-либо маяка
VOR/DME по системе RNAV и по радиотехнической
системе, настроенной на этот маяк.

(2)
В некоторых системах точность работы можно оценить
по режиму ее работы или по определенному показателю точности (PDOP, HDOP).

10.2.3.5. Экипаж должен быть готов к оперативным
изменениям маршрута полета, связанных с векторением или командами диспетчера
«прямо – НА», что может потребовать добавления пунктов, извлеченных
из базы данных, в активную процедуру.

10.2.3.6. Несмотря на то, что применение
вертикальной навигации для P—RNAV не является обязательным, тем не менее необходимо
просмотреть опубликованные составляющие процедуры в отношении высот и скоростей

10.3. Процедуры при нештатных ситуациях

10.3.1. Процедуры при нештатных ситуациях должны
быть разработаны эксплуатантом и должны
включать случаи срабатывания сигнализации о следующих отказах:

(а) Отказы компонентов системы зональной
навигации, включая такие отказы, которые влияют на погрешность пилотирования –
FTE (например, отказ
автопилота или директорного режима).

(b) Частичные отказы самой системы зональной
навигации.

(с) Отказ навигационных датчиков.

(d) Превышение времени ограничения работы системы от
инерциальных датчиков.

10.3.2. Экипаж должен информировать диспетчера АТС
о любых неполадках в работе системы RNAV, которые
влекут снижение навигационных возможностей ниже требуемого уровня, и сообщать
ему о принятом решении.

10.3.3. При отказе связи экипаж должен продолжать
выполнение процедуры RNAV и действовать в соответствии с опубликованной
процедурой полета без связи.

10.3.4. При потере возможностей
P—RNAV экипаж
должен задействовать процедуры при нештатных ситуациях и перейти на навигацию с
использованием альтернативных навигационных средств, к которым может относиться
инерциальная система, приемники VOR/DME и NDB.

10.4. Донесения об инцидентах

О существенных инцидентах, связанных с полетами
ВС, которые влияют или могут повлиять на безопасность полетов
RNAV, необходимо составлять донесение в соответствии с
JAR—OPS 1.420. Такие случаи
могут включать:

(а) Отказы навигационной системы, приводящие к:

(i)

Навигационным
ошибкам (например, смещениям на картинке дисплея), не связанным с переходом
системы из инерциального режима в режим радионавигации.

(ii)

Серьезным
навигационным ошибкам, вызванным ошибками или некорректным кодированием
информации в базе данных.

(iii)
Неожиданным отклонениям от заданной траектории по
горизонтали или вертикали, не связанными с действиями экипажа.

(iv)
Существенным искажениям информации без
соответствующей сигнализации об отказе.

(v)

Полному или
частичному отказу навигационного оборудования

(b) Неполадки в работе наземных радионавигационных
средств, вызывающие серьезные навигационные ошибки, не связанным с переходом
бортовой системы из инерциального режима в режим радионавигации.

10.5. Подготовка летного экипажа

Летные экипажи должны пройти специальную
подготовку и правила и процедуры выполнения процедур
RNAV для
вылета и прибытия как при нормальной эксплуатации согласно п.10.2, так и при
нештатных ситуациях согласно п.10.3 настоящего Материала. По возможности
в программы профессиональной подготовки и контроля (теоретические и
тренажерные) должны включаться зональные процедуры вылета и прибытия.
Эксплуатант должен позаботиться о том, чтобы материал по выполнению полетов P—RNAV был
включен в Руководство по подготовке (Training Manual). В него, как минимум, должны быть включены следующие
вопросы

Темы
подготовки по
P—RNAV

Теория зональной навигации, включая особенности
B—RNAV, P—RNAV и RNP—RNAV.

Ограничения при выполнении полетов
RNAV.

Особенности карт, баз данных и индикации на
дисплеях, включая систему наименований
точек пути RNAV.

Основные типы маневров и их обозначения, и
наиболее детально следующие:

—

Course to a Fix (CF) – полет на заданную точку с заданным путевым углом;

— Track between Two Fixes (TF) – полет по линии, соединяющей две точки.

Точки пути
Fly—By и Fly—Over.

Эксплуатация оборудования
RNAV, включая:

— извлечение
процедуры из базы данных;

— управление
и контроль за работой датчиков;

— оперативное
изменение активного плана полета;

—

обеспечение
непрерывности работы;

— ввод
вспомогательных данных (ветер, высота, V
ист., V y, профиль);

— маневрирование
в соответствии с процедурой;

— режим
горизонтальной навигации и техника горизонтального маневрирования;

— режим
вертикальной навигации и техника вертикального маневрирования;

— использование
директорного режима, автопилота и автомата тяги на различных участках
процедуры.

Фразеология
RNAV

Влияние отказов различных систем ВС (например,
двигателя или гидравлики) на выполнение полета
RNAV

10.6. Целостность базы данных

10.6.1. Навигационная база данных должна поступать от
полномочного поставщика, который применяет стандарты
EUROCAE ED-76/ RTCA DO-200A в отношении производства аэронавигационных данных.

10.6.2. Еще до получения базы данных от полномочного
поставщика эксплуатант должен развернуть собственную систему проверки
достоверности базы данных с помощью соответствующих программных средств или
утвержденных «ручных» способов. Такая проверка должна производиться
до наступления срока начала ее действия и, как минимум, охватывать проверку
данных тех точках траекторий, где процедурой предусмотрен полет ниже безопасной
высоты пролета препятствий. Такая проверка дополняет все предшествующие проверки, выполняемые Службой
Аэронавигационной Информации, поставщиком баз данных и производителем навигационного
оборудования. Цель проверки – выявление любых отличий в базе данных от
опубликованных процедур. Контроль целостности баз данных может производиться
полномочной сторонней организацией.

10.6.3. О выявленных неточностях в базе данных
необходимо сообщать ее поставщику, а выполнение процедур, которых эти
неточности касаются, должно быть запрещено соответствующими указаниями эксплуатанта
своим экипажам.

10.6.4. Эксплуатант должен учитывать необходимость
продолжения собственного контроля даже тех баз данных, которые поступают от
полномочного поставщика.

10.6.5. Для помощи в проверке целостности баз
данных могут применяться специальные программные средства.

Примечание. На вебсайте ЕКГА/Евроконтроля в разделе “P—RNAV” опубликована информация о том, что не следует
“заставлять” эксплуатантов производить собственный контроль баз данных,
получаемых от уполномоченных поставщиков согласно п.10.6.1 TGL. Предполагается, что
часть эксплуатантов все же может получать базы данных и от других неуполномоченных
фирм (“non—approved” supplier). В таких случаях входной
контроль проводится в обязательном порядке по алгоритму, приводимому на
следующей странице.

10.7. Эксплуатационная документация

10.7.1. РЛЭ ВС (Aircraft или Flight Crew Operating Manuals (A/FCOM)) и контрольные карты должны быть пересмотрены и
дополнены с учетом положений, содержащихся в п.п.9.1, 9.2 и 9.3, а также
эксплуатационных процедур п.10.2 (при нормальной эксплуатации) и п.10.3 (при
нештатных ситуациях). Эксплуатант должен своевременно внести изменения в свое
РПП в части выполнения процедур P—RNAV и системы контроля целостности баз данных. Руководства
и контрольные карты должны представляться в уполномоченный орган как часть процесса
сертификации.

10.7.2. Эксплуатант должен внести свои предложения
по изменениям Перечня Минимального Оборудования (MEL) в части выполнения полетов P—RNAV.

ECAC & Eurocontrol website “P-RNAV”
/ Compliance with JAA TGL10

ПРИЛОЖЕНИЕ

D к

TGL10. ВЕРТИКАЛЬНАЯ НАВИГАЦИЯ

(а) Настоящий Материал
не устанавливает критерии сертификации систем вертикальной навигации, но
приводимые ниже положения позволят более полно понять все навигационные функции
систем и отношение
VNAV к нормативным позициям настоящего документа. Экипаж
должен четко представлять себе возможности режима вертикальной навигации и/или
управления вертикальной скоростью, особенно в контексте обеспечения непрерывного
профиля снижения.

(b) Для решения
задач вертикальной навигации, система сравнивает вертикальное положение ВС,
определяемое как барометрическая высота, с заданным вертикальным профилем,
рассчитанным системой

RNAV—VNAV по заданным значениям высот, углов наклона траекторий
или профилям полета. Отклонение от заданного профиля полета выводятся на
следующие типы систем и индикаторов, по которым и осуществляется управление ВС
в вертикальном плане:

·
Vertical

Profile

Deviation

Indicator – индикатор
отклонений от вертикального профиля

·
Vertical

Profile

Display –
дисплей вертикального профиля

· Automatic Thrust
System –

автомат
тяги

·
Flight
Director –
система директорного управления.

·
Automatic
pilot —
автопилот

(с) Некоторые системы имеют возможность определять
оптимальный профиль набора или снижения в зависимости летно-технических
характеристик ВС (включая характеристики двигателей), веса, скорости, основных
метеорологических параметров, принятой эксплуатантом практики в отношении
экономичности полетов и опубликованных значений заданных высот и скоростей
конкретной процедуры вылета/прибытия/захода на посадку.

(d) Возможность
VNAV не является обязательной для
P—RNAV. Конфигурация оборудования кабины пилотов и подготовка
экипажа должна позволять выдерживать вертикальный профиль полета, управляя
самолетом вручную по традиционным средствам.

(е) Если, процедура
VNAV не опубликована или ее выполнять не требуется, право
выбирать вертикальный профиль полета между двумя точками с заданными высотами
всегда принадлежит пилоту. Однако обязанность экипажа по возможности
обеспечивать оптимальный режим вертикального
маневра. При этом он должен определить, каким из возможных методов он
обеспечит выход на заданный профиль полета. Но когда требуется выполнить
опубликованную процедуру
VNAV
экипаж должен пилотировать
ВС в соответствии с ее заданными вертикальными элементами.

(f)

GNSS используется только как система горизонтальной
навигации и ее использование для вертикальной навигации не является предметом
рассмотрения в данном Материале.

(g) Детальное описание функциональных и технических
требований для
VNAV и ее отношение к
RNP—RNAV можно найти в документах
EUROCAE

ED-75A
/
RTCA
DO-236A.

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

РАСПОРЯЖЕНИЕ

04.02.2003 Москва №НА-21-р

О введении в
действие Рекомендаций по подготовке воздушных судов и эксплуатантов гражданской
авиации России к полетам в системе точной зональной навигации
P—RNAV в Европейском
регионе по требованиям RNP1

С целью обеспечения выполнения требований самолетовождения в условиях
точной зональной навигации и в соответствии с решением
Европейской конференции гражданской авиации об обязательном оснащении воздушных судов оборудованием точной зональной навигации P—RNAV для полетов в отдельных аэроузловых зонах в назначенном воздушном пространстве Европы с марта 2003 г. предлагаю:

1. Ввести в действие Рекомендации по подготовке воздушных судов и
эксплуатантов гражданской авиации России к полетам в системе точной
зональной навигации P—RNAV в Европейском регионе
по требованиям RNP 1 (приложение к настоящему распоряжению).

2. Департаменту поддержания летной годности гражданских воздушных
судов и технического развития гражданской авиации совместно с ГосНИИ «Аэронавигация» организовать работы по анализу и оценке навигационных
характеристик эксплуатируемых типов и групп воздушных
судов с одинаковым составом навигационного оборудования
нормативным требованиям по обеспечению полетов в
системе точной зональной навигации P—RNAV и подготовке соответствующих заключений.

3. Начальнику Управления государственного надзора за безопасностью
полетов, руководителю Департамента летных стандартов оформлять допуск заявленных эксплуатантами воздушных судов к полетам в системе точной зональной навигации P—RNAV в установленном
порядке.

4. Рекомендовать руководителям авиапредприятий, авиакомпаний,
эксплуатирующих воздушные суда в Европейском регионе, организовать изучение
вводимого документа, обеспечить подготовку воздушных судов и их экипажей к полетам, а также получение допуска для полетов в установленном
порядке.

5. Контроль за выполнением настоящего распоряжения возложить на
руководителя Департамента поддержания летной годности гражданских воздушных судов и
технического развития гражданской авиации.

А. В. Нерадько

Первый заместитель Министра

Приложение
к распоряжению Минтранса России

от 04.02.2003 №НА-21-р

Рекомендации

по подготовке воздушных судов и эксплуатантов гражданской авиации России к
полетам в системе точной зональной навигации Р-
RNAV в Европейском регионе
по требованиям
RNP 1

введение

Основной целью данного Руководства является
установление
порядка по выполнению основных требований по
допуску гражданских
воздушных судов России к полетам в
системе точной зональной навигации Р-RNAV в Европейском регионе при действии
нормативов
RNP 1.

В Руководстве также приведены требования к
функциям, которые
должны быть реализованы бортовой системой
P—RNAV, требования к
эксплуатации этих систем и их аэронавигационному
обеспечению.

Процедуры точной зональной навигации
P—RNAV в районе аэродрома
являются дальнейшим развитием
концепции применения зональной
навигации в Европейском регионе. Их
введение является необходимым
промежуточным шагом по пути
увеличения пропускной способности воздушного пространства и достижения
преимуществ, обусловленных
гибкостью задаваемых маршрутов
движения ВС.

Государства — члены Европейской комиссии по
вопросам
гражданской авиации (ЕКГА) приняли решение об обязательном
оснащении
воздушных судов оборудованием точной зональной навигации
P—RNAV,
навигационная точность которого отвечает требованиям
RNP 1 для полетов в
назначенном воздушном пространстве в
Европе, планируемого в отдельных

аэроузловых зонах с
марта 2003 года. Ожидается, что процедуры
P—RNAV
будут постепенно заменяться на процедуры
RNP—RNAV, введение которых
ожидается примерно с 2005 года и
которые, в отличие от процедур
P—RNAV,

будут
оговаривать все аспекты требуемых навигационных характеристик
(RNP) в соответствии с
документами ИКАО 9613 и 9650, а не только
требований
выдерживания заданных линий положения.

Концепция требуемых навигационных характеристик
RNP новый,
прогрессивный способ формулирования требований к
навигационным характеристикам, которым должно удовлетворять воздушное судно в

пределах некоторого района воздушного пространства в течение как

минимум 95 % времени полета.

RNP для маршрутных полетов
определяется как “уровень точности навигации, необходимый в рамках заданного
воздушного пространства”, и
предусматривает возможность
использования на воздушном судне

различных навигационных
систем. При этом должны обеспечиваться

требуемые
характеристики целостности, непрерывности.

Требования
RNP должны удовлетворяться также при выполнении

полетов в
системе зональной навигации
RNAV, т.е. при выполнении полетов

по любой желаемой линии
пути в пределах зоны действия
радионавигационных средств или в
пределах возможностей автономных

средств, или
совместного использования этих средств.

Настоящий документ содержит как функциональные и

эксплуатационные требования, соответствующие публикациям Евроконтроля

по принципам разработки зональных процедур в районе аэродрома при их

использовании для выполнения процедур
P—RNAV , так и основные
положения и требования в отношении
одобрения технических характеристик

систем зональной навигации
и их использовании для выполнения процедур
RNP1-RNAV.

При этом в настоящем документе разработаны
унифицированные
процедуры получения одобрения на выполнение полетов
как в системе Р-RNAV, так и полетов в системе
RNP1-RNAV. Уточненные функциональные

и эксплуатационные требования в процедурах
RNP1-RNAV планируется
оформить Приложением к данному документу по
завершению разработки
соответствующих нормативных
документов Евроконтролем, ЕКГА и
JAA.

Разрешение на выполнение полетов в системе
P—RNAV(RNP1-RNAV) выдается государством эксплуатанта ВС с подтверждением наличия

на ВС оборудования, возможности которого соответствуют
RNP 1, при этом
выполняются соответствующие функциональные и
эксплуатационные
требования
P—RNAV (RNP1-RNAV).

Разрешение должно выдаваться каждому отдельному
эксплуатанту, а также типу воздушных судов с одинаковым составом навигационного

оборудования.

1. ОПРЕДЕЛЕНИЯ

Зональная навигация
RNAV — Метод навигации,
который позволяет
воздушному судну выполнять полет по любой желаемой линии пути в пределах зоны действия радионавигационных средств
или в пределах возможностей
автономных средств, или совместного использования этих средств.

Зональная навигация
RNP1
RNAV — Навигация с применением основных

средств зональной навигации
в соответствии с требованием
RNP 1, т.е. не

менее 95 % полетного времени ВС должно находиться в пределах

± 1.0 м.м.
(стандарт
EUROCONTROL)

Оборудование
RNAV — Комплекс
навигационного оборудования, используемого для обеспечения полетов в системе зональной
навигации.

Точность — Степень соответствия расчетного, измеренного или желаемого

местоположения в данный момент и ее истинного местоположения

Удерживание — Группа взаимосвязанных параметров, используемых для
определения характеристик
RNP
RNAV навигационной системы. Этими

параметрами являются целостность, непрерывность и регион удерживания.

Целостность удерживания — Степень достоверности местоположения, выраженного в виде вероятности
того, что система определит и оповестит о

состоянии, когда общая
погрешность системы (TSE) больше, чем предел

бокового удерживания (удвоенную величину
RNP). Целостность удерживания определяется максимальной допустимой
вероятностью события, при котором
TSE больше предела
удерживания и это состояние не
выявлено.

Непрерывность удерживания — Способность всей системы соответствовать

требованию
целостности удерживания без незапланированных перерывов в
предполагаемой работе (полной утраты навигационной способности к
RNP
RNAV; отказе системы, предупреждающей об утрате навигационной

способности к
RNP
RNAV; ложном оповещении об утрате такой

навигационной способности при удовлетворительной работе системы).

Регион удерживания — Регион с центром на желаемой траектории,
на который заданы целостность и непрерывность
удерживания. В настоящем документе
устанавливаются только требования по удержанию в поперечном плане, который определяется боковым пределом
удерживания.

2. РЕКОМЕНДУЕМЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ТРЕБОВАНИЯ К

ВОЗДУШНЫМ СУДАМ ДЛЯ ПОЛЕТОВ В СИСТЕМЕ

ТОЧНОЙ ЗОНАЛЬНОЙ
НАВИГАЦИИ (P—RNAV) В ЕВРОПЕЙСКОМ РЕГИОНЕ
ПРИ ДЕЙСТВИИ НОРМАТИВОВ
RNP 1

2.1
ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ

Настоящие технические требования к бортовым
системам
сформулированы на основании следующих УСЛОВИЙ, принятых

полномочными органами в области использования воздушного пространства

в целях обеспечения безопасного выполнения процедур
P—RNAV в
Европейском регионе:

При этом все процедуры
P—RNAV при действии требований
RNP 1:

— отвечают
требованиям соответствующих Документов ИКАО;

—
построены в соответствии с нормативными положениями Документов
Евроконтроля;

— все маршруты и
процедуры построены в системе координат
WGS-84

—

не влекут обязательного применения вертикальной (зональной) навигации и
подтверждают возможность использования традиционных методов вертикального
эшелонирования; и на опубликованных схемах содержат фиксированные данные (например,
пеленг и дальность до радионавигационного средства), по которым экипаж может
контролировать прохождение определенных точек процедуры.

—
полномочным органом в области использования воздушного пространства
исследованы, если требуется — облетаны, и признаны удовлетворительными как
построение самой процедуры, так и навигационная инфраструктура (с учетом
необходимости использования дополнительных навигационных средств). При этом
демонстрируется способность ВС адекватно и полностью выполнить данную
процедуру.

— если
процедурой предусмотрена возможность выбора датчиков навигационной информации,
например,
DME/DME,
VOR/DME или
GNSS, то обеспечение защиты
от препятствий должно учитывать наихудшую точность из выбираемых.

— если для
выполнения конкретной процедуры для достижения требуемой навигационной
характеристики необходимо использовать определенное навигационное средство —
это средство должно быть указано в АИП и на соответствующих публикуемых картах
(схемах). Если какое-либо навигационное средство не должно использоваться при
выполнении данной процедуры — это также публикуется в АИП и на соответствующих
картах (схемах).

— если какое либо
навигационное средство (включая космический, сегмент
GNSS) обозначено в АИП и на соответствующих картах (схемах) как обязательное
для выполнения данной процедуры
P—RNAV,

такое средство контролируется и поддерживается исправным.
Если такое средство оказывается нерабочим — выпускается соответствующее
извещение (NOTAM) о невозможности выполнения данной
процедуры Р-
RNAV.

— для
процедур, основанных исключительно на
GNSS, полномочным
органом в области использования воздушного пространства определен уровень
допустимого риска потери различными ВС возможностей Р-RNAV из-за отказов спутников или прерывания

RAIM. Аналогичная оценка риска выполняется и для
различных процедур
P—RNAV , поддерживаемых только одним
маяком
DME.

— в АИП
указаны опасные особенности какой-либо воздушной зоны, необходимые нештатные
процедуры на случай потери различными ВС возможностей
P—RNAV, и если это признано необходимым, требование иметь два комплекта
оборудования Р-
RNAV. Такие условия могут оговариваться для конкретных процедур Р-
RNAV, которые, например, предусматривают
снижение ниже безопасной высоты пролета препятствий или не обеспечены в
достаточной степени радиолокационным контролем.

— когда
процедуры при нештатных ситуациях предусматривают радиолокационную поддержку
полета, требование о радиолокационном обслуживании указано в АИП,
характеристики радиолокатора продемонстрированы, и они соответствуют его
назначению.

—
опубликована фразеология радиообмена, применяемая при выполнении
процедур
P—RNAV.

—
радионавигационные средства, не соответствующие Приложению 10 ИКАО
(например,
TAG
AN), исключены из АИП.

2.2. ТРЕБОВАНИЯ К ХАРАКТЕРИСТИКАМ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ, оснащенных оборудованием точной системы зональной навигации
P—RNAV в соответствии с требованиями

RNP1.

2.2.1. Требования к точности

При полетах по маршрутам или в аэродромных зонах,
обозначенных как маршруты или зоны только для ВС, оборудованных системами
P—RNAV, точность выдерживания траектории в горизонтальной плоскости в течение 95
% полетного времени должна быть не хуже

± 1,85 км.(

± 1,0 м.миль).

Точность выдерживания линии заданного пути в
боковом измерении представляет собой сочетание погрешностей навигационной
системы ( сумма погрешностей в расчете заданной траектории, погрешности определения
координат и погрешности вывода информации на индикацию) и погрешности
пилотирования
FТЕ. Это соответствует требованию по точности
RNP 1. Точность выдерживания в продольном измерении представляет собой
сочетание погрешности навигационной системы, погрешности программирования и
погрешности системы отображения.

Для подтверждения соответствия требованию по
точности необходимо продемонстрировать, что суммарная погрешность
самолетовождения
TSE в каждом измерении не должна
превышать норм

± 1,85 км.(

± 1,0 м.миль). в
течение 95 % полетного времени на любом участке одного полета:

a) истинное местоположение воздушного
судна должно быть в пределах 1,85 км (1,0 м мили) относительно заданной линии
пути маршрута полета; и

b) истинное расстояние до точек пути должно быть в
пределах 1, 85 км (1,0 м мили) от отображаемого расстояния до точек пути.

Под суммарной ошибкой самолетовождения (Total
System
Error —
TSE) для маршрутов
RNP подразумевается сумма
трех составляющих:

TSE = РЕЕ + PDE + FTE

PEE — ошибка измерения координат
(Position Estimation Error ),

PDE — ошибки
программирования маршрута (Path Definition Error),

FTE — ошибка пилотирования (Flight Technical
Error).

2.2.2. Целостность

В отношении самой бортовой системы: вероятность
одновременного появления на индикаторах обоих пилотов опасно ложной
навигационной информации или ошибочного положения относительно заданной траектории
должна быть маловероятной (10^-7 на час полета).

Вероятность того, что общая ошибка самолетовождения
(TSE) становится больше предела удерживания (удвоенную величину

RNP) без распознавания системой или пользователем, должна
быть менее (10 ^-5 на час полета) (для
RNP1

RNAV).

2.2.3. Непрерывность обслуживания.

В отношении самой бортовой системы должно быть
подтверждено, что:

— потеря всей
навигационной информации должна быть маловероятным событием (10^-7 на
час полета).

—

невосстанавливаемая потеря всех
навигационных функций и связи должна быть практически невероятным событием (10^-9
на час полета).

—

вероятность потери текущей
способности к
RNP1
RNAV или того, что сигнализация об этом
ложная должна быть менее (10^-4 на час полета).

2.2.4. Готовность (прогноз целостности).

Готовность представляет собой показатель способности
системы обеспечивать надлежащее обслуживание в пределах установленной зоны
действия и определяется в виде интервала времени, в течение которого система
должна использоваться для навигации, в процессе которой предоставляется
достоверная навигационная информация летному экипажу, а также в виде управляющих
сигналов в систему автоматического управления полетом воздушного судна. Термин
“Готовность” относится только к способности системы отвечать всем требованиям к
типу RNP 1 до входа в зону действия
P—RNAV.

3.ТРЕБОВАНИЯ
К СОСТАВУ НАВИГАЦИОННЫХ СИСТЕМ

3.1.СИСТЕМЫ ЗОНАЛЬНОЙ НАВИГАЦИИ В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ.

3.1.1. Для навигации в горизонтальной плоскости
бортовое оборудование
RNAV
должно позволять выполнять предписанные инструкции и
выдерживать маршрут из точек пути, хранящихся в бортовой базе данных.

3.1.2. В рамках настоящего документа выполнение
полета в системе
P—RNAV предусматривает использование
такого оборудования
RNAV, которое автоматически определяет горизонтальные координаты ВС по следующим
навигационным датчикам (без каких-либо приоритетов и последовательности):

— дальномерное
оборудование, работающее по двум
и более наземным маякам (DME/DME);

— угломерно-дальномерное оборудование, работающее по
совмещенному маяку
VOR /DME, если такой маяк определен как удовлетворяющий требованиям для данной
процедуры; глобальная навигационная спутниковая система (GNSS);

— инерциальные навигационные системы (INS или
IRS) с автоматической коррекцией от
подходящей радионавигационной системы, инерциальные навигационные системы
(INS) с ограничениями, приведенными в разделе 5.4

Примечание:

Система
GNSS означает:

— бортовое оборудование
GPS с барометрической поддержкой работы и функцией
RAIM, либо оборудование
GPS с бортовой системой
функционального дополнения
ABAS или спутниковой
системой функционального дополнения
SBAS (EGNOS);

— совмещенное
бортовое оборудование ГЛОНАСС/GPS, сертифицированное в
соответствии с КТ-34-01;

3.1.3. Вычислитель системы рассчитывает такие
навигационные параметры, как ЗПУ и расстояние от текущего места до пункта
маршрута (WPT), положение относительно линии
заданного пути, выводит на индикацию и в системы управления информацию и
сигналы, позволяющие выдерживать заданную траекторию полета.

4. ФУНКЦИОНАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ

4.1. ОБЯЗАТЕЛЬНЫЕ ФУНКЦИИ

В табл.4.1. представлен
минимальный набор функций,
который требуется для выполнения полетов в системах
P—RNAV.

Табл.4.1 Требуемые функции

№	Описание функции
1	Индикаторы боковых отклонений (GDI, HSI), табло «TO/FROM» табло отказов, используемые в качестве основных приборов для навигации, вписывания в ЛЗП при выполнении разворотов, определения состояния оборудования (отказы, режимы, целостность информации) должны быть в поле зрения пилота при его взгляде «по полету». Ориентация горизонтальной планки навигационного прибора должна производиться автоматически по рассчитанному в вычислителе RNAV значению заданного путевого угла. Масштаб индикатора боковых отклонений должен соответствовать этапу полета и может управляться как программно вычислителем, так и по значениям (RNP), полученным из навигационной базы данных. Масштаб индикатора должен быть понятен экипажу, либо его текущее значение экипаж может легко узнать. Для P—RNAV приемлемым считается масштаб отклонений планки горизонтального положения ВС относительно ЛЗП ± 1 NM (крайние положения). Приемлемой альтернативой этим требованиям является наличие навигационного дисплея, хорошо видимого экипажем, с подходящим масштабом отображения и дающего адекватное представление о боковых уклонениях. Управление масштабом дисплея может производиться вручную. для оборудования предписаны следующие масштабы отклонений планки горизонтального положения ВС относительно ЛЗП: ±5.0 NM на маршруте, ±1.0 NM в районе аэродрома и ±0.3 NM для неточных заходов на посадку
2	Возможность непрерывного отображения на одном из основных приборов, используемых пилотом для активного управления, рассчитанных вычислителем RNAV значений заданного путевого угла (DTK) и бокового уклонения относительно ЛЗП
3	Для экипажа из двух пилотов — возможность пилоту, не управляющему ВС, контролировать положение ВС относительно ЛЗП
4	Навигационная база данных, содержащая действующую навигационную информацию, официально опубликованную для гражданской авиации, должна обновляться в соответствии с циклом AIRAC и из нее должны активизироваться процедуры RNAV. Хранящиеся данные должны иметь разрешение, соответствующее требованиям по точности выдерживания заданных траекторий. База данных должна быть защищена от возможного изменения пользователем. Предупреждение: когда процедура из базы данных уже активизирована, система RNAV должна обеспечить полет точно по опубликованной процедуре. Но это не ограничивает экипаж иметь возможность редактировать активную процедуру, но при этом в базе данных эта процедура должна оставаться нетронутой и храниться там для дальнейшего использования
5	Экипаж должен иметь возможность проверять срок действия базы данных
6	Экипаж должен иметь возможность проверять хранящуюся в базе данных процедуру вплоть до координат каждого WPT и навигационного средства
7	Процедура из базы данных должна активизироваться целиком -одновременно все точки в их последовательности
8	В поле зрения пилота либо на легко доступной и хорошо видимой странице дисплея MCDU должна быть обеспечена возможность контроля используемого типа датчика и параметр, позволяющий определить точность системы в данный момент
9	Индикация имени пункта наведения (WPT—TO) либо в поле зрения пилота, либо на легко доступной и хорошо видимой странице дисплея MCDU
10	Индикация ЗПУ, ФПУ и расстояния до пункта наведения в поле зрения пилота. Когда это практически невозможно, эти данные должны выводиться на легко доступную и хорошо видимую страницу дисплея MCDU
11	Индикация путевой скорости и времени полета до пункта наведения либо в поле зрения пилота, либо на легко доступной и хорошо видимой странице дисплея MCDU
12	Когда это требуется согласно эксплуатационным процедурам для контроля точности — индикация численного значения бокового отклонения на дисплее MCDU с дискретностью 0.1 NM
13	Автоматическая настройка на маяки VOR и DME, используемые системой для определения координат, и возможность блокирования автоматической настройки (деселекции) экипажем
14	Автоматический выбор системой RNAV оптимальных датчиков, необходимые тесты встроенного контроля, контроль целостности и возможность ручного управления этими функциями
15	Выполнение полета «Прямо — НА»
16	Автоматическая смена участков маршрута и соответствующая индикация для экипажа
17	Возможность выполнять маневры в соответствии процедурами из базы данных, включая развороты типа «Fly—By» и «Fly—Over«
18	Возможность выполнять маневры и выдерживать следующие типы траекторий согласно рекомендациям ARINC 424: — выход в точку начала захода на посадку; — полет по линии, соединяющей две точки; — полет на заданную точку с заданным путевым углом; — полет от заданной точки с заданным путевым углом до достижения заданной высоты; — полет от текущего места прямо на заданную точку
19	Индикация отказа системы RNAV, включая отказ соответствующих датчиков, в поле зрения пилота
20	Для мультисенсорных систем RNAV: автоматический переход на резервный датчик при отказе основного и обеспечение возможности ручного выбора навигационного датчика
21	Индикация навигационной информации от дублирующих систем в целях перекрестного контроля работы основной системы.

4.2. РЕКОМЕНДУЕМЫЕ
ФУНКЦИИ

В таблице . 4.2.
представлены рекомендуемые функции для выполнения полетов Р-RNAV

Табл. 4.2. Рекомендуемые функции

№	Описание функции
1	Режим «полет по параллельному маршруту » со смещением как минимум до ± 20 NM и с дискретностью задания смещения — 1 NM. Режим такого полета должен четко индицироваться. При этом система должна выдавать навигационные параметры (отклонение и оставшееся расстояние) относительно смещенной линии пути и смещенного пункта наведения. Режим не должен сохраняться при замене маршрута и после прохождения точки начала захода на посадку, не должен создавать неприемлемую геометрию траектории полета. До прохождения конца смещенного участка экипажу должна выдаваться заблаговременная индикация таким образом, чтобы он мог успеть вернуться к исходному маршруту. После включения режима смещения он должен сохраняться при полете вдоль основного маршрута до тех пор, пока не будет отмене автоматически, либо экипажем — ручной отменой самого режима или включением задачи «прямо-НА»
2	Связь системы RNAV с автопилотом или директорным режимом управления ВС с четкой индикацией включения такой связи
3	Режим вертикальной навигации с использованием барометрической высоты
4	Для систем RNAV, работающих от датчиков DME/DME и с поддержкой от IRS — возможность выставки (коррекция) координат по торцу ВПП перед взлетом и возможность вводить величину смещения от торца в случае, когда взлет производится не от начала ВПП
5	Индикация режима системы RNAV в поле зрения пилота
6	Выполнение следующих маневров согласно рекомендациям ARINC 424: — ожидание с принудительной (ручной) отменой экипажем; — ожидание с отменой при достижении заданной высоты; — ожидание с отменой над точкой ожидания после одного полного круга; — полет с заданным радиусом относительно заданной точки

5. СПОСОБЫ ПОДТВЕРЖДЕНИЯ СООТВЕСТВИЯ ТЕХНИЧЕСКИХ
ХАРАКТЕРИСТИК

5.1 ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ

Оценка характеристик конкретного оборудования,
установленного на борту ВС, и подтверждение их соответствия требованиям настоящего
раздела должна производиться, по мере возможности, одновременно с анализом
эксплуатационных процедур, разработанных в соответствии с разделом
«Эксплуатационные критерии», принимая во внимание процедуры, как при
штатных, так и при нештатных ситуациях. Приводимые ниже инструкции по
подтверждению соответствия предполагают, что ВС имеет штатное оборудование для
полетов по ППП согласно ФАПП.

5.1.1. Новое или доработанное оборудование, установленное
на ВС

При
подтверждении   соответствия   настоящему
документу     следует соблюдать
следующие специальные положения:

(a) Заявитель представляет
в уполномоченный орган доказательную документацию, в которой указывается, каким
образом соблюдаются требования настоящего документа. Документация должна быть
разработана в соответствии с Планом, предварительно согласованном с ГосНИИ АН и
АРМАК. В этом Плане должны быть указаны данные, которые должен представить заявитель
для сертификации, включая, при необходимости, описание навигационных систем и
подтверждение выполнения мероприятий, предписанных нижеследующими пунктами.

(b) Соответствие
техническим требованиям может быть подтверждено непосредственно сертификацией
оборудования, анализом безопасности применения системы, подтверждением
безопасного уровня соответствующего программного обеспечения (согласно п.2.2),
анализом технических характеристик и совокупностью наземных и летных испытаний.
В дополнение к заявке на сертификацию предоставляется конструкторская документация
в той части, которая подтверждает соблюдение основных положений и критериев
разделов 2 и 4 настоящего документа.

(c) Непосредственно эксплуатация системы
RNAV и организация индикации в кабине
пилотов управляющих сигналов по горизонтальной и вертикальной навигации должны
быть оценены на предмет минимизации вероятности ошибок экипажа. В частности,
при выходе на посадочную прямую должна быть обеспечена возможность одновременно
контролировать индикаторы системы
RNAV и
ILS.

(d) Сценарии действий при
отказах навигационных датчиков и системы
RNAV оцениваются на предмет обеспечения
возможности перехода

на традиционные средства навигации, и что при этом
не возникнет путаницы с коммутацией индикаторов (например, VOR № 2 на
HSI № 1) и, как следствие, ошибочное восприятие информации экипажем. Такая
оценка должна учитывать также и возможные отказы переключателей и коммутаторов.

(e) Оцениваются связи системы
RNAV с автопилотом и системой
директорного режима управления ВС, а также обеспеченность экипажа четкой и
однозначной индикацией о включении и отключении этих режимов и отказах системы
RNAV.

(f) Должно быть
продемонстрировано, что возможно выполнение всех видов маневров, предписанных
разделом 4 табл. 1 п. 18 и табл.2 п.6 (если реализованы), без вмешательства
экипажа. Т.е. без необходимости выключать, вручную выставлять заданный путевой
угол и повторно включать режим
RNAV. При этом не должна ограничиваться возможность вмешательства, при необходимости,
экипажа в работу системы.

5.1.2. Штатное оборудование

Заявитель представляет в уполномоченный орган
доказательную документацию, в которой указывается, каким образом соблюдаются
критерии настоящего документа при использовании штатного оборудования. Соответствие
может быть подтверждено его инспекцией, во время которой проверяется, что
требуемые функции и связи действительно работают. Технические характеристики и
критерии целостности согласно раздела 2 могут подтверждаться ссылками на
соответствующие записи в РЛЭ ВС или другие применяемые одобрения и дополняющие
их сертификационные данные. При отсутствии в эксплуатационной документации
соответствующих подтверждений требуется проведение дополнительных исследований
и летных испытаний.

5.2. ЦЕЛОСТНОСТЬ (ДОСТОВЕРНОСТЬ) БАЗЫ ДАННЫХ

База данных, в том числе порядок ее обновления,
должна быть одобрена уполномоченным органом на основе требований, указанных в
EUROCAE
ED-76/
RTCA
DO-200A .

5.3. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ОБОРУДОВАНИЯ
GNSS

5.3.1. Использование оборудования
GNSS для выполнения процедур
P—RNAV возможно, если оно сертифицировано
авиационными властями страны разработчика по
TSO—C145 и
TSO-146, либо
JTSO—C129a/
TSO-С129()или сертифицировано АР МАК по КТ-34-01.

Оборудование должно быть класса
Al,
Bl,
C1, ВЗ или СЗ, и быть
доработано для выполнения всех требуемых функций, предписанных в разделе 4,
табл.4.1 настоящего документа. Функция
RAIM или ее эквивалент в мультисенсорных системах также должны быть обеспечены.

5.3.2. Автономное оборудование
GNSS для соблюдения критериев
P—RNAV при заполнении заявки согласно
п.5.1.1.(а) должно отвечать следующим требованиям:

а) должно быть сертифицировано по
TSO-129a или по
TSO-129 и дополнительно по
п.п. (а). (3), (xv).(5) и (а).(6) из
TSO-129a, или по требованиям АР МАК КТ-34-01;

б) при наличии других навигационных систем, кроме
автономного оборудования
GNSS , должно быть предусмотрено:

— наличие
селектора навигационных систем;

— наличие
признака выбранной навигационной системы;

— индикация
режима выбранной навигационной системы;

— выдачу
управляющих сигналов в директорный прибор или автопилот от выбранной
навигационной системы;

в) потеря навигационной функции должна
индицироваться экипажу;

г) отказ
данных о
введенной в оборудование

GNSS
высоте
должен индицироваться оборудованием
GNSS;

д ) ввод установочных данных в оборудование
GNSS (тип эллипсоида, порт ввода/вывода,
значения высоты антенны,
выбор калибровки внешнего индикатора
CDI), не должны выполняться пилотом. Эти данные должны быть приведены в
соответствующем руководстве.

е) средства контроля и индикации, эксплуатационные
процедуры и возможность самолетовождения по данным
GNSS должны быть оценены экипажем в ОУЭ.

5.4. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ИНЕРЦИАЛЬНЫХ СИСТЕМ

Допускается использование инерциальных систем в
качестве датчиков определения координат в течение обоснованных периодов
времени, когда автоматическое определение координат по радионавигационным системам
невозможно из-за отказов или прерывания радиосигнала. При отсутствии индикации
целостности определения координат заявитель должен определить, как долго будет
обеспечена требуемая точность при переходе навигационной системы в режим работы
только по инерциальным данным. Необходимо рассмотреть как полет непосредственно
после взлета, так и маневрирование в районе аэродрома в целом. При этом может
потребоваться отнести такую навигацию к процедурам при нештатных ситуациях.
Ограничения могут быть обоснованы на модели допустимого дрейфа платформы.

5.5. СОВМЕСТИМОСТЬ ОБОРУДОВАНИЯ

Разные конфигурации навигационных систем с
многовариантными органами управления могут создавать проблемы, связанные с
различиями как методов работы с оборудованием, так и форматов отображаемой информации.
Такие проблемы могут возникать и при путанице с различными версиями
программного обеспечения одного и того же оборудования. Что касается захода на
посадку — многовариантность (смешивание) оборудования
P—RNAV
недопустима.

При установке на борту ВС двух и более
навигационных систем необходимо, как минимум, учитывать приведенные ниже
принципы совместимости, особенно для таких пилотских кабин, архитектура которых
позволяет производить перекрестные подключения (например, когда к дисплею № 1
можно подключить
GNSS-2).

(a) Ввод данных: если ,на борту установлены две
навигационные системы, то методы ввода данных должны быть совместимы, а
алгоритмы решения’ основных задач — похожи. Любые отличия должны быть исследованы
на предмет увеличения рабочей нагрузки на экипаж. Если экипаж допустил
процедурную ошибку (например, при вводе данных, полученных от дублирующей
системы, в рабочую систему), то это не должно привести к появлению ложной
информации, а ошибка должна быть легко обнаружена и устранена.

(b) Масштабирование
индикаторов боковых отклонений (двух систем) должно быть синхронным, либо об изменении
масштабов должны выдаваться предупреждения.

(c) Символы дисплеев и
индикация режимов работы: не должно быть противоречивых символов и табло (например,
один и тот же символ в разных системах не должен использоваться с различным
смыслом). Отличия в символах и индикации должны быть исследованы на предмет
возможности возникновения путаницы.

(e) Отказ оборудования: отказ одной из
систем не должен приводить к появлению ложной информации.

(f) Отображение данных:
отображение основных навигационных параметров должно производиться в одних и
тех же единицах измерения и с одинаковыми символами. Любое несоответствие в
отображении основных навигационных параметрах (двумя системами) не может быть
одобрено (сертифицировано).

(g) Различия в базах данных:
ввиду возможности конфликта двух баз данных любые отличия в них недопустимы.

6. РЛЭ ВС

6.1. Новые или дооборудованные ВС: РЛЭ ВС должно,
как минимум, содержать приводимую ниже информацию. Ограничиться этим можно при
условии, что детальное описание установленной системы и соответствующие
инструкции и процедуры ее эксплуатации содержатся в других эксплуатационных или
учебных руководствах.

(а) Запись о том, что ВС и его оборудование, в том
числе доработанное, сертифицировано по стандартам
P—RNAV в соответствии с требованиями
RNP 1, либо имеют
возможности лучше
RNP 1.

6.2. Если в других эксплуатационных руководствах
нет соответствующих материалов, то соответствующие изменения и дополнения по
выполнению полетов
P—RNAV вносятся в следующие разделы РЛЭ
ВС:

— Ограничения;

— Процедуры
нормальной эксплуатации;

— Процедуры при
нештатных ситуациях;

— Процедуры в
аварийных ситуациях;

—
Летно-технические характеристики.

6.3. Для эксплуатируемых ВС со штатными системами
RNAV, но в РЛЭ ВС или
Pilot‘s
Operating
Handbook которых не указаны или указаны не достаточно четко
возможности этих систем, заявитель, вместо изменений и дополнений, издаваемых
конструкторскими бюро, может по согласованию с уполномоченным органом воспользоваться
одной из следующих альтернатив:

(a) В соответствии с
п.5.1.2. представить доказательную документацию и проект Дополнения в РЛЭ ВС,
разработанный заявителем в соответствии с указаниями п.6.1 и в типовом формате

(b) В соответствии с п.
5.1.2. представить доказательную документацию и предполагаемые дополнения в
Эксплуатационные Спецификации, которые содержат информацию, аналогичную той,
которая обычно содержится в РЛЭ ВС.

6.4. Возможности систем, сертифицированных по
P—RNAV, превышают требуемые для выполнения полетов
RNAV. Такие системы обеспечивают более
высокий уровень встроенного контроля целостности навигационной информации и
обеспечивают экипажу возможность контролировать расчетную погрешность
определения координат, что придает уверенность экипажу в точности работы
системы. Поэтому те положения РЛЭ, в которых указано соответствие систем ВС
определенным
RNP, могут использоваться для
подтверждения соответствия систем
RNAV требуемым навигационным характеристикам в каком-либо районе полетов.

7. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ КРИТЕРИИ

7.1. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ

7.1.1. На основе критериев и рекомендаций
п.5.1.1.(с) — (f) или 5.1.2. (что применимо)
заявитель должен произвести анализ своих эксплуатационных процедур в нормальных
и нештатных ситуациях на предмет их соответствия конкретному типу оборудования,
установленному на заявляемом ВС.

7.1.2. Приводимые ниже инструкции могут быть
использованы заявителем при разработке своих эксплуатационных процедур для
конкретных типов оборудования ВС и районов выполнения полетов. Сертификация
технических характеристик сама по себе не является основанием для выполнения
полетов в воздушном пространстве, по маршрутам и процедурам в районе аэродрома,
где требуется разрешение Р-RNAV в соответствии с требованиями
RNP 1. Это разрешение
должно быть указано в Сертификате эксплуатанта (или выдано и оформлено в
установленном порядке в соответствии с АП-21).

7.2. ПРОЦЕДУРЫ НОРМАЛЬНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

7.2.1. Подготовка к полету

7.2.1.1. При подготовке к полету необходимо
убедиться в том, что навигационная инфраструктура на время предполагаемого
полета обеспечит выполнение планируемых процедур зональной навигации, а также
традиционную (незональную) навигацию на случай нештатных ситуаций. Необходимо
убедиться в исправности бортового оборудования, которое будет использоваться
при полете по планируемому маршруту. Навигационная база данных должна
соответствовать региону планируемого полета и должна содержать
радионавигационные средства, пункты маршрута, процедуры вылета и прибытия в
районе аэродрома назначения и запасных.

7.2.1.2. Если уполномоченный орган по использованию
воздушного пространства включил в АИП требование о двойном комплекте
оборудования
P—RNAV для выполнения каких-либо
конкретных процедур в районе аэродрома, то необходимо убедиться в исправности
обоих комплектов этого оборудования. Такие условия будут оговариваться как
правило для процедур, которые предусматривают снижение ниже безопасной высоты
пролета препятствий или не обеспечены в достаточной степени радиолокационным
контролем для поддержки
P—RNAV. Будут учитываться также и опасные
особенности какой-либо воздушной зоны и возможность выполнения нештатных
процедур на случай потери возможности
P—RNAV .

7.2.1.3. Если для обеспечения
P—RNAV используется автономное оборудование
GPS, то необходимо подтвердить обеспечение
RAIM с учетом последней информации
US
Coastguard о состоянии спутников.

Примечание. Прогноз
RAIM может быть функцией оборудования при условии, что предусмотрена возможность
отведения нерабочих спутников из алгоритмов расчета. Если такой функции в
оборудовании нет, то можно воспользоваться услугами специальной службы
обеспечения пользователей воздушного пространства, уполномоченной выполнять
RAIM -прогнозирование.

7.2.2. Вылет

7.2.2.1. Экипаж должен убедиться, что база данных
бортового оборудования действующая и что начальные координаты ВС введены
корректно. Активный план полета должен быть проверен сравнением картографического
дисплея (если есть) или
MCDU с соответствующими
картами, схемами
SID или другими используемыми документами
аэронавигационной информации. Проверяются последовательность пунктов маршрута,
соответствие путевых углов и расстояний, ограничения высот и скоростей и, когда
это возможно, уточняются типы проходимых пунктов —Fly—By или
Fly—Over. Если оговорено процедурой, необходимо убедиться в том, что определение
координат будет производиться по определенному радионавигационному средству
(средствам), либо наоборот — какое-либо средство отведено из обработки.
Процедура, извлеченная из базы данных, не должна выполняться, если у экипажа
есть сомнения в ее достоверности.

Предполетный контроль должен, как минимум, состоять
из просмотра процедуры по картографическому дисплею, на который выводится вся
описанная в данном пункте информация.

7.2.2.2. Не допускается ручное создание экипажем
новых пунктов в системе
RNAV, так как это может нарушить целостность задействованной процедуры
P—RNAV. Экипаж должен быть готов к оперативным изменениям маршрута полета,
связанных с векторением или командами диспетчера «прямо — НА», что
может потребовать добавления пунктов из базы данных в активную процедуру.

7.2.2.3. Непосредственно перед взлетом экипаж
должен убедится в том, что система
RNAV включена, работает корректно и, если требуется, проверить правильность
ввода данных аэропорта и ВПП взлета.

7.2.2.4. Если система не производит автоматическое
определение координат в месте начала разбега, то перед взлетом экипаж должен
вручную ввести координаты торца ВПП или фактического места старта. Это требуется
для предотвращения недопустимых или неожиданных для экипажа смещений координат
в системе
RNAV после взлета и начала автоматических

определений места. Если используется
GNSS, то ее инициализация должна быть закончена до начала разбега, а определяемые
по GNSS координаты могут использоваться вместо ручного
ввода координат ВПП.

7.2.2.5. По возможности выполнение процедуры должно
контролироваться по традиционным навигационным средствам. Когда для навигации
используются инерциальные системы, экипаж должен контролировать интервалы их
автоматической коррекции по радиотехническим средствам и следить за тем, чтобы
эти интервалы не превышали установленных ограничений (см. п.5.4). Все
вышеуказанное должно быть предписано в эксплуатационных процедурах, выполняемых
летным экипажем.

7.2.2.6. Когда ввод начальных координат согласно п.
7.2.2.4. произвести не удалось, вылет должен выполняться с контролем по
традиционным навигационным средствам. Переход на процедуру
P—RNAV или должен производится тогда, когда ВС войдет в зону приема сигналов
DME/DME и оборудование
RNAV войдет в рабочий режим.

Когда процедурой вылета предусмотрено, что в начале
контроль полета производится по традиционным средствам, то на соответствующих
картах будет указываться точка, до прохождения которой экипаж должен перейти на
процедуру
P—RNAV. Если решение о контроле по
традиционным средствам на начальном этапе принимает экипаж, то точка такого
перехода на картах не указывается.

7.2.3. Подход

7.2.3.1. Еще до начала выполнения маневра подхода
экипаж должен убедиться в том, что нужная процедура загружена (в систему
RNAV). Активный план полета должен быть
проверен сравнением картографического дисплея (если есть) или
MCDU с соответствующими картами. Проверяются последовательность пунктов
маршрута, соответствие путевых углов и расстояний, ограничения высот и
скоростей и, когда это возможно, уточняются типы проходимых пунктов —
Fly—By или
Fly—Over. Если оговорено процедурой, необходимо убедиться в том, что какое-либо
средство отведено из алгоритмов определения координат. Процедура, извлеченная
из базы данных, не должна выполняться, если у экипажа есть сомнения в ее
достоверности.

7.2.3.2. Не допускается ручное создание экипажем
новых пунктов в системе
RNAV, так как это может нарушить целостность задействованной процедуры
P—RNAV

7.2.3.3. Если при нештатных ситуациях потребуется
перейти на выполнение традиционной процедуры подхода, то экипаж заранее должен
выполнить необходимые для этого операции.

7.2.3.4. По возможности выполнение процедуры должно
контролироваться по традиционным навигационным средствам. В частности, при
выполнении процедур
RNAV, основанных на
VOR/DME, положение относительно опорного маяка должно индицироваться
и контролироваться экипажем. Для системы
RNAV, не использующей в качестве датчика

GNSS, в процессе снижения и до прохождения точки начала
захода на посадку необходимо каким-либо приемлемым способом проконтролировать
ее работу. Для контроля систем
GNSS считается достаточным
отсутствие сигнализации о прерывании
RAIM. При
отрицательных результатах контроля системы должна выполняться традиционная
процедура подхода.

Примечания:

(1) Пример одного их методов контроля: когда
средства индикации позволяют сравнивать радиал и дальность до какого-либо маяка

VOR/DME по системе
RNAV и по радиотехнической системе, настроенной на этот маяк.

(2) В некоторых системах точность работы можно
определить по режиму ее работы или по определенному показателю точности.

(3) Когда на
MCDU выводятся только круглые значения расчетной ошибки, не позволяющие
определить ее допустимость для процедуры
P—RNAV необходимо применять другие подходящие способы контроля точности системы.

7.2.3.5. Экипаж должен быть готов к оперативным
изменениям маршрута полета, связанных с векторением или командами диспетчера
«прямо — НА». Это может потребовать добавления пунктов из базы данных
в активную процедуру. Но при этом не допускается редактирование активной
процедуры с использованием оперативных пунктов и точек, не содержащихся в базе
данных.

7.2.3.6. Необходимо просмотреть опубликованные
составляющие процедуры в отношении высот и скоростей, поскольку применение
вертикальной навигации не является обязательным.

7.3. ПРОЦЕДУРЫ ПРИ НЕШТАТНЫХ СИТУАЦИЯХ

7.3.1. Процедуры при нештатных ситуациях должны
быть разработаны заявителем и должны включать случаи срабатывания сигнализации
о следующих отказах:

(a) Отказы компонентов
системы зональной навигации, включая такие отказы, которые влияют на погрешность
пилотирования — РТЕ (например, отказ автопилота или директорного режима).

(b) Частичные отказы самой
системы зональной навигации.

(d) Превышение времени
ограничения работы системы от инерциальных датчиков.

7.3.2. Экипаж должен информировать диспетчера УВД о
любых неполадках в работе системы
RNAV, которые влекут снижение навигационных возможностей ниже требуемого
уровня, и сообщать ему о принятом решении.

7.3.3. При отказе связи экипаж должен продолжать
выполнение процедуры
RNAV и действовать в соответствии с опубликованной процедурой полета без связи.

7.3.4. При потере возможностей
P—RNAV экипаж должен задействовать процедуры при нештатных ситуациях и перейти на
навигацию с использованием альтернативных навигационных средств, к которым
может относиться и инерциальная система. Альтернативные навигационные средства
не обязательно должны быть системами
RNAV.

7.4. ДОНЕСЕНИЯ ОБ ИНЦИДЕНТАХ

О существенных инцидентах, связанных с полетами ВС,
которые влияют или могут повлиять на безопасность полетов
RNAV, необходимо составлять донесение в
соответствии с
JAR—OPS 1.420. Такие случаи могут включать:

7.4.1. Такие отказы навигационной системы при
выполнении полета Р-RNAV, которые приводят к:

а) Навигационным ошибкам (например, смещениям на
картинке дисплея), не связанным с переходом системы из инерциального режима в
режим радионавигации.

б) Серьезным навигационным ошибкам, вызванным
ошибками или некорректным кодированием информации в базе данных.

в) Неожиданным отклонениям от заданной траектории
по горизонтали или вертикали, не связанными с действиями экипажа.

г) Существенным искажениям информации без
соответствующей сигнализации об отказе.

д) Полному или частичному отказу навигационного
оборудования

7.4.2.
Неполадки в работе наземных радионавигационных средств, вызывающие
серьезные навигационные ошибки, не связанные с переходом бортовой системы из
инерциального режима в режим радионавигации.

7.5. ПОДГОТОВКА ЛЕТНОГО ЭКИПАЖА

Летные экипажи должны пройти специальную подготовку
и получить инструкции и указания по выполнению процедур
RNAV для вылета и прибытия как при
нормальной эксплуатации согласно п.7.2, так и при нештатных ситуациях согласно
п.7.3 настоящего документа.

Программы профессиональной подготовки и контроля
(теоретические и тренажерные) должны быть согласованы с ГосНИИ АН

Заявитель должен позаботиться о том, чтобы материал
по выполнению полетов
P—RNAV в соответствии с требованиями
RNP 1 был включен в Руководство по производству полетов

7.6. ЦЕЛОСТНОСТЬ БАЗЫ ДАННЫХ

7.6.1. Навигационная база данных должна поступать
от полномочного поставщика, который применяет стандарты
EUROCAE
ED-76/
RTCA
DO-200А в отношении производства аэронавигационных данных.

7.6.2. Еще до получения базы данных от полномочного
поставщика эксплуатант должен развернуть собственную систему проверки
достоверности базы данных с помощью соответствующих программных средств или
утвержденных «ручных» способов. Такая проверка должна производиться
до наступления срока начала ее действия и, как минимум, охватывать проверку данных
тех точках траекторий, где процедурой предусмотрен полет ниже безопасной высоты
пролета препятствий. Такая проверка дополняет все предшествующие проверки, выполняемые
Службой Аэронавигационной Информации, поставщиком баз данных и производителем
навигационного оборудования. Цель проверки — выявление любых отличий в базе
данных от опубликованных процедур. Контроль целостности баз данных может
производиться полномочной сторонней организацией.

7.6.3. О выявленных неточностях в базе данных
необходимо сообщать ее поставщику, а выполнение процедур, которых эти
неточности касаются, должно быть запрещено соответствующими указаниями
заявителя своим экипажам.

7.6.4. Заявитель должен учитывать необходимость
продолжения собственного контроля даже тех баз данных, которые поступают от
полномочного поставщика.

7.7. ЭКСПЛУАТАЦИОННАЯ ДОКУМЕНТАЦИЯ

7.7.1. РЛЭ ВС и контрольные карты должны быть
пересмотрены и дополнены с учетом положений, содержащихся в п.п.5.1, 5.2 и 5.3,
а также эксплуатационных процедур п.6.2 (при нормальной эксплуатации) и п.6.3
(при нештатных ситуациях). Заявитель должен своевременно внести изменения в
свое РПП в части выполнения процедур Р-
RNAV и системы контроля целостности баз
данных. Руководства и контрольные карты должны представляться в уполномоченный
орган как часть процесса сертификации.

7.7.2. Заявитель должен внести свои предложения по
изменениям Перечня Минимального Оборудования в части выполнения полетов Р-
RNAV.

8. ПРОЦЕДУРЫ ПОЛУЧЕНИЯ ОДОБРЕНИЯ

8.1. ОДОБРЕНИЕ
ТИПА (ГРУППЫ) ВС

8.1.1. Для сертификации ВС, подлежащих сертификации
в АР МАК, процедура изложена в АП-21

8.1.2. Для ВС, аттестованных авиационными властями
стран-участников Минского соглашения, процедуры сертификации типа (группы) ВС
следующие:

—
разработчик ВС (Заявитель) подает заявку в ГС ГА Минтранса России на
получение одобрения типа (группы) ВС требованиям для полетов в системе точной
зональной навигации
P—RNAV в Европейском регионе в
соответствии с требованиями
RNP 1.

— к заявке
прилагается спецификация, которая должна содержать состав систем зональной
навигации (СЗН) в горизонтальной плоскости, установленных на ВС, схемы связей
СЗН, ожидаемые условия эксплуатации и ограничения, в диапазоне которых будет
сертифицирован тип (группа) ВС, доказательная документация, подтверждающая
соответствие технических характеристик ВС требованиям для выполнения полетов в
системе
P—RNAV в Европейском регионе (требованиям к точности, целостности, непрерывности
обслуживания, обязательным и рекомендуемым функциональным требованиям),
эксплуатационная документация, содержащая рекомендации для обеспечения полетов
в условиях
P—RNAV. Работы по оценке соответствия
заявленных типов (групп) ВС проводит ГосНИИ “Аэронавигация”.

По результатам
работ оформляется Заключение, служащее основанием для одобрения типа
(группы) ВС ГС ГА Минтранса России.

8.1.3. Для иностранных ВС, сертифицированных АР
МАК, допуск типа (группы) осуществляется следующим образом:

— АР МАК
получает от эксплуатанта ВС (изготовителя) доказательную документацию,
подтверждающую выполнение требований для обеспечения полетов в условиях
P—RNAV, бюллетени по доработкам ВС и эксплуатационную документацию, отражающую
требования по поддержанию летной годности при полетах в условиях
P—RNAV;

—
Специалисты АР МАК совместно с экспертами ГосНИИ «Аэронавигация»
рассматривают вышеуказанную документацию и оформляют Заключение.

— АР МАК на
основании Заключения принимает решение о допуске к полетам.

8.1.4. Разработчик ВС выпускает эксплуатационный
бюллетень (служебную записку) по обеспечению находящихся в эксплуатации ВС
требованиям для полетов в условиях
P—RNAV.

8.2.
ОДОБРЕНИЕ ЭКЗЕМПЛЯРА ВС И ПОРЯДОК
ПОЛУЧЕНИЯ ДОПУСКА К ПОЛЕТАМ

8.2.1. Эксплуатанты, планирующие полеты в условиях
P—RNAV:

—
определяют ВС, предполагаемые к эксплуатации в системе
P—RNAV в Европейском регионе;

—
обращаются в ГС ГА за информацией о типовой сертификации ВС, заявляемых
для полетов в условиях
P—RNAV;

— если
имеется одобрение типа (группы), то проводят работы по обеспечению соответствия
ВС эксплуатанта нормативным требованиям (в соответствии с эксплуатационными
бюллетенями или служебными записками, введенными в действие ГС ГА),

— если
одобрение типа (группы) отсутствует, то по поручению ГС ГА Гос НИИ “Аэронавигация” совместно с разработчиком
ВС (ОКБ) проводит комплекс работ по оценке соответствия головных ВС требованиям

P—RNAV (подготовке доказательной документации, разработке КД и ЭД, дооборудованию ВС, проведению необходимых
испытаний и др.) и оформляет Заключение, служащее основанием для одобрения типа
(группы) ВС ГС ГА.

—
направляют в Отдел сертификации эксплуатантов воздушного транспорта (УСЭ
и АОН) ГС ГА в установленном порядке заявку на получение дополнения к
Свидетельству эксплуатанта для выполнения полетов в Европейском регионе в
условиях
P—RNAV. К заявке прилагаются:

а) Технический Акт о выполнении доработок ВС в
соответствии с бюллетенем (служебной запиской), введенными в действие ГС ГА или
Заключение;

б)
Дополнения к Руководству по производству полетов и Руководствам по
летной и технической эксплуатации ВС, в части обеспечения полетов в условиях
P—RNAV;

в) Сведения
о прохождении обучения летным или инженерно-техническим составом.

8.2.2. Гос НИИ “Аэронавигация” проводит оценку
соответствия Эксплуатантов требованиям по обеспечению полетов в условиях Р-RNAV в Европейском регионе. Для чего:

—
разрабатывает методики оценки соответствия ВС требованиям
P—RNAV и рекомендации по обеспечению соответствия ВС нормативным требованиям;

— проводит
оценку готовности эксплуатанта и оценку ВС нормативным требованиям;

— выдает
Заключение по соответствию типа (группы) ВС нормативным требованиям для полетов
в условиях
P—RNAV (для ВС не имеющих Сертификата АР
МАК).

8.2.3. ГС ГА Минтранса России утверждает:

а) нормативные требования по обеспечению полетов в
системе точной зональной навигации
P—RNAV в Европейском регионе;

б)
Заключения ГосНИИ “Аэронавигация” по соответствию типа (группы) ВС
нормативным требованиям по обеспечению полетов в условиях
P—RNAV (одобрение типа (группы) ВС, не имеющих Сертификата АР МАК);

в) выдает допуск заявленным экземплярам ВС к
полетам.

8.3.

ПОЛУЧЕНИЕ РАЗРЕШЕНИЯ НА ПРОИЗВОДСТВО
ПОЛЕТОВ

ГС ГА:

— выдает
разрешение на производство полетов в условиях
P—RNAV; оформляет Эксплуатанту дополнение к Свидетельству эксплуатанта;

— регистрирует
ВС, получившие допуск к полетам в условиях
P—RNAV;

—
осуществляет инспекторский контроль (с привлечением специалистов
ГосНИИ “Аэронавигация”) за поддержанием
летной годности ВС в части соответствия требованиям по обеспечению полетов в
условиях
P—RNAV.

В.Я. Кушельман

Заместитель Генерального директора

ГосНИИ “Аэронавигация”,

директор СЦБО

Б.Д.Сафро

Начальник отдела департамента

летных стандартов

М.И.Бурман

Начальник отдела АР МАК

И.С.Давыдов

Зам. начальника отдела

департамента ПЛГС ГВС и ТРГА

ТЕОРИЯ ЗОНАЛЬНОЙ
НАВИГАЦИИ, B—RNAV, P—RNAV, RNP—RNAV

Area Navigation Method

Метод зональной навигации

Понятие “зональная
навигация” появилось в начале 80-х годов, когда на самолетах стало использоваться
оборудование, преобразовывавшее полярные координаты от маяков
VOR/DME в географические координаты и позволявшее
выполнять полет не только НА или ОТ маяка, но и по любым другим линиям
положения, но в пределах ЗОНЫ (AREA) действия
опорного маяка. Этим и объясняется название этого метода навигации.

Аббревиатура RNAV образовалась от двух слов AREA и NAVIGATION.
Почему из слова AREA взята вторая, а не первая буква известно только навигационным мыслителям
прошлого, возможно из-за того, что в слове AREA вторя буква слышится более внятно.

В начале термин RNAV трактовался следующим образом:

«Зональная навигация – метод навигации, позволяющий воздушным судам
выполнять полет по любой желаемой траектории в пределах действия радиомаячных
навигационных средств или в пределах, определяемых возможностями автономных
средств или их комбинацией» (Doc 9613, изд.1, 1994 год).

Оборудование,
имевшее такие возможности, стали называть “оборудование зональной навигации”
или оборудование RNAV.

Со временем
появились другие навигационные системы с более широкой зоной действия, чем
прямая видимость опорного маяка, например GNSS. Однако первородный термин менять не стали, но
изменили его трактовку. Действующая трактовка термина более лаконична и не
привязана к конкретному типу бортового оборудования.

«Зональная навигация – метод навигации,
который позволяет воздушному судну выполнять полет по любой желаемой траектории«(Doc 9613, изд. 2, 1999
год).

Зональная навигация подразделяется
на три уровня:

—

Two Dimensional — 2D RNAV – двухмерная RNAV в
горизонтальной плоскости. Часто ее называют боковой навигацией — “Lateral Navigation — LNAV”;

—

Three Dimensional — 3D RNAV – трехмерная RNAV в
горизонтальной и вертикальной плоскости. Аббревиатура вертикальной навигации – VNAV – Vertical Navigation.

—

Four Dimensional — 4D RNAV – четырехмерная RNAV в
горизонтальной и вертикальной плоскости и с решением задачи регулирования
скорости полета для прохождения пунктов маршрута, коридоров входа или прибытия
на аэродром в заданной время.
Аббревиатура навигации по времени
– TNAV – Time Navigation.

Поскольку
преимущества зональной навигации очевидны и метод RNAV
утвержден ИКАО как основной метод навигации будущего, стало очевидным и то, что
необходимо вводить и концепцию требуемых навигационных характеристик (RNP) как инструмента
технического и нормативного регулирования полетов с применением RNAV.

Required
Navigation Performances — RNP

Требуемые
навигационные характеристики

Наиболее полно и внятно концепция
RNP изложена в ICAO Doc
9613. Мы уже рассматривали этот документ и повторяться не будем.

Однако, есть ряд моментов, которые в этом документе не отражены, но на
которых следует остановиться. Не утомляя слушателей цитатами из первоисточников
предлагаем следующий обобщенный материал по RNP.

RNP задаются четырьмя основными параметрами:

—

требованиями
к точности использования системы RNAV;

—

требованиями
к обеспечению целостности при навигации по системе
RNAV;

—

требованиями
к готовности системы RNAV для навигации;

—

требованиями
к непрерывности навигации при использовании системы
RNAV.

О точности использования

системы RNAV, а конкретно о TSE и численном показателе RNP сказано уже достаточно.

Но кроме точности любой тип
RNP включает критерии целостности, готовности и непрерывности обслуживания.
Эти критерии также имеют математические описания и выражаются в числах.
Значения этих чисел разные для маршрутов и
районов аэродромов (ТМА), а что касается заходов на посадку, то учитывается
и тип захода.

При сертификации систем применяются чисто
математические способы оценки всех составляющих RNP, которые не учитывают возможные ограничения на
использования навигационных систем – датчиков. Поэтому на эксплуатанта
возлагается обязанность самостоятельно оценивать целостности,
готовность и непрерывность обслуживания перед выполнением полета. Здесь
учитывается текущая информация о состоянии навигационных систем (NOTAM по радиосредствам,
специальные извещения о состоянии GPS) и применяются специальные средства
прогнозирования. Например, для оценки готовности системы GPS как датчика оборудования
RNAV установлена процедура RAIM – прогнозирования, позволяющая определить
возможность использования системы GPS в заданном месте в заданное время. Примеры такой
оценки приведены ниже.

Самой
“готовым” и “непрерывным” датчиком RNAV является
инерциальный датчик, который готов и непрерывно работает всегда, если его
включить и корректно выставить. Но у этого типа датчиков большие проблемы с
другими составляющей RNP – точностью работы и целостностью, особенно при длительных полетах.

Проблем с точностью нет у датчика
GPS, но есть проблемы с
готовностью и непрерывностью обслуживания. По этой причине для полетов по
приборам с использованием GPS обязательно надо иметь как минимум RAIM, а лучше FDE, а для заходов на
посадку в сложных метеоусловиях — системы функционального дополнения WAAS/LAAS, которые кроме повышения
точности доводят характеристики готовности и непрерывности обслуживания до установленных
соответствующим RNP значений.

Рассмотрим вкратце еще несколько понятий, которыми
оперируют специалисты при рассмотрении вопросов обеспечения безопасности
полетов при введении RNP в каком либо районе или, например, для какой либо схемы захода на
посадку.

Предел удерживания – область вокруг фиксированной точки
на заданной траектории полета, внутри которой рассматриваются параметры
целостности и непрерывности обслуживания. Предел удерживания равен удвоенному значению числа RNP. Например, для RNP 0.3 область удерживания в горизонтальном плане
равна 0.6 морских мили, а для RNP 0.03/50 предел удерживания в вертикальном плане
составляет 100 футов.

Целостность удерживания — степень достоверности местоположения,
выраженного в виде вероятности того, что система определит и оповестит о
состоянии, когда общая погрешность системы (TSE) больше, чем предел удерживания.

Непрерывность удерживания — способность всей системы
удовлетворять требованиям целостности удерживания без незапланированных перерывов в предполагаемой
работе (непредвиденных отказах датчиков или всей системы).

Основные особенности
B—RNAV и P—RNAV заключаются в том, что кроме показателя точности
в 5 и 1 морскую милю из всего набора характеристик RNP оговариваются как обязательные
только некоторые из них. Основные цифры целостности, готовности и непрерывности,
обязательные для RNP—RNAV, достигать не требуется, поскольку безопасность
применения зональной навигации B—RNAV и P—RNAV обеспечивается
развитой инфраструктурой ОВД и возможностью экипажа использовать обычные
навигационные средства при отказе системы RNAV. Что касается
безопасности заходов на посадку в режиме RNAV, например
по GPS, то как
дополнительная мера безопасности применяется требование иметь запасной аэродром
с обычными средствами захода – ILS, VOR, DME.

Особенностью RNP—RNAV будет то, что соблюдать придется абсолютно все
требования установленного типа RNP, не только по точности, а и по целостности,
готовности и непрерывности обслуживания.

Эксплуатационные
характеристики GNSS, как основного датчика RNP—RNAV

Требования к характеристикам GNSS определены с учетом различных типов RNP, в том числе для
выполнения двух типов захода на посадку и посадки с наведением по вертикали: RNP 0.3/125 (AVP—I) и RNP 0.03/50 (AVP—II).

Точность. Ошибка определения
местоположения GNSS — это разность между измеренным местоположением и действительным
местоположением. Для целей воздушной навигации в гражданской авиации принято —
для любого измеренного местоположения вероятность того, что ошибка определения
местоположения находится в пределах требований к точности, составляет не менее
95 %, т.е. характеристика точности в ГА описывается двумя СКО (2
s).

Собственная точность космического сегмента систем
GPS и ГЛОНАСС меняется во времени. Орбитальное
движение спутников, возмущения атмосферы и многие другие факторы приводят к
появлению ошибок определения местоположения, значения которых могут меняться на
интервале в несколько часов. Поэтому точность навигационных источников GPS и ГЛОНАСС определяется
как 2
s для каждого конкретного
измерения, а не на заданном интервале времени измерений.

Величина критерия снижения точности местоположения
(Position Dilution of Precision – PDOP) зависит от
геометрического фактора, т.е. углов пересечений линий положений. Как правило, PDOP колеблется от 0.8 до
10. Считается, что при РDOP
£ 6 обеспечивается высокая точность определения
позиции ВС. Используя сведения из Альманаха, компьютер в аппаратуре потребителя
непрерывно вычисляет критерий РDOP, определяя лучшую четверку из всех видимых
спутников для определения местоположения. В приводимой ниже таблице приведены
точности навигационных источников GPS и ГЛОНАСС при их использовании без функциональных
дополнений WAAS/LAAS.

Точность навигационных источников
GPS и ГЛОНАСС, 2
s (P = 95 %)

Параметры	GPS	ГЛОНАСС
Точность определения:
а) местоположения в плане, м:
— стандартное обслуживание при РDOP < 6	£ 13
— канала “стандартной точность” PDOP — ?		28
б) по вертикали, м:
— стандартное обслуживание при РDOP < 6	£ 77
— канала “стандартной точность” PDOP — ?		60
в) скорости, м/с	£ 0,2	0,15

Из таблицы
видно, что точности GPS и ГЛОНАСС для навигации на маршруте и в районе аэродрома вполне
достаточно. Но ее явно не хватает для точных заходов на посадку. Системы
функционального дополнения WAAS/LAAS доведут точность до требуемых значений.

Целостность. Собственно GPS не выдает признаков о
том, насколько достоверна информация со
спутника, по которой определяются координаты самолета. Эта забота возложена на
потребителя. Известная всем функция бортового оборудования RAIM и более
совершенная FDE обеспечивают такой контроль. Кроме этого системы функционального
дополнения WAAS/LAAS будут выдавать
необходимый признак потребителям.

Готовность. Правительство США гарантирует, что готовность
системы GPS к использованию
в любой точке земного соответствует вероятности 0,95. Это приемлемо для полета
по маршруту, но недопустимо мало для захода на посадку. Повысить готовность
возможно с помощью комплексирования бортовых навигационных систем и/или
развертыванием систем функциональных дополнений WAAS/LAAS.

Непрерывность обслуживания.
Для собственно GPS тоже невысока – не выше
0,95. Путь решения вопроса тот же – мультисенсорные системы и/или WAAS/LAAS. В
приводимой ниже таблице сведены
требования к точности, целостности, готовности и непрерывности обслуживания GNSS, которые
должны быть достигнуты при ее использовании в качестве датчика оборудования RNAV, для различных типов RNP.

Этап

полета

Точность по

горизонтали

Точность

по вертикали

Целостность

Время до выдачи предупреждения

Непрерывность

Готовность

RNP

Маршрут

3,7 км

2,0 м. мили

Не назначена

I
— I0 ^{— 7}/ч

5 мин

От 1-10^-4/ч

до 1-10^-8/ч

От 0,99

до 0.99999

От 20

до 10

Маршрут, район
аэродрома

(прибытие)

0,74 км

0,4 м. мили

Не назначена

I
— I0 ^{— 7}/ч

15 с

От 1-10^-4/ч

до 1-10^-8/ч

От 0,999

до 0,99999

от 5

до 1

Вылет, заход до выхода
на прямую, неточный заход

220 м

720 фут

Не назначена

I
— I0 ^{— 7}/ч

10 с

От 1-10^-4/ч

до 1-10^-8/ч

От 0,99

до 0,99999

От 0,5

до 0,3

Заход на посадку с

наведением по вертикали APV—I

220 м

720 фут

20 м

66 фут

1 — 2х10^{— 7}

за заход

10 с

1-8х10^{— 6}

в любые 15 с

От 0,99

до 0,99999

0,3/125

Заход на посадку с

наведением по вертикали APV—II

16,0 м

52 фут

8,0 м

26 фут

1 — 2х10 ^-7

за заход

6 с

1-8х10 ^—

6

в любые 15 с

От 0,99

до 0,99999

0,03/50

Точный

заход

на

посадку

по

категории I

16,0
м

52 фут

6,0 — 4,0 м

20 -13
фут

1 — 2х10 ^-7

за заход

6 с

1-8х10^-6

в любые 15 с

От 0,99

до 0,99999

0.02/40

по

категории
II

6.9 м

23 фут

2.0 м

6.5 фут

1 — 2х10 ^-7

за заход

2 с

1-8х10^-6

в любые 15 с

От 0,99

до 0,99999

0.01/15

по

категории
III

6.1 м

20 фут

2.0 м

6.5 фут

1-10 ^-7

за заход

1 с

1-10^-7

в любые 15 с

От 0,99

до 0,99999

0.003/z

Оценка эксплуатантом готовности системы
GPS как датчика оборудования RNAV

Ниже приводятся результаты оценки готовности
применения автономного GPS-приемника без барометрической поддержки (для
усложнения задачи), выполненного на сайте ecacnav.com с использованием программы AUGUR.

В начале выясняется
STATUS системы GPS на
заданную дату и период времени. В представленном заключении задавались: дата –
15 июля 2003 года, период времени – 24 часа.

В заключении, представленном в графическом виде,
констатируется, что на указанный период в системе будут в работе 27 спутников (Nun Sats), что для
полетов по B—RNAV процедуру RAIM-прогнозирования
выполнять не требуется, поскольку линия Nun Sats превышает
линии для автономных GPS-приемников Un—Aided (без
бароподдержки) и Baro—Aided (с бароподдержкой).

Если
линия Num Sats
“проваливается ” ниже линий Un—Aided или Baro—Aided, то выполняется процедура RAIM-прогнозирования
по маршруту полета.

Задаются дата, аэродром вылета, пункты маршрута,
время вылета и истекшее время прохождения пунктов по маршруту. Заключение
выглядит так (Хельсинки – Париж с условным маршрутом через
CDA, BSN, вылет
15.07.03 в 09.00 UTC):

В заключении видно,
что RAIM
будет обеспечиваться на всем протяжении полета, даже если вылет состоится на 15
минут раньше или позже начального времени. Контроль целостности будет
обеспечен, следовательно готовность системы так же положительная.

В случае, если мы
планируем заход на посадку в режиме зональной навигации с использованием датчика

GPS, то
выполняется отдельный RAIM-прогноз, поскольку пороги RAIM для захода на посадку
значительно меньше, чем на маршруте и в ТМА. Приводится пример прогноза для
трех аэродромов – Париж, Хельсинки и Франкфурт. Дата/время 04.54 UTC 15 июля 2003 на
промежуток времени + 24 часа.

В заключении,
например, видно, что неточный заход на посадку по GPS в Хельсинки 15.07 в районе 08.54 UTC с автономной GPS без бароподдержки
планировать нельзя, так как не будет обеспечен RAIM, т.е. контроль целостности навигационной
информации, и, следовательно, готовность использования системы не
обеспечена.

Три статуса бортовых навигационных
систем

Существует три уровня требований к бортовым
навигационным системам в зависимости от
того, в каком статусе они используются: самодостаточной, основной или дополнительной
навигационной системы.

Самодостаточное навигационная система — система, разрешенная для данной процедуры или
для данного этапа полета, которая в течение всего времени выполнения процедуры
или данного этапа полета заведомо удовлетворяет всем четырем требованиям
к навигационным характеристикам RNP: точности, целостности, эксплуатационной
готовности и непрерывности обслуживания.

Примечание. Это определение не исключает
наличия на борту других навигационных систем. Система, являющаяся
самодостаточным навигационным средством, может иметь один или несколько навигационных датчиков,
т.е. быть одно- или мультисенсорной системой.

Основная
навигационная система — система,
одобренная для данного полета или его этапа, которая заведомо
удовлетворяет требованиям точности и целостности, но может не удовлетворять
требованиям по эксплуатационной готовности и непрерывности обслуживания.
Безопасность ее применения достигается за счет разрешения полетов только в
определенные периоды времени и при соответствующих процедурных ограничениях.

Примечание. Безопасность использования
основной навигационной системы обеспечивается не только процедурными
ограничениями, но, очень часто, также и требованием иметь дополнительные
навигационные системы, которые включаются и используются при отказе основной.
Например, требования B—RNAV: ПИ СНС + приемник VOR/DME.

Дополнительная
навигационная система — система,
которая должна использоваться в сочетании с системой, являющейся
самодостаточным навигационным средством. Для получения одобрения для ее применения
на данном этапе полета требуется, чтобы на борту ВС была другая система,
являющаяся для рассматриваемого этапа самодостаточным навигационным средством.
Дополнительная навигационная система должна удовлетворять требованиям точности
и целостности во время выполнения данной процедуры или на данном этапе полета,
а вопросы эксплуатационной готовности и непрерывности обслуживания при этом не
рассматриваются.

Примечание. Система, утвержденная как
дополнительное навигационное средство, может иметь один или несколько навигационных датчиков,
т.е. быть одно- или мультисенсорной системой
Во время выполнения полета при удовлетворении требований точности и
целостности дополнительное средство можно использовать без всякой перекрестной
проверки (сравнения) с самодостаточным средством. Мало того, самодостаточная
система может включаться и использоваться тогда, когда дополнительная система
значительно снизила точность работы или имеет признаки отказа.

Сегодня
самодостаточными системами могут считаться только мультисенсорные
FMS. Только они могут удовлетворять всем четырем
критериям RNP. Правда пока RNP не всех типов и не на всех этапах полета. В
будущей навигации RNP—RNAV используемые навигационные
системы должны быть самодостаточными.

Основные системы — наиболее распространенный статус ПИ СНС при
выполнении полетов в системе B—RNAV. Такой же статус для
навигационной системы требуется и для P—RNAV. Важным нюансом использования
основных систем является то, что такие понятия как “комплексное
самолетовождение” здесь не применяются. Поскольку дублирующие системы, например
НВУ, VOR
или АРК, не будут соответствовать
предписанной точности навигации в заданном районе. При отказе основной системы
выполняются “аварийные процедуры при отказе навигационной системы” и
производятся соответствующие доклады диспетчеру.

В отношении
дополнительных систем скажу только, что подход ИКАО к такому статусу навигационной
системы для Россиян очень непривычен. При полетах в воздушном пространстве
России ПИ СНС используется только как дополнительная навигационная система, но
меня не поймут, если я не буду при этом использовать штатное (самодостаточное)
НВУ.

Основные недостатки GNSS и возможности функциональных дополнений

Опыт эксплуатации систем GPS и ГЛОНАСС, как основы GNSS, показал, что обоим системам свойственны
следующие недостатки:

— чувствительность к умышленным (иногда их называют
террористическими), промышленным и атмосферным
помехам;

— блокировка сигнала при затенении антенны элементами конструкции воздушного
судна во время выполнения эволюций;

— недостаточная точность при использовании для целей точного захода на посадку.

Указанные недостатки GNSS могут быть устранены при использовании функциональных
дополнений GNSS, основное назначение которых — повышение точности, целостности готовности
и непрерывности обслуживания GNSS.

Типы функционального дополнения
GNSS

Для преодоления свойственных системам
GNSS ограничений и
недостатков системы GPS и ГЛОНАСС должны использоваться с различного рода функциональными
дополнениями. Существуют три категории функциональных дополнений: бортовые,
наземные и спутниковые.

Бортовые
функциональные дополнения подразделяются
на автономный контроль целостности приемника (Receiver Autonomous Integrity Monitoring — RAIM) или автономный
контроль целостности на борту ВС (Aircraft Autonomous Integrity Monitoring — AAIM).

Наземные
функциональные дополнения (Ground—Based Augmentation System — GBAS) c локальной зоной действия
в пределах до 37 км (20 м. миль) представляют из себя контрольные устройства,
размещаемые в аэропорту или в районе аэропорта в котором планируется выполнение
заход на посадку по категориям I — III. Наряду с локальной зоной действия GBAS могут быть и с более
расширенной зоной действия. Примером такой GBAS является Австралийская наземная региональная
система дополнения (GRAS), которая охватывает территории Австралии и Новой Зеландии.

Спутниковые
функциональные дополнения (Satellite—Based Augmentation System — SBAS). Наземные функциональные дополнения не позволяют охватить все
этапы полета и в этой связи для охвата обширных районов в дополнении космическим
сегментам GPS и ГЛОНАСС используются спутниковые системы, позволяющие передавать
дополнительную информацию.

Бортовые
функциональные дополнения

Требования к бортовым функциональным
дополнениям изложены TSO C-129, которое многими государствами приняты
практически полностью.

Основополагающим положением
TSO С-129 является наличие
в бортовом оборудовании СНС функции RAIM. Выполнение требований TSO—C129 является достаточным на использование СНС как
дополнительного навигационного средства при выполнении полетов по маршрутам, в
районе аэродрома и при выполнении заходов на посадку по схемам неточного захода.

Альтернативным способом контроля достоверности
информации, получаемой от СНС, является сравнение этой информации с
навигационной информацией, получаемой от других навигационных систем, таких
как ИНС, LORAN—C, DME. Такой способ
называется “эквивалент RAIM” или AAIM. Этот способ имеет только одно преимущество по
сравнению с RAIM — нет необходимости обрабатывать сигналы от одного дополнительного спутника,
что позволяет продолжать навигационные определения с гарантией их достоверности
при видимости только 4-х спутников.

Еще один вид бортового функционального дополнения
– это использование информации о барометрической высоте. Стыковка оборудования
СНС с датчиком высоты производится в целях:

— “согласования” навигационных определений, что
существенно ускоряет процедуры математической фильтрации;

— “поддержки”
RAIM, когда барометрическая высота используется как
сфера положения только для алгоритма RAIM и только в тех случаях, когда нет возможности осуществить
RAIM по
пятому спутнику (т.е. обрабатываются сигналы только от 4-х спутников);

— “поддержки” навигационных определений, когда
барометрическая высота используется как сфера положения в режиме “Approach” (при вводе давления QNH) и при условии, что видимых спутников не хватает
для работы оборудования в режиме “3D”, т.е. при видимости 3-х спутников. При этом, как
только в обработку включается 4-й спутник, навигационные определения (φ, λ, h, UTC, W) производятся по этим
4-м спутникам, а барометрическая высота поддерживает RAIM и выполняет функцию сглаживания.

Стыковка оборудования СНС с высотомером носит
рекомендательный характер при использовании СНС как дополнительного
навигационного средства. Но с переходом СНС в статус основного и самодостаточного
средства навигации такая стыковка является обязательной в целях снижения вероятности
прерывания RAIM.

Наземные
функциональные дополнения

Дифференциальный метод. Суть дифференциального метода корректировки спутникового
сигнала основана на относительном постоянстве значительной части погрешности
СНС, как во времени, так и в пространстве.

Реализация дифференциального метода возможна при
наличие двух приемо-индикаторов один из которых находится на земле, а другой —
на борту ВС. Геодезические координаты наземного приемо-индикатора (именуемого
контрольной станцией) в выбранной системе координат в
WGS-84 или ПЗ-90 известны с высокой точностью.
Точность определения координат контрольной станции должна быть не хуже: по
широте и долготе 5 см, по высоте относительно поверхности эллипсоида 0.5 м.
Контрольная станция принимает сигналы спутников и определяет текущие
координаты, которые в дальнейшем
сравниваются с координатами привязки контрольной станции. По результатам
сравнения определяются поправки в координаты для данного района и для текущего
момента времени. Полученные поправки
передаются потребителям по специальной линии радиосвязи

Кроме существенного улучшения точности
GNSS дифференциальный
метод позволяет существенно повысить целостность навигационной информации.

Дифференциальный метод используется как в
наземных, так и в спутниковых функциональных
дополнениях GNSS.

Наземная система функционального дополнения —
GBAS

GBAS включает в себя
наземные и бортовые подсистемы. Наземная подсистема с помощью ОВЧ-передатчи
цифровых данных передает в бортовую подсистему корректирующие поправки к
координатам и сведения о целостности сигналов спутников.

В том случае, когда наземная система
функционального дополнения предназначена для обслуживания только в районе
аэродрома, то такая система имеет локальную зону действия и именуется как дополнительная система с локальной зоной
действия (Local Area Augmentation System — LAAS).

В наземных системах функционального дополнения
LAAS станция слежения размещается в аэропорту или вблизи него. Сигналы такой
системы принимаются воздушными судами в окрестности аэропорта на расстоянии
порядка 37 км.

Спутниковые системы функционального дополнения —
SBAS

В спутниковых системах функционального дополнения
представляется информация о целостности, дополнительные сигналы дальности и
дифференциальная информация, что вместе взятое обеспечивает все виды
полетов, в том числе и точные заходы на
посадку AVP—I и AVP—II.

SBAS состоит из трех
отдельных элементов:

— наземная инфраструктура;

— спутники
SBAS;

— бортовые приемники
SBAS.

Наземная инфраструктура включает сеть станций
слежения и обработки, которые принимают данные от геостационарных спутников,
рассчитывают целостность, поправки и дальномерную информацию, формирующие
сигнал в пространстве спутниковых системах функционального дополнения.
Спутники SBAS ретранслируют этот сигнал от наземной инфраструктуры на бортовые приемники
SBAS, которые
определяют информацию о координатах и времени от основной орбитальной системы GNSS и геостационарных
спутников SBAS. Бортовые приемники SBAS получают дальномерную информацию и поправки и
используют эти данные для определения целостности и уточнения измеренного
местоположения ВС.

Существуют несколько спутниковых систем
функционального дополнения:

— система с широкой зоной действия (Wide Area Augmentation System — WAAS) США;

— Европейская геостационарная навигационная
система с перекрытием (European Geostationary Navigation Overlay System — EGNOS);

— Японская дополнительная система (Multi—Functional Satellite Based Augmentation System — MSAS) на базе
многофункционального транспортного спутника MTSAT.

Космические сегменты
SBAS включают в себя
геостационарные спутники, расположенные на орбитах в плоскости экватора
на высоте порядка 36000 км. Наименование спутников и их размещение на орбите
(по состоянию на конец 2002 г.) дано в таблице

Компоненты	Спутниковые системы функционального дополнения
WAAS	EGNOS	MSAS
Космический сегмент	INMARSAT—III	INMARSAT-III ARTEMIS	MSAT-1 MSAT-2*
Количество спутников	2	2 + 1	2
Наименование спутников	POR	AOR-W	AOR-E	ARTEMIS	IOR-E	MSAT-1
Размещение по долготе	178°E	54°W	15.5°W	21.4°E	64.5°E	140° E

*) Информация отсутствует.

Наземные сегменты спутниковых систем
функционального дополнения.

WAAS включает (по состоянию
на конец 2002 г.):

— 25 широкозонных контрольных станций,
предназначенных для контроля и наблюдения за состоянием навигационного поля;

— 2 широкозонные главные станции управления,
предназначенные для обработки данных мониторинга;

— 6 наземных станций передачи данных космическому
сегменту распределительную сеть информационного обмена и связи.

Перечисленные станции объединены в единую сеть
линиями передачи и обработки данных.

Рабочая область — от Мексиканского залива до южной
части Канады и Аляска с Алеутскими островами.

После окончания проекта по расширению
WAAS планируется увеличить
контрольных станций до 48, головных — до 6, передачи данных — до 16, а
количество геостационарных спутников до 8.

Спутниковая система функционального дополнения
EGNOS разрабатывается по
инициативе государств Европейского сообщества. Использование EGNOS улучшит сервис космических
сегментов GPS и ГЛОНАСС в Европейском воздушном пространстве. EGNOS способен передавать навигационный GPS-подобный сигнал, что
эквивалентно увеличению числа спутников в созвездиях GPS — ГЛОНАСС. Кроме того, спутник EGNOS транслирует сигнал
дифференциальной коррекции, а также сообщения о целостности системы, что делает
возможным использование для точного захода на посадку.

Архитектура
EGNOS включает:

— космические сегменты
GPS, ГЛОНАСС и три активных геостационарных спутника

— 40 опорных станций расположенных во всей зоне
обслуживание;

— 4 главных центра управления, расположенные в
Великобритании, Германии, Испании и Италии;

— 6
наземных навигационных станций находящиеся в Великобритании, Германии
Испании, Италии, Португалии и Франции.

Зона обслуживания — Восточная часть Атлантического
океана, Европа, Средиземноморье, Северное море.

Планируется расширение зоны обслуживания с
включением районов Африки, Среднего Востока, СНГ, Южной Америки.

MSAS включает:

— 4 опорные станции мониторинга, расположенные в
Японии;

— 2 станции мониторинга и измерения дальности,
расположенные в Австралии и на Гаваях;

— 2 станции управления, расположенные в Японии;

— сетевую систему связи.

Рабочая область — Восточная и Юго-восточная Азия,
Западная часть Тихого океана, Северная часть Австралии.

С выводом на орбиту
MSAT-2 рабочая область расширится.

Применение
GNSS совместно с функциональными дополнениями
позволяет выполнять операции с учетом соответствующего типа RNP указанные в таблице

Операции/этап полета	Тип RNP	Общая архитектура функционального Дополнения
Дополнитель-ное средство	Основное средство	Самодостаточ-ное средство
Полет по маршруту	RNP 1 и выше	ABAS	ABAS	ABAS или ABAS+SBAS
Начальный или промежуточный участок захода на посадку, неточный заход на посадку, вылет	RNP 0.3	ABAS	ABAS или ABAS+ SBAS	ABAS или ABAS+SBAS
Неточный заход на посадку (с наведением в вертикальной плоскости)	RNP 0.3/125	ABAS	ABAS или ABAS+SBAS	ABAS или ABAS+SBAS
Точный заход на посадку по категории I	RNP 0.02/40	ABAS+SBAS	ABAS+GBAS	ABAS+GBAS

Точки пути (Waypoints) и фиксированные точки (Fixes) в системе RNAV

ICAO в Приложении 11 и в Doc 8168 определяет термин Waypoint (WPT, WP,
W/P) как термин, применяемый для описания маршрутов и
процедур зональной навигации. В Приложении 11 В определен также термин ‘significant point’, используемый для
описания географического положения пункта, используемого в структуре маршрутов
и заданных траекториях полета. Поэтому любой WPT является одновременно и ‘significant point’.

Во множестве других документах ICAO, FAA, JAA, Евроконтроля и АИПах Государств WPT описывается как фиксированная точка – FIX, особенно в описании процедур захода на посадку,
где в основном используются термины initial approach fix (IAF), intermediate fix (IF), final approach fix (FAF), missed approach point (MAPt) и missed approach holding fix (MAHF). Для избежания
путаницы экспертами ICAO принято решение
продолжать использование терминов IAF, IF, FAF, MAPt и MAHF как в обычной, так и в
зональной навигации.

Примечание. Такое решение принято недавно, поэтому в документах по зональной навигации
встречаются следующие аббревиатуры точек пути процедур захода на посадку:

IAWP – точка начала захода на посадку
(IAF)

IWP – точка пути промежуточного этапа захода на
посадку (IF)

FAWP – точка пути конечного этапа
захода на посадку (FAF/FAP)

MAWP – точка ухода на второй круг (MAPt)

MHWP – конечная точка после ухода на
второй круг с зоной ожидания (MAHF)

В аэропортах Европы все WPT в районе аэродрома подразделяются на стратегические — ‘strategic waypoint’ и на тактические — ‘tactical waypoint’.

‘strategic waypoint’ – либо это очень важные
для ОВД пункты, которые должны легко запоминаться и ясно отображаться на любом
типе дисплея, либо это “активирующие” пункты, при прохождении которых бортовые
системы безречевой связи генерируют сообщения органу ОВД об их прохождении.
Такие пункты обычно являются частью процедур SID/STAR.

‘tactical waypoint’ – пункты конкретной
процедуры захода на посадку, а также промежуточные пункты процедур SID/STAR, которые не являются стратегическими и служат для стыковки участков
процедуры, для тактических нужд диспетчера УВД при организации движения в ТМА и
т.д.

WPT устанавливаются во всех
важных точках процедуры – при изменении курса (ЗПУ), высоты, скорости. Однако
для описания условий выполнения элемента процедуры (например, “разворот после
пересечения высоты 1200 футов”) WPT, как правило, не устанавливается, а в описании процедуры применяется
символ “1200’+”.

WPT определяются
координатами в WGS-84 с точностью, не хуже:

—
для торцов ВПП и
MAPt – 1/100
сек (30 см)

—
для всех других
WPT –
1/10 сек
(3 м)

По правилам прохождения
WPT подразделяются на два типа: Fly—By и Fly—Over

Fly –By
— РАЗВОРОТ

“С УПРЕЖДЕНИЕМ”
(в точке ЛУР)

Fly—Over — РАЗВОРОТ

ПОСЛЕ
ПРОХОЖДЕНИЯ
WPT

Имена (коды) точек пути должны быть одинаковыми – на опубликованных картах
в АИП и в сборниках АНИ, в бортовых системах RNAV и на дисплее у
диспетчера. Поэтому применяется стандартная система наименований
WPT — 5 Letter Name Code (5LNC).

BEBET, ASUGA – стратегические WPT в ТМА и на маршруте

HK601, HK642 – тактические WPT процедур RNAV в TMA (IAP, SID, STAR)

Координаты точек пути в ТМА какого-либо аэродрома
публикуются в соответствующих разделах АИП в виде таблиц алфавитного порядка
(АИП Финляндии, а/п Хельсинки):

LIST OF WAYPOINTS

WAYPOINTS FOR RNAV PROCEDURES
BEBET	60 14 18.92N 024 46 37.17E
ESUGA	60 14 22.25N 024 44 34.96E
HK601	60 14 49.79N 025 03 10.19E
………..	……………………………..
HK642	60 14 48.08N 024 37 21.43E
VEPES	60 27 24.00N 024 34 50.00E

Однако, точки пути, совмещенные с наземными
маяками VOR/DME/NDB, именуются сегодня в соответствии с позывными данного маяка. Как правило,
это две – три буквы, которые и индицируются на дисплеях экипажа и диспетчера.
Это не соответствует стандартной системе и со временем такие точки будут
переименованы согласно 5LNC.

Оборудование
RNAV может
создавать собственные точки, которые будут видны на дисплее, но которых нет ни
в АИПах, ни на картах Jeppesen, ни на дисплеях диспетчеров. Эти точки называются
‘computer navigation—fixes’. Они создаются при активации из базы данных “наложенных” процедур SID, STAR и GPS—OVERLAY Approach. Система их наименования всегда описывается в Руководстве пользователя
оборудования RNAV. Вот пример такой системы наименований точек в
оборудовании Trimble 2000 Approach Plus:

RW25L – торец ВПП 25L

MA25L – точка ухода на второй круг, как правило за 0,5 NM от RW25L

D160F – точка на радиале 160 и
удалении 6 NM от маяка VOR/DME

CF25L – точка в створе ВПП 25L, публикуется на картах Jeppesen в виде
[CF25L]

FF25L – FAWP при заходе на ВПП 25L

N25HP – HWP (Holding Fix) над NDB при заходе на ВПП 25.

При маневрировании по этим точкам экипаж не должен
использовать их названия при ведении связи с диспетчером. После окончательного
перехода на процедуры RNAV и изъятия из АИПов и баз данных навигационных
систем “наложенных” процедур типа GPS—OVERLAY Approach, потребность в ‘computer navigation—fixes’ отпадет и все точки
будут именоваться в единой системе.

Символы различных
WPT, применяемые в публикациях ICAO и АИПах

Типы маневров RNAV в районе аэродрома

‘PATH
TERMINATOR’

Для того, чтобы обеспечить программирование (кодирование) заданных
траекторий полета в базах данных и вычислителях оборудования
RNAV фирмой ARINC была разработана
концепция ‘Path and Termination’, которая любую процедуру в районе аэродрома (SID, STAR, IAP) разбивает на отдельные
участки 23-х типов, каждый из которых однозначно определен с помощью признака ‘Path Terminator’. Большинство
навигационных систем RNAV реализуют, как правило, только часть из 23-х ‘Path Terminators’, но и для P—RNAV требуется далеко не
весь их перечень.

‘Path Terminator’ образуется из двух заглавных букв – первая характеризует заданную
траекторию полета, а вторая показывает, где или как кончается данный участок
траектории полета. Рассмотрим таблицу

Рассмотрим
только те из ‘Path Terminators’, которые требуются и рекомендуются при выполнении
полетов P—RNAV согласно раздела “7” Temporary Guidance Leaflet № 10 JAA

Требуется выполнять маневры и выдерживать
следующие типы траекторий:

—
IF – выход в точку начала
захода на посадку из любого места в районе аэродрома;

—
TF – полет по линии пути,
соединяющей две последовательные точки процедуры;

—
CF – полет на точку
процедуры с заданным путевым углом;

—
FA – полет от точки с
заданным путевым углом до достижения заданной высоты;

—
DF – полет от текущего
места прямо на точку процедуры без заданного путевого угла.

Рекомендуется выполнять маневры и выдерживать
следующие типы траекторий

—
HM – полет по процедуре ожидания
до ее принудительной (ручной) отмены;

— НА – полет по процедуре ожидания с отменой при
достижении заданной высоты;

— HF – полет по
процедуре ожидания с отменой над Holding Fix после одного круга;

— RF – полет с
заданным радиусом относительно заданной точки.

ARINC 424 PATH TERMINATORS FOR P-RNAV
& RNP-RNAV OPERATIONS

IF — Initial fix

(обязательно для
P-RNAV

и RNP-RNAV)

ТОЧКА НАЧАЛА процедуры RNAV SID/STAR/Approach)

Не путать с точкой IF (Intermediate Fix) при заходе на посадку.

TF — Track to a fix

(обязательно
для

P-RNAV

и RNP-RNAV)

Задает геодезическую прямую между пунктами А и В.

Точка может быть либо IF, либо конечной точкой предыдущего участка

RF — radius arc to a fix
(рекомендуется для

P—RNAV, обязательно для
RNP—RNAV)

Задает разворот от точки А к точке С с постоянным радиусом относительно
точки В. Возможно задание угла разворота от 2° до 300°. Сторона разворота
кодируется в базе данных.

HF — Holding/Racetrack to a fix
(рекомендуется для P—RNAV, обязательно для RNP—RNAV)

Определяет зону ожидания над точкой А. Автоматически отменяется при
первом прохождении точки А после того, как была выполнена процедура входа в
зону ожидания. Чаще называется
Racetrack.

HA — Holding/Racetrack to an altitude
(рекомендуется для P-RNAV, обязательно для RNP-RNAV). Автоматически отменяется при первом прохождении точки А
после того, как самолет достиг заданную высоту.

HM — Holding/Racetrack to a manual
termination (рекомендуется для P-RNAV, обязательно для RNP-RNAV). Отменяется вручную экипажем.

DF-
Direct to a fix
(обязательно
для

P-RNAV

и RNP-RNAV)

Полет от текущего места в заданную точку. В точной навигации применяется
редко, поскольку линия пути геодезически не задана и зависит от сложившейся в
полете обстановки.

FA
— Course from a fix to an altitude

(обязательно
для

P-RNAV

и RNP-RNAV)

Полет от точки с заданным путевым углом до достижения заданной высоты.
Геодезически точка окончания процедуры не задана.

CF — Course to a fix
(временно
одобрен
для
P-RNAV)

Полет на заданную точку по заданной линии пути приближения. Известен
также как режим “Omni Bearing Selected — OBS” в системах GNSS. В настоящее время
часто применяется на схемах захода на посадку, но, со временем, в RNP—RNAV будет заменяться на
TF

Остальные 14 терминаторов не применяются ни в
P—RNAV, ни в RNP—RNAV.

Особенности прохождения точек
Fly—Over с различными Path
Terminators

Точки пути типа
Fly—Over на схемах вылета,
прибытия и захода на посадку устанавливаются только по необходимости для
обеспечения безопасного пролета препятствий, по шумовым критериям или из-за сложной
структуры воздушного пространства в
районе аэродрома.

На схемах в районе
аэродрома после прохождения точки Fly—Over возможны только три типа участков — DF, TF, CF Информация об их терминаторах публикуется в
АИПах. Однако и по картам Jeppesen можно определить терминатор участка: если на
участке схемы опубликован ЗПУ- это TF или CF, а если участок схемы обозначен точками пути без
ЗПУ – это DF.

1) Траектория
Fly—over–DF
обычно устанавливается на схемах вылета, что
позволяет более плавно разворачиваться для полета на следующую точку пути.

При этом выход
на новую линию пути не обязателен, поскольку защищенное воздушное
пространство вокруг такой траектории расширено:

2) Траектория
Fly—over–TF
устанавливается в случае, когда после прохождения Fly—Over требуется интенсивный выход на новую линию пути.

Защищенное воздушное пространство рассчитывается
из предположения, что самолет будет выходить на осевую линию следующего участка

с углом выхода не менее 30°

3) Траектория
Fly—over – CF
устанавливается на схемах RNAV—ILS, когда в завершении
процедуры RNAV после пролета точки Fly—Over выполняется разворот для выхода в створ курсового
маяка ILS с углом
выхода 30°.

Разворот с заданным радиусом –RF

Тип участка
RF может устанавливаться в случаях, когда структура воздушного пространства
очень сложна и требуется очень точное выдерживание траектории полета, особенно
при больших углах разворота.

Назначение
RF – переход с одного участка схемы на другой по
предписанной криволинейной траектории, поэтому RF рассматривается как отдельный участок схемы,
имеющий три точки пути. Это точки начала RF, конечная точка RF и точка,
от которого задается радиус разворота, Эта точка называется “центр разворота”.

Защищенное
воздушное пространство вокруг RF построено из условия, что воздушное судно будет
регулировать крен при развороте таки образом, чтобы с учетом ветра выдерживать заданный
радиус разворота. По этой причине невозможно опубликовать заданный крен
для RF,
поскольку он зависит от сложившейся обстановки – скорость полета + воздействие
ветра.

Предполагается также, что воздушное судно начинает
создавать крен для разворота еще до прохождения точки начала
RF. Тоже и в конце RF – вывод из крена
начинается до конечной точки RF По сути точки
начала и конца RF являются точками Fly—By.

Особенности прохождения двух последовательных
точек Fly—Over

Тип участка между двумя точками
Fly—Over всегда определяется
терминатором TF. Выход на ЛЗП, соединяющую эти две точки, выполняется как можно скорее с
тем, чтобы ко второй точке Fly—Over подойти с заданным путевым углом участка.
Минимальной расстояние между такими точками определяется с учетом возможностей
категорий ВС, для которых установлена эта схема.

Прохождения двух последовательных точек пути
разных типов

При разработке процедур
P—RNAV точки пути разных типов располагаются с учетом
возможностей маневрирования ВС данной категории. Даже если точки пути
расположены на минимальных расчетных расстояниях, самолет сможет выполнить
полет по процедуре P—RNAV на рабочих скоростях и кренах и при любом
возможном ветре на данных высотах. Разработчиками процедур P—RNAV
учитываются следующие возможные траектории полетов

ПРОЦЕДУРЫ
ОЖИДАНИЯ – RNP-RNAV HOLDING PROCEDURES

В процедуре ожидания
RNP—RNAV задаются:

—
точка пути ожидания —
Holding WPT (Fix) – географические координаты с точностью до
десятой доли секунды;

—
высота зоны ожидания над уровнем моря –
Holding Altitude – минимальная и
максимальная высота ожидания с дискретностью 100 футов или 50 м;

—
максимальная скорость по прибору при ожидании – IAS;

—
угол линии приближения на
Holding WPT (Fix) относительно истинного меридиана с точностью до
десятой доли градуса;

—
диаметр разворота в морских милях с точностью до
десятой доли мили;

—
протяженность линии приближения в морских милях с точностью до десятой доли
мили. Должна быть больше заданного диаметра разворота;

—
направление разворота после прохождения
Holding WPT (Fix);

—
значение
RNP.

Введение таких процедур в массовом порядке
ожидается к 2015 году. Для представления о том, каково будет ожидание
RNP—RNAV, можно рассмотреть таблицу, в левой части которой
указаны действующие процедуры входа в зону ожидания, а в правой – будущие
процедуры входа в RNP—RNAV Holding Procedures. В этих процедурах уже 4 сектора и маневра входа,
позволяющих вписываться в процедуру по оптимальной траектории.

Процедура
ожидания RNP—RNAV будет задаваться, кроме прочего,

path
terminators, которые определяют когда будет отменен режим ожидания в

FMS:

a)
HF — ‘holding
to
a
fix’ – вход, один полный круг и отмена ожидания над
Holding
Fix. Процедура будет применяться на схемах захода на посадку типа
course
reversal.

b)
HM — ‘holding
to
a
manual
termination’ – вход на заданной высоте и с заданной скоростью, полет
в режиме ожидания до принудительной отмены экипажем. Будет применяться в основном
в конце процедуры missed
approach.

c)
HA — ‘holding
to
an
altitude’ – вход и ожидание, как правило, со снижением, с отменой
режима после того, как будет достигнута заданная высота и самолет, завершив
круг, пройдет над точкой Holding
Fix.

Выход
из ожидания HF и
HA будет производиться автоматически, при этом
FMS будет обеспечивать траекторию полета Fly—by Holding Fix
à TF next WPT.

Ожидание НМ будет прерываться
экипажем включением других траекторий LNAV.

ЗОНАЛЬНЫЕ
ПРОЦЕДУРЫ ВЫЛЕТА –
RNAV
REPARTURE
PROCEDURES

Зональные процедуры вылета, по сравнению с
обычными, позволяют:

— значительно раньше выполнять первый разворот в
нужном направлении, что приводит к уменьшению времени полета и увеличению
интенсивности использования ВПП;

— значительно снижать шумовое воздействие на
критичные к шуму районы за счет более точного выдерживания траекторий полета,
установленных в обход таких районов.

Зональные
процедуры вылета имеют следующие особенности построения:

— как и в обычных вылетах предполагается
маневрирование с кренами 15°. Большие значения кренов предписываются только при
необходимости;

— точка первого разворота устанавливается на продолжении
оси ВПП не ближе рубежа, на котором достигается высота 400 футов (120 м)
относительно выходного торца ВПП (DER). Такая высота при нормированном градиенте набора
3,3 % достигается на удалении 1.9 NM за торцом DER. При большем градиенте набора (PDG) эта точка
приближается к DER.

— в траекториях полета не предусматриваются углы
разворотов более 120°. В будущем, в
процедурах RNP RNAV развороты на углы более 90° будут выполняться с
заданным радиусом, т.е. заданием типа участка терминатором RF;

— для безопасного пролета препятствий применяются
в основном ограничения по высоте (заданные условия набора) и только в крайних
случаях, дополнительно, ограничения по скорости полета;

— участки полета с заданным курсом и участки
векторения не устанавливаются, поскольку их невозможно программировать
(кодировать) в оборудовании RNAV. Это не препятствует использование диспетчером
векторения или полету на любую заданную диспетчером точку;

— процедуры
RNAV SID заканчиваются в точке пути, используемой в
структуре маршрутов. Если такой точки не существует, либо она расположена
слишком далеко, RNAV SID содержит тактическую точку, в которой достигается
безопасная высота полета по маршруту, после чего дается предписание (например, DF, CF или TF) для выхода на точку
пути нужного маршрута.

Очень важным
моментом при вылете является выполнение первого разворота. Рассмотрим четыре
возможных маневра и защищаемое пространство вокруг установленных траекторий
полета.

Fly-Over

à TF

выход на участок

TF c
углом не менее 30°

Fly—Over
à
DF

выход на участок

DF не
обязателен

Fly-By

à TF

Разворот с
учетом ЛУР, выход на участок TF

FAà DF (conditional transition)

требуется
быстрый отворот после взлета*

*
Маневр
conditional
transition
предписывается
в случаях, когда
требуется быстрый отворот после взлета и
невозможно установить первую точку пути
SID.
Предполагается, что разворот может быть начат при достижении определенной
высоты (120 м / 400 фут) как еще над ВПП в точке 600 м от места начала разбега,
так и за DER и даже с небольшой задержкой. Такие маневры программируются
(кодируются) в оборудовании уровня
FMS. При
использовании автономных приемников
GNSS класса А потребуется
вмешательство экипажа в его работу, а именно, включение задачи ПРЯМО НА (DF) после
выполнения первого разворота.

ЗОНАЛЬНЫЕ ПРОЦЕДУРЫ ПРИБЫТИЯ И ЗАХОДА НА ПОСАДКУ

RNAV
ARRIVAL & APPROACH PROCEDURES

В принципе зональные процедуры прибытия и захода
на посадку при их полном освоении будут приносить выгоды как ОВД, так и
авиакомпаниям. Однако сегодня эти процедуры обладают одним существенным
недостатком – они уменьшают гибкость использования воздушного пространства и
свободу действий диспетчеров в плотной воздушной обстановке. Поэтому диспетчеры
в часы пик очень часто предпочитают векторить ВСЕ воздушные суда, независимо от
наличия процедур RNAV и навигационных возможностей прибывающих ВС. Им
не хватает времени и навыков регулировать “смешанное” воздушное движение, когда
один самолет выполняет схему P—RNAV и летит по заданной траектории, а другой самолет,
не имеющий допуска к P—RNAV, должен заводиться на посадку векторением. Именно
по этой причине в ряде аэропортов Европы ожидается введение ограничений на “смешанное” воздушное движение. Это означает,
что в таких аэропортах разрешение на P—RNAV может быть обязательным в определенные дни и часы
его работы, и именно в эти дни и часы процедуры P—RNAV будут применяться в полную силу.

Преимущества зональных процедур прибытия и захода
на посадку заключаются в следующем:

— при снижении по оптимальным траекториям возможен
полет с задросселированными двигателями вплоть до входа в глиссаду;

— при снижении с задросселированными двигателями
уменьшается шумовое и эмиссионное воздействие на окружающую среду;

— снижается нагрузка на пилотов и диспетчеров,
особенно по ведению связи.

Главной особенностью зональных процедур прибытия и
захода на посадку является то, что начало и конец каждого участка схемы (STAR, Initial, Intermediate, Final, Missed Approach) задаются точками
пути – IAWP, IWP, FAWP и т.д.. Но, как уже говорилось
выше, в описаниях процедур сохраняются обозначения IAF, IF, FAF, MAPt, MAHP, которые используются в традиционных незональных
процедурах.

Построение процедур
RNAV STAR & Approach имеет следующие особенности:

— предполагается маневрирование с кренами 25° на
всех этапах прибытия и захода на посадку. При уходе на второй круг
предполагаемый крен 15°;

— как правило, обеспечивается непрерывность
траектории полета от точки схода с трассы до MAPt и, далее, при уходе на второй круг, до MAHP. Однако, при
определенных обстоятельствах, могут
применяться “Открытые Маршруты Прибытия” – “Open STAR ”, речь о которых пойдет ниже;

— используются различные наименования для
STAR в зависимости от имен
точек их начала и различий в траектории полета;

— в тех местах, где различные
STAR накладываются друг на
друга, путевые углы, расстояния и заданные высоты этих STAR совпадают;

— точки
MAPt и MAHP являются точками Fly—Over;

— все остальные точки пути
RNAV STAR & Approach являются точками Fly—By, в том числе и при применении разворотов с
заданным радиусом RF;

— для безопасного пролета препятствий применяются
в основном ограничения по высоте (заданные условия снижения) и только в крайних
случаях, дополнительно, ограничения по скорости полета;

— в вертикально плане предписываются в основном
ДИАПАЗОНЫ высот, а не конкретные заданные высоты. Это
особенно важно для процедур с применением Baro—VNAV;

— в траекториях полета не предусматриваются углы
разворотов более 120°. В процедурах
RNP RNAV развороты на углы более 90° выполняются с
заданным радиусом, т.е. RF;

— участки полета с заданным курсом не
устанавливаются, поскольку их невозможно программировать (кодировать) в
оборудовании RNAV;

— любой
STAR не может заканчиваться на линии удаления от ВПП (Downwind Leg), поскольку это
приводит к необходимости полета с заданным курсом, что в процедурах .RNAV не допускается.

ПРИБЫТИЯ – ARRIVALS

Американская
FAA разработала концепцию Terminal Area Approach (TAA), которая позволяет производить заход на посадку
в режиме зональной навигации без привязки к каким-либо наземным радиосредствам.
ТАА была принята в ИКАО и опубликована в Doc 8168/II
для процедур с использованием приемников Basic GNSS для навигации в районе
аэродрома.

Концепция ТАА базируется на двух типах процедур, в горизонтальном плане
напоминающих латинские буквы ‘Y’ и
‘T’.

Применение этих двух типов процедур позволяет
сконструировать схемы захода на посадку с любых направлений, которые не требуют
сложных маневров типа Course Reversal. Все точки пути, за исключением MAPt и TP, являются точками Fly—By. Участки Intermediate, Final и начальный этап Missed Approach находятся на
одной линии в створе ВПП.

Открытые и Закрытые
Маршруты Прибытия — Open and Closed RNAV
STARs

Маршруты прибытия
RNAV STAR
делятся на два типа – закрытые и открытые.

Закрытые
STAR имеют замкнутую траекторию полета и заканчиваются
в точке IF на
посадочной прямой. На приводимом ниже рисунке это точка SD022.

Такие
STAR позволяют выполнять
полет по самым оптимальным траекториям с постоянным градиентом снижения и
задросселированными двигателями. Однако, в ТМА с интенсивным движением
существует вероятность того, что при выходе на посадочную прямую с разных
направлений самолеты могут опасно сближаться друг с другом. Поэтому закрытые STAR, как правило,
вводятся в районах аэропортов с низкой плотностью движения.

Векторение здесь не предполагается, но
инструментом диспетчерского регулирования является возможность выдачи указания
или разрешения следовать на одну из тактических точек
STAR.

Данный “растянутый” закрытый
STAR содержит много
тактических точек, которые установлены для того, чтобы, если позволяет
обстановка и самолет уже снизился на определенную высоту и погасил скорость,
диспетчер мог сократить маршрут полета перенацеливанием самолета на одну из
таких точек. Полет полному STAR, т.е. по всем его точкам, выполняется в редких
случаях, например при сбоях в ОВД, при ожидании или при потере связи.

В настоящее время в
TMA с интенсивным движением применяются открытые STAR, суть которых в
том, что они заканчиваются (прерываются) до выхода самолета на посадочный курс.
Применение открытых STAR обусловлено необходимостью “плавного” перехода к сплошной зональной
навигации будущего RNP—RNAV.

На приводимом ниже рисунке
STAR со стороны TWIGG заканчивается в
точке SD424.
Далее линия пути не задана, STAR “открыт”, т.е. не замкнут на точку ALBAR, расположенную в
створе ВПП. Для вывода самолета на посадочную прямую применяется векторение.
Как исключение, если позволяет воздушная обстановка, диспетчер может дать
указание экипажу самостоятельно выходить на точку ALBAR и далее заходить на посадку на ВПП 27С.

Такие открытые
STAR с переходом на векторение применяются особенно
часто при заходах на посадку на параллельные полосы.

Но на этом рисунке видно также, что
STAR ‘Y’ – типа со стороны HOLGA и BULFA является закрытым, т.к. он замкнут на точку ALBAR, являющуюся IF для захода на посадку
на полосу 27С. При подходе с этих направлений возможен полет без векторения,
поскольку обеспечивается непрерывное наведение RNAV до
выхода на посадочный курс. Данное обстоятельство не ограничивает диспетчера
прервать полет самолета по закрытому STAR и применить векторение для обеспечения
эшелонирования ВС.

Заход на посадку с вертикальным наведением –
APV (RNAV/Baro VNAV Approach)

Важной составляющей зональной навигации будущего
является заход на посадку в режиме зональной навигации с вертикальным
наведением от барометрического датчика высоты. Сокращенная аббревиатура –
APV, а более развернутая — RNAV/Baro VNAV Approach.

Вычислители
AVP
определяют вертикальное отклонение самолета от расчетной высоты в данной точке
траектории полета, индицируют это отклонение на приборе пилота в виде планки
глиссады ‘Like ILS’,
рассчитывают управляющие сигналы по выдерживанию заданной вертикальной
траектории автопилотом.

Процедуры
RNAV/Baro VNAV Approach не входят в P—RNAV, поскольку охватывают конечный этап захода на
посадку и уход на второй круг. Эти процедуры в Европе только планируются к
внедрению, и соответствующий TGL только разрабатывается специалистами JAA. Но это – наше
будущее, поскольку в RNP—RNAV такие процедуры будут широко применяться. Они обладают
рядом характеристик, которые делают их очень привлекательными:

— обеспечивается непрерывный градиент снижения на
посадочной прямой и контроль траектории набора высоты при уходе на второй круг;

— не требуется наземных дорогостоящих средств,
формирующих глиссаду;

— не требуется бортовых дорогостоящих средств,
принимающих сигналы глиссады.

Но для того, чтобы выполнять
AVP, потребуется соблюдать следующие условия:

— на аэродроме должна быть разработана,
апробирована и введена в действие AVP;

— навигационная система должна быть
сертифицирована по RNP 0.3 или лучше;

— барометрические датчики и вычислители профилей
снижения должны быть сертифицированы для применения при заходе на посадку;

— база данных навигационной системы должны
содержать все необходимые элементы выполняемой AVP (точки
пути, градиенты снижения и набора, заданные высоты и прочее);

— экипаж должен пройти подготовку и иметь допуск к
выполнению данного вида захода на посадку.

Очень важным вопросом
AVP
является учет температурной поправки барометрического высотомера, особенно для
точных заходов на посадку. Решение его возможно двумя путями – либо
алгоритмический учет фактической температуры в оборудовании AVP, либо учет минимальной температуры по многолетним
наблюдениям на аэродроме при расчете градиентов
наклонных траекторий AVP. Оба этих способа обладают своими недостатками. А
именно – не все высотомерные системы могут учитывать температурную поправку к
барометрической высоте, а учет минимальной возможной температуры при разработке
AVP может приводить к крутым траекториям снижения
жарким летом.

РАЗВОРОТЫ в зональной навигации –
RNAV TURNs

КРЕН – Angle of Bank
(AOB). Крены при разворотах во
многом зависят возможностей и ограничений, прописанных в РЛЭ ВС. Но не следует
забывать, что разработчики процедур RNAV
предполагают, что самолеты будут разворачиваться со следующими кренами:

— при вылете (SID), на маршруте и при уходе на второй круг —
крен 15°;

— на прибытии (STAR), при заходе на посадку и при ожидании —
крен 25°.

В тех случаях, когда при вылете требуется больший
крен, разработчики SID могут предписывать следующие значения кренов:

— на относительных высотах до 1000 футов – не более 15°

— на относительных высотах от 1000 до 3000 футов – не более 20°

— на относительных высотах 3000 футов и выше – не более 25°

Интенсивность ввода в крен: значение заданного крена должно достигаться

–

на маршруте –
в течение 15-ти сек

–

в районе
аэродрома                                                                   –
в течение   6-ти сек

–

при уходе на
второй круг                                                          –
в течение   3 -х сек.

Описание процедур в документах
аэронавигационной информации и базах данных

Описание процедур в документах аэронавигационной
информации и базах данных существенно отличается.

Производителям баз данных требуется детальное
описание и мельчайшие подробности всей процедуры для того, чтобы “закодировать”
(зашифровать) ее таким образом, чтобы оборудование
RNAV ее “понимало”,
обрабатывало и выдавало необходимую информацию экипажу и в автопилот. Здесь
применяются специальные карты, таблицы и комментарии.

Экипажу требуется информация в виде карт,
содержащих только то, что требуется для выполнения полета. Карты должны быть
четкими, легко читаемыми при любой освещенности кабины и, самое главное, они
должны позволять сравнивать информацию на карте с информацией на дисплеях
оборудования RNAV.

Множество авиакомпаний используют карты
коммерческих издательств (типа Jeppesen) и только некоторые имеют
государственные АИПы. Поэтому очень важно, чтобы структура и деятельность
коммерческих издательств аэронавигационной информации соответствовала определенным
стандартам, а именно EUROCAE ED-76/RTCA DO-200A.

Форма представления данных должна учитывать
потребности всех возможных потребителей. Например, для программистов баз данных
очень важно указание координат, терминаторов участков, путевых углов и
расстояний с требуемой точностью и разрешением. Для экипажей более важным
является графическое представление всей процедуры в целом, а координаты пунктов
и путевые углы на картах округляются до значений, удобных для сравнения карты с
дисплеем RNAV – координаты до 0,1’, а углы до 1°. И если одного
листа бумаги не хватает для ее полного отображения, карта выполняется не в
масштабе, т.е. схематично.

Если
публикуемая процедура требует сертификации ВС по RNP—RNAV, P—RNAV или B—RNAV это напрямую указывается в ее описании. Для RNP—RNAV всегда указываются численные значения RNP. Кроме этого карта с
зональной процедурой имеет следующую специальную “маркировку”, которая означает:

RNAV(без пометок) –
процедура может
выполняться с использованием оборудования RNAV, работающего от датчиков
DME/DME, Basic GNSS или VOR/DME.

RNAV(DME/DME
or
GNSS) –
процедура может выполняться с использованием
оборудования RNAV, работающего от датчиков DME/DME или GNSS.

RNAV(DME/DME)
–
процедура может выполняться с использованием
оборудования RNAV, работающего только от датчиков DME/DME.

RNAV(GNSS) –
процедура может выполняться с использованием
оборудования RNAV, работающего только от датчиков GNSS.

RNAV(DME/DME
or
GNSS
except
Class
A) – процедура может выполняться с использованием оборудования
RNAV, работающего только от датчиков DME/DME или GNSS класса В или С.

Примечание. Со временем с вводом в действие функциональных дополнений GNSS соответствующие процедуры будут иметь маркировку
“ABAS” “SBAS”

Полное описание процедуры RNAV предусматривает:

—
текстуальное описание;

—
табличное оформление;

—
графическое
представление.

Карты для экипажей содержат:

—
расстояния между
пунктами, округленные до 0,1 NM;

—
значения азимута (1°) и
удаления (0,1 NM) до определенных маяков
VOR/DME, по которым, если требуется, осуществляется
контроль точности работы системы RNAV;

—
все точки пути процедуры
с их именами;

—
все радиосредства с
частотами и позывными, связанные с данной процедурой;

—

заданные высоты/эшелоны с дискретностью 100’ и скорости
IAS в узлах.

Примечание. Общих требований в отношении
публикации ЗПУ не установлено, однако, для участков с терминаторами
TF,
CF и
т.п., когда линия пути задана путевым углом, его значение публикуется на
карте.

Заданные
высоты и эшелоны на картах указываются следующим образом:

FL120 — слой высот не выше FL120

10000’ и не ниже 10000’ по давлению QNH

7000’
— 7000’ и выше по давлению QNH

3000’ — строго 3000’ по давлению QNH

5000’
— 5000’ и ниже по давлению QNH

5000’ — рекомендуемая высота 5000’ QNH

Expect 5000’ – в диспетчерском
разрешении ожидаемая высота 5000’ QNH.

Скорости IAS публикуются в случае,
если требуется меньшая скорость, чем установленная ICAO скорость для данного этапа полета, по которой
рассчитывалась данная процедура:

Масштабные шкалы и географические сетки наносятся на карту. Однако данное
положение носит только рекомендательный характер.

Если карта выполнена не в масштабе, она имеет маркировку
NOT TO SCALE, а масштабные шкалы и
географические сетки на карту не наносятся.

Для сокращения текстовых
описаний процедур применяется следующая система:

PG274 — имя точки Fly—Over подчеркивается;

PG278 —
имя точки Fly—By не подчеркивается;

To DINGA —

тип участка TF на DINGA

Direct to NURMO,
à NURMO — тип участка DF на NURMO

To PALMO on course 120° —

тип участка CF120° на PALMO

Climb on track 310° —

тип участка FA c путевым углом 310°

From PG094 to 5000’ on track 165° —
FA от PG094 c
путевым углом 165° от до 5000’

RESNU {R, 12.0,
j,
l} —
RF на RESNU, R=12.0
NM от точки с коорд.
j,

l

LOGAN{FL60, Right Turn,
Inb Track 245°, Leg Dist 4 NM, Term Alt 4000’}- зона ожидан.

[UNNNNNCD] — код дополнительных условий.

В коде применяются следующие буквы, цифры и символы:

U: A-Altitude AMSL (QNH), F- Flight Level, K- Air
Speed in knots, M – magnetic, T — true

NNNNN:— заданное число от 000
до 99999

C: +
‘at or above’, – ‘at or below’, пробел — ‘at’

D (направление разворота): L — ‘Turn Left’, R — ‘Turn Right

Если задано несколько условий, то их коды разделяются точкой с запятой (;)

Пример: [A800+; М047; R] – набор на ЗМПУ 047, на 800 футов и выше разворот
вправо.

Пример использования сокращенных текстовых описаний процедур:

Пример использования табличной формы представления процедур:

Источник

Третьего сентября в торжественной обстановке состоялся ритуал приведения к военной присяге курсантов набора 2023 года в Филиале ВУНЦ ВВС «ВВА» в г.Сызрани. В этот непростой для страны год на…

По просьбам поступающих в этом году ещё раз опишем процесс поступления в Сызранское училище (филиал ВУНЦ ВВС «ВВА» г. Сызрань). По прибытию в город Сызрань абитуриент должен зарегистрироваться в штабе…

21 октября 2022 года в филиале Военного учебно-научного центра Военно-воздушных сил «Военно-воздушная академия имени профессора Н.Е.Жуковского и Ю.А.Гагарина» в г. Сызрани состоялся митинг, посвященный 78-й годовщине со Дня рождения заслуженного…

Абитуриенту

Источник

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

1994

Глава I . ОБЩИЕ ПОЛОЖЕНИЯ

ОСНОВНЫЕ ОПРЕДЕЛЕНИЯ

1.1. Воздушная навигация — комплекс действий экипажа, направленных на дости-жение 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 движе-ния в воздушном пространстве.

Линия пути (ЛП) — проекция траектории полета ЛА на земную поверхность. Факти-ческой траектории полета соответствует линия фактического пути (ЛФП), заданной траек-тории — линия заданного пути (ЛЗП).

Профиль полета — проекция траектории движения ЛА на вертикальную плоскость. Местоположение самолета (МС) — проекция его центра масс на земную поверх-

ность к определенному моменту времени. 1.2. 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).

И с т и н н а я в ы с о т а (Нист) — высота полета над точкой земной (водной) по-верхности, находящейся под ЛА.

О т н о с и т е л ь н а я в ы с о т а (Нотн) — высота полета над условно выбран-ным уровнем (уровнем аэродрома, цели и др.).

А б с о л ю т н а я в ы с о т а (Набс) — высота полета над уровнем моря. В ы с о т а э ш е л о н а (Нэш) — высота, отсчитываемая от уровня, который соот-

ветствует атмосферному давлению 760 мм рт.ст., в: предположении, что распределение тем-пературы с высотой соответствует стандартным условиям.

Рис. 1.1. Классификация высот полета по уровню начала отсчета

Воздушная скорость (V) — скорость перемещения ЛА относительно воздушной сре-ды.

И с т и н н а я в о з д у ш н а я с к о р о с т ь (Vист) — это фактическая скорость,

с которой ЛА движется относительно воздушной среды. С к о р о с т ь п о п р и б о р у (Vпр) — скорость, которую показывает прибор,

измеряющий воздушную скорость. Курс ЛА (К) — угол в горизонтальной плоскости между выбранным опорным на-

правлением и проекцией на эту плоскость продольной оси ЛА. Для отсчета курсов используются следующие опорные направления (рис. 1.2):

– истинный (геодезический) меридиан Си; – магнитный меридиан См; – ортодромический меридиан X в левой ортодромической системе координат или орто-дромическая параллель Y в правой ортодромической системе координат;

– условный меридиан Су — любое произвольное (условное) направление для измерения курса с помощью гироскопических курсовых приборов.

Рис. 1.2. Опорные направления для отсчета курсов

Если опорным направлением является северное направление истинного меридиана, курс ЛА называют и с т и н н ы м (ИК).

Если в качестве опорного направления выбран магнитный меридиан, курс ЛА назы-вают м а г н и т н ы м (МК).

Если опорное направление определяется с помощью гироскопических курсовых при-боров, курс называют у с л о в н ы м (УК).

Если опорным направлением является ортодромический меридиан или ортодромиче-ская параллель, курс называют о р т о д р о м и ч е с к и м (ОК).

Для перехода от одной системы отсчета курса к другой используют следующие угло-вые поправки: – магнитное склонение (ΔM) — угол, заключенный между истинным и магнитным мери-дианами;

– азимутальную поправку (ΔА) — угол, заключенный между условным и истинным мери-дианами;

– условное магнитное склонение (ΔМу) — угол, заключенный между условным и магнит-ным меридианами;

– угол сходимости Δ (угол карты βк) — угол, заключенный между истинным и ортодроми-ческим меридианами левой ортодромической системы координат или ортодромической параллелью правой ортодромической системы координат соответственно. Угловые поправки ΔM, ΔА, ΔМу отсчитываются от 0 до 180º по ходу часовой стрелки

со знаком «плюс», против хода часовой стрелки — со знаком «минус». Угол сходимости Δ (угол карты βк) отсчитывается по ходу часовой стрелки от 0 до

360º.

Скорость ветра (U) — скорость горизонтального перемещения воздушных масс от-носительно 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 векто-ром ветра.

Курсовой угол ветра (КУВ) — угол, заключенный между вектором воздушной ско-рости и вектором ветра.

Путевая скорость (W) — скорость перемещения ЛА относительно земной поверх-ности.

Р а с ч е т н а я п у т е в а я с к о р о с т ь (Wp) — скорость ЛА, определенная по известному ветру.

Ф а к т и ч е с к а я п у т е в а я с к о р о с т ь (Wф) — это текущее значение пу-тевой скорости.

Путевой угол (ПУ) — угол в горизонтальной плоскости между выбранным направ-лением отсчета курса и вектором путевой скорости.

Угол сноса (УС) — угол, заключенный между векторами воздушной и путевой ско-рости.

Навигационный параметр — это измеряемая в полете или на земле некоторая вели-чина, определенным образом зависящая от координат ЛА.

1.3. Линия положения — геометрическое место точек вероятного местоположения

ЛА, характеризующаяся постоянством измеренного навигационного параметра. Линия равных расстояний (ЛРР) — линия положения, в каждой точке которой даль-

ность от ЛА до фиксированной точки на земной поверхности есть величина постоянная. Линия равных азимутов (пеленгов) (ЛРА)— линия положения, характеризуемая по-

стоянством 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.

1.4. 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 бор-товых средств и систем, обеспечивающих автоматизированный полет ЛА по заданной про-грамме.

Прицельно-навигационная система (комплекс) (ПНС) — совокупность функцио-нально связанных бортовых средств и систем, обеспечивающих автоматизированный полет и боевое применение средств поражения ЛА по заданной программе.

1.5. Воздушная навигация осуществляется на всех этапах полета. При этом должны

соблюдаться следующие ее о с н о в н ы е п р а в и л а: – достижение высокой точности, надежности и безопасности вождения ЛА (групп) по за-данной траектории;

– обеспечение надежного вывода ЛА (групп) на заданные цели (аэродромы посадки) в раз-личных условиях тактической обстановки;

– строгое выдерживание программы и штурманского плана полета; – непрерывный и надежный контроль за работоспособностью комплекса (системы), свое-временная коррекция координат места ЛА;

– готовность летчика (экипажа) в любой момент времени перейти на неавтоматизирован-ную навигацию;

– постоянная оценка условий выполнения полета и своевременное внесение изменений в

программу полета; – умелое сочетание автоматизированного и автономного полета при боевом маневрирова-нии;

– постоянная готовность к перенацеливанию, целеуказанию и выходу на цели в услож-нившейся обстановке;

– обеспечение качественного решения основных навигационных задач при полете с не полностью подготовленной программой.

1.6. Под о б е с п е ч е н и е м б е з о п а с н о с т и воздушной навигации пони-

мается 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.

1.7. Р а с ч е т ы по обеспечению безопасности воздушной навигации носят веро-

ятностный характер. Исходными данными для выполнения расчетов являются статистиче-ские 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 вы-держивания ЛЗП (ширины полосы маршрута), предельных ошибок времени выхода в задан-ные точки, предельных ошибок выдерживания заданной высоты (эшелона) полета, на осно-вании которых осуществляется выбор взаимного положения траекторий полета и ЛА в воз-душном пространстве.

1.8. Под шириной полосы маршрута понимается симметричная относительно ЛЗП

полоса, за пределы которой ЛА с заданной гарантийной вероятностью Ро не выйдет за все время полета на этапе (этапах) маршрута.

Ширина полосы маршрута характеризуется удалением ее границ от ЛЗП на расстоя-ние ±С, км.

Предельные ошибки во времени выхода в заданные точки — это возможное откло-нение фактического времени выхода в заданные точки (на рубеж) от расчетного для соответ-ствующей гарантийной вероятности.

1.9. 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 з а п р е щ а ю т с я.

Безопасная высота полета — это минимальная высота, гарантирующая ЛА от столкновения его с земной (водной) поверхностью и расположенными на ней препятствия-ми.

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.

И с т и н н о й б е з о п а с н о й в ы с о т о й п о л е т а называется минималь-ная заданная высота относительно пролетаемой местности и искусственных препятствий, гарантирующая ЛА от столкновений его с земной (водной) поверхностью или препятствия-ми на ней.

1.10. Исключение случаев попадания в запретные и опасные зоны достигается уста-новлением минимально допустимого удаления маршрута от границ зоны, исключающего с заданной гарантийной вероятностью попадание ЛА в пределы запретных (опасных) зон.

1.11. Ориентировка считается потерянной, если экипаж ЛА не знает своего место-

нахождения и не может определить его с точностью, необходимой для продолжения даль-нейшего полета в целях выполнения поставленной задачи.

ОСНОВНЫЕ ЗАДАЧИ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

1.12. Основой навигации является п р и н ц и п к о м п л е к с н о г о п р и -м е н е н и я т е х н и ч е с к и х с р е д с т в, 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 оп-тимально обработанной информации о местоположении ЛА. Процесс воздушной навигации включает следующие т и п ы о п е р а ц и й:

– 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 изме-ренным параметрам, определение ветра, вычисление параметров для выполнения полета по заданной траектории).

1.13. Навигация осуществляется экипажем (летчиком) путем решения на земле при

подготовке к полету и в полете ряда задач. Основными задачами, решаемыми н а з е м л е, являются: – выбор маршрута и профиля полета, расчет полета, прокладка маршрута на полетной кар-те;

– подготовка полетной карты, включающая построение сетки ортодромической системы координат; отметка превышений местности, наземных станций радионавигационных систем и ориентиров коррекции; нанесение необходимых условных знаков, характери-зующих тактическую обстановку; склейка карт для автоматического планшета;

– выбор и подготовка микрофильмов для навигационных индикаторов и индикаторов на-вигационно-тактической обстановки;

– подготовка и расчет исходных данных для разработки программы полета, составление программы, программирование полета. В п о л е т е 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 тра-ектории и выход в заданные точки траектории в назначенное время;

– расчет параметров, определяющих положение ЛА относительно других ЛА в боевом по-рядке и обеспечивающих сохранение заданного места в боевом порядке (задача межса-

молетной навигации); – разработка и ввод в полете параметров новой траектории полета (перенацеливание); – обеспечение предпосадочного маневрирования в соответствии с принятой в ПНС схе-мой.

Глава I I . 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, истин-ной 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 ста-тического Р и полного Рп давления набегающего потока воздуха, а также температуры Тт, заторможенного потока.

При решении функциональных зависимостей, связывающих измеренные величины с навигационными элементами, используются параметры стандартной атмосферы СА-81 при различных значениях абсолютной высоты Набс, значения которых приведены в прил. 2.

2.2. Погрешности измерения высоты барометрическим методом делятся на инстру-

ментальные 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. 2.1. Таблица 2.1

Коэффициенты а и b для высотомеров различных типов

Вид устройства а b Механический высотомер Электромеханический высотомер СВС с электромеханическим вычислителем

7 м 3 м

5-7 м

5-10-3

2-10-3

2-10-3 Для СВС с электронным вычислителем эта погрешность характеризуется величиной

σН = (0,03—0,4)% Н в диапазоне высот 0-25000 м и σН = 1% Н на высотах более 25000 м. К методическим погрешностям систем и приборов определения высоты и скорости

относятся аэродинамическая, температурная и барометрическая погрешности. А э р о д и н а м и ч е с к а я п о г р е ш н о с т ь возникает вследствие искаже-

ний статического давления в месте его измерения (на ПВД). Для барометрических высото-меров она учитывается с помощью поправочных таблиц, в СВС и электромеханических вы-сотомерах — автоматически с помощью специальных блоков компенсации.

Т е м п е р а т у р н а я п о г р е ш н о с т ь проявляется при определении истин-ной высоты в связи с отличием фактического распределения температур от стандартного, принятого в расчетных формулах. Приближенно ее величина равна

срт Т4,0

НН

∆=∆ ,

где ΔТср — разность между фактической и стандартной средними температурами.

Б а р о м е т р и ч е с к а я п о г р е ш н о с т ь возникает при определении отно-сительной барометрической или истинной высоты полета за счет неточного учета давления на начальном уровне. Ее величина приближенно равна

ΔНб = 11 ΔРз ,

где ΔРз — разность между фактическим давлением на заданном уровне и давлением, вве-денным в высотомер (СВС), в миллиметрах ртутного столба.

2.3. При определении приборной скорости с использованием механических указате-

лей в расчет принимаются значения температуры и давления на нулевой высоте в стандарт-ных условиях (Р = Р0 СА, ТН = Т0 СА). Истинная скорость в комбинированных указателях ско-рости (КУС) рассчитывается по значениям температуры и давления на высоте полета для стандартной атмосферы (Р = РН СА, ТН = ТН СА).

И н с т р у м е н т а л ь н ы е п о г р е ш н о с т и измерения воздушной скоро-сти характеризуются относительной средней квадратической ошибкой σV = (1—3 %) V.

М е т о д и ч е с к а я п о г р е ш н о с т ь измерения воздушной скорости при-суща механическим указателям скорости. Она обусловлена отличием фактической температуры воздуха на высоте полета от стандартной и приближенно равна

.T2,0%VV

H∆=

∆

Средства определения и выдерживания направления полета ЛA

2.4. К средствам определения и выдерживания направления полета относятся маг-нитные компасы, гироскопические приборы и устройства, курсовые системы и курсовер-тикали, астрономические курсовые приборы.

2.5. Для измерения курса используются три с п о с о б а: магнитный, гироскопиче-

ский и астрономический. Магнитный и астрономический способы применяются для началь-ной выставки курсовых (инерциальных) систем. Гироскопический способ является основ-ным. Он реализован в курсовых системах, курсовертикалях и инерциальных навигационных системах.

2.6. К у р с о в ы е с и с т е м ы предназначены для измерения и выдерживания

курса ЛА. Они основаны на комплексировании курсовых приборов различных принципов действия.

Основу курсовой системы составляет курсовой гироскоп (гироагрегат), который мо-жет 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 началь-ной выставке в принятой системе измерения курса и периодической коррекции с привлече-нием внешних источников курсовой информации.

С помощью гирополукомпаса измеряется условный курс, что накладывает ограниче-ния на область его применения для измерения курса в сферических системах координат.

Курсовые системы имеют следующие р е ж и м ы р а б о т ы: – гирополукомпаса (ГПК), который является основным; – магнитной коррекции (МК); – заданного курса (ЗК).

В курсовых системах многоместных ЛА дополнительно может быть предусмотрен

режим астрономической коррекции (АК). 2.7. Режим г и р о п о л у к о м п а с а используется для измерения ортодромиче-

ского курса в ограниченном районе или в ограниченной полосе относительно некоторой ор-тодромии. Ограничения на область применения ГПК обусловлены неполным учетом скоро-сти 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)

,tgR

Wsin Пза σ+ϕω=ω

где φ — сферическая широта; ωз — угловая скорость вращения Земли (ωз = 15 º/ч); WП — составляющая путевой скорости по направлению параллели в системе коорди-

нат, принятой для измерения курса; σ — широта в этой системе координат; R — радиус земной сферы. В гирополукомпасах учитывается только первая составляющая угловой скорости ωа.

Поэтому при больших удалениях от экватора сферической системы координат (ортодромии) в его показаниях возникают погрешности, обусловленные второй составляющей (погрешно-сти 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 орто-дромического меридиана, так и от ортодромической параллели.

Погрешности измерения курса в режиме гирополукомпаса определяются неучтенной составляющей угловой скорости вращения главной оси в азимуте, дискретным учетом ши-роты и собственным уходом гироскопа.

Величина погрешности ΔКs из-за неучета перемещения ЛА характеризуется прибли-женным равенством

,SXR60K ср2s ≈∆

где S — длина ортодромического этапа полета; Xср — его среднее удаление от главной ортодромии. Допустимая длина этапа Sд для установленной ошибки в курсе Δψs ≤ 0,5° при различ-

ных значениях Хср приведена в табл. 2.2. Таблица 2.2

Допустимая длина этапа Sд для установленной ошибки ΔКs = 0,5°

Хср, км 200 600 1000 SД, км 2000 650 400

Погрешность за счет дискретного ввода широты приближенно равна

ΔКφ = ωз cosφ0 Δφt ,

где φ0 — широта, введенная в курсовую систему; Δφ — изменение широты;

t — время полета с постоянной установкой широты. При допустимой ошибке ΔКφ < 0,5° установку широты необходимо менять через 30-

40 минут полета. Погрешность за счет собственного ухода гироагрегата характеризуется величиной

,tК ссω=∆ ω

где ωс — угловая скорость собственного ухода гироагрегата. 2.8. Р е ж и м ы м а г н и т н о й к о р р е к ц и и курсовой системы использу-

ются 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 измере-

ния курса учитывается условное магнитное склонение. Его величина в общем виде опреде-ляется соотношением

ΔМУ = 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 д е в и а ц и я, для

устранения которой на курсовых системах в установленные сроки проводятся девиационные работы.

Коррекцию курса в полете по магнитному датчику необходимо выполнять в горизон-тальном установившемся режиме.

2.9. Р е ж и м з а д а н н о г о к у р с а 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 п у л ь т о в у п р а в л е н и я. 2.10. К у р с о в е р т и к а л и в отличие от курсовых систем служат для измере-

ния 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 гирополу-компаса или обеспечивать измерение истинного и ортодромического курса.

Инерциальные навигационные системы

2.11. Инерциальные навигационные системы (ИНС) предназначены для автономно-го непрерывного определения пространственного положения ЛА.

2.12. ИНС имеют следующие основные режимы эксплуатации: «Обогрев», «Выстав-

ка», «Работа». Режим «О б о г р е в» предназначен для создания температурных условий, обеспе-

чивающих нормальную работу всех элементов системы. 2.13. Режим «В ы с т а в к а» служит для подготовки системы к работе и включает

выставку гироплатформы в плоскость горизонта и в азимуте, определение и учет собствен-ных уходов гироскопа.

Горизонтирование гироплатформы осуществляется обычно в два этапа. На первом из них гироплатформа приводится к осям самолета по соответствующим сигналам рассогласо-вания, на втором — в плоскость горизонта по сигналам акселерометров.

Все операции по горизонтированию гироплатформы автоматизированы, для их вы-полнения необходимы лишь координаты точки стояния ЛА. В процессе горизонтирования гироплатформы определяются и компенсируются собственные уходы горизонтирующих ги-роскопов.

Выставка ИНС в азимуте может быть выполнена установкой по заданному курсу, ги-рокомпасированием и двойным гирокомпасированием.

Для выставки по заданному курсу необходимо любым доступным способом опреде-лить стояночный курс ЛА и ввести его с пульта управления.

Выставка по з а д а н н о м у к у р с у выполняется на стоянках, подготовленных в геодезическом отношении. С этой целью ЛА устанавливается на маркированную точку, из которой предварительно измерен азимут Аор на удаленный ориентир. С помощью теодолита или другого пеленгаторного устройства с ЛА измеряется курсовой угол ориентира (КУО). Стояночный курс определяется как разность:

КУОАК орст −=

Возможна выставка ИНС и по магнитному датчику курса. Эти способы выставки наиболее оперативны, но точность их полностью определяет-

ся точностью исходной информации о стояночном курсе. Их рекомендуется применять в случаях экстренного вылета, когда другие способы

неприемлемы по располагаемому времени. Г и р о к о м п а с и р о в а н и е — способ выставки гироплатформы в азимуте по

данным самой инерциальной системы без привлечения внешней информации. Гирокомпа-сирование 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°.

Д в о й н о е г и р о к о м п а с и р о в а н и е предполагает последовательную установку гироплатформы в азимуте по двум взаимно перпендикулярным осям, соответст-вующим двум акселерометрам, служащим для измерения горизонтальных ускорений. Такой метод позволяет определить и скорректировать собственные уходы горизонтирующих гиро-скопов 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 широ-та.

2.14. Режим «Р а б о т а» ИНС является основным ее режимом, в котором опреде-

ляются 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 функциональ-ном вычислителе или БЦВМ преобразуются к навигационной системе координат. Текущие координаты ЛА определяются путем повторного интегрирования ускорений с учетом на-чальных условий. Начальными условиями для счисления пути служат координаты ЛА в точ-ке включения инерциальной системы навигации в режим «Работа».

РАДИОТЕХНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА НАВИГАЦИИ ЛА

Угломерные радионавигационные системы

2.15. Угломерными называются радионавигационные системы, с помощью которых измеряется угол между некоторым начальным направлением и направлением на передаю-щую станцию. В зависимости от места размещения приемных и передающих устройств они делятся на радиокомпасные и радиопеленгаторные.

Р а д и о к о м п а с н а я угломерная система состоит из автоматического радио-компаса (АРК) и наземной передающей радиостанции. С помощью АРК на борту ЛА изме-ряется курсовой угол радиостанции (КУР), который обеспечивает привод самолетов на ра-диостанцию 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.

Р а д и о п е л е н г а т о р н а я система состоит из наземного радиопеленгатора и бортовой приемопередающей радиостанции. Радиопеленгаторы работают в диапазонах ультракоротких (АРП) или коротких радиоволн.

Радиопеленгаторы типа АРП используются для контроля пути и привода ЛА на аэро-дромы или в другие пункты. С их помощью измеряются магнитные пеленги ЛА, которые для передачи на борт изменяются на 180° (по кодовому запросу «П р и б о й»):

МПР = МПС ± 180°

Такая величина соответствует магнитному курсу полета на пеленгатор. При измере-нии условного курса учитывается условное магнитное склонение:

УПР = МПР + ΔМУ

Величина ΔМУ рассчитывается для принятого начала измерения курса. Коротковолновые пеленгаторы сводятся в радиопеленгаторные базы и по специаль-

ному запросу выдают на борт ЛА координаты его местонахождения.

Угломерно-дальномерные радионавигационные системы

2.16. 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 истин-ный азимут и наклонная дальность от ЛА до радиомаяка РСБН.

В составе навигационных комплексов система РСБН применяется для решения сле-дующих задач: – коррекции счисленных координат; – построения предпосадочного маневра и захода на посадку; – определения взаимного положения ЛА при решении задач межсамолетной навигации.

Д а л ь н о с т ь д е й с т в и я системы РСБН зависит от высоты полета ЛА и рельефа местности в районе применения системы. Для равнинной местности она рассчиты-вается в километрах по формуле

),Нh(7,3D отнотнmax +=

где Нотн, hотн — высоты полета и антенной системы радиомаяка соответственно, отсчитан-ные от среднего уровня рельефа, м.

При наличии на пути распространения радиоволн экранирующих препятствий даль-ность действия определяется из соотношения

hd073,0H29,0d

hd073,087,6dD1

111max

∆+−∆+

∆++=

где d1 — 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:

( ),hНН

;hhhh

прабс

мaпр

−=∆

+−=∆

где Hабс — абсолютная высота полета; hпр — абсолютная высота препятствия; hа — абсолютная высота точки установки антенной системы радиомаяка; hм — высота мачты антенной системы. Практически задачи по определению дальности действия решаются с помощью но-

мограммы (приложение 3).

Разностно-дальномерные радионавигационные системы

2.17. Разностно-дальномерные радионавигационные системы типа РСДН предна-значены 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 вре-мени 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 рас-стояний (гипербол). По двум линиям положения определяются координаты ЛА интерполя-цией между нанесенными изолиниями на специальных картах или с помощью бортовых вы-числителей.

С помощью современных разностно-дальномерных систем временные разности с учетом поправок на распространение радиоволн измеряются с точностью στ = 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 вхо-дящих 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 резуль-таты в виде ортодромических или геодезических координат используются для коррекции системы счисления пути.

Бортовые радиолокационные станции

2.18. Бортовые радиолокационные станции (БРЛС) обеспечивают наблюдение на земной (водной) поверхности и в воздушном пространстве объектов, обладающих радиоло-кационной контрастностью. Это позволяет определить положение ЛА относительно обна-руженного 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.

Дальность обнаружения радиолокационных ориентиров зависит от их характера, дли-ны 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 подвиж-ных 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 та-ком режиме работы их функцией является определение высоты полета над рельефом, распо-ложенным 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 ин-дикаторе.

Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (ДИСС)

2.19. Принцип действия ДИСС основан на измерении частного сдвига, возникающего в отраженном от земной поверхности сигнале при облучении ее с движущегося ЛА. Геомет-рическая 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 приме-няются специальные вычислители или вычислительные устройства навигационных ком-плексов, в которых учитываются фактические углы крена и тангажа ЛА. Путевая скорость W и угол сноса УС рассчитываются по значениям продольной WПx и поперечной WПz горизон-тальных составляющих вектора скорости ЛА:

.WWarctgУС

;WWW

Пx

Пz

2Пz

2Пх

Для счисления пути обычно используются непосредственно величины WПx и WПz, преобразованные с учетом курса ЛА к принятой в навигационном комплексе системе коор-динат.

Одновременно с измерением скорости ДИСС могут использоваться и для определе-ния высоты полета (ДИСС РВ), что позволяет применять их для измерения высоты рельефа в корреляционно-экстремальных системах навигации.

АСТРОНОМИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА И СИСТЕМЫ НАВИГАЦИИ

2.20. Астрономические курсовые приборы — астрокомпасы предназначены для измерения курса путем пеленгации небесных светил. В настоящее время широко использу-ются два типа астрокомпасов: дистанционный астрономический компас типа ДАК-ДБ и со-вмещенный астрокомпас типа АК-59П.

В ДАК-ДБ осуществляется автоматическая пеленгация Солнца с помощью фотоэлек-трической следящей системы. На ЛА, где ДАК-ДБ применяется совместно с перископиче-ским 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 поляриза-ционной системы в АК-59 возможно измерение курса в следующих условиях: – при высоте Солнца не менее — 7°;

– при закрытии Солнца облаками, когда в плоскости круга склонения Солнца имеются раз-рывы облачности;

– при установке АК-59П в тех местах ЛА, где по условиям обзора непосредственная пелен-гация Солнца не может проводиться, но имеется возможность наблюдать участки неба в плоскости круга склонения Солнца.

2.21. Астрономические компасы позволяют измерять истинный ортодромический и

условный курсы ЛА. Для измерения истинного курса в астрокомпас вводятся гринвичский часовой угол trp

и склонение светила, рассчитанные на текущий момент времени. Значение tгр для Солнца, Луны и планет выбирается из авиационных астрономических ежегодников (ААЕ), а для звезд рассчитывается по формуле

tгр = Sгр – а,

где Srp — звездное время на меридиане Гринвича; а — прямое восхождение звезды, выбираемое из ААЕ. В дальнейшем tгp 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 мо-мент стрелка пройденного расстояния путевого корректора ДАК-ДБ должна быть установ-лена 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 ас-

трокомпасе 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 воз-растают, 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 ортодромиче-ского 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 по-правка, равная углу схождения меридианов б места самолета и той точки, относительно ме-ридиана которой измеряется курс с обратным знаком:

УК = ИК + ΔА;

ΔА = — δ.

2.22. Особенность применения астрокомпаса АК-59П в ночном полете заключается в

том, что пеленгация светил производится с помощью визирной системы, в которой враще-ние Земли автоматически не компенсируется. Поэтому при каждом измерении курса необ-ходимо устанавливать значение гринвичского часового угла пеленгуемого светила. Его зна-чение можно получить с помощью ААЕ или определить по шкале часовых углов нижней визирной системы астрокомпаса при предварительной установке значения tгp на некоторый момент времени.

Рис. 2.1. К принципу определения ортодромического курса

2.23. 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 маршру-

та не должны превышать по длине 1100 км, а их путевые углы должны определяться с точ-ностью не хуже 0,5°. В начале каждого этапа в астрокомпас вводятся координаты пролетае-мого ППМ, уточняется значение путевой скорости, а стрелка пройденного пути устанавли-вается 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, позво-ляющая 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 бе-рется 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 кур-сом.

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 «ас-трономической локсодромии», полюсом которой является географическое место светила. При длине этапа 500—700 км уклонение астрономической локсодромии от линии заданного пути не превышает 5 км.

2.24. Применение звездно-солнечного астроориентатора позволяет в условиях ночно-

го полета определять координаты и курс ЛА, а в дневном полете истинный или ортодроми-

ческий курс. Для использования астроориентатора в полете необходимо задать положение главной ортодромии, которое определяется координатами ее полюса — широтой σ и долго-той 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 направлени-ем 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 – βо = ИК – βо,

где А — азимут светила; КУ — курсовой угол светила; βо — путевой угол ортодромической параллели. В ЗСО измерение высот и курсовых углов светил осуществляется с помощью автома-

тических секстантов, стабилизированных в плоскости горизонта с помощью центральной гировертикали.

В целях их начального наведения на светила в вычислителе ЗСО по введенным эква-ториальным координатам светил, координатам места ЛА и курсу вычисляются значения кур-совых углов и высот светил. После захвата светил секстантами работа ЗСО может осуществ-ляться в двух режимах: слежения за двумя или слежения за одним светилом.

Слежение за двумя светилами возможно при высоте Солнца ho ≥ — 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 отклоне-нием 40—50 км, точность определения курса — средним квадратическим отклонением 0,3°.

При слежении за одним светилом в ЗСО определяется только курс, точность его оп-ределения характеризуется СКО 0,5°.

Для обеспечения работы ЗСО в режиме слежения в его вычислитель необходимо вве-сти звездное гринвичское время, экваториальные координаты светил, координаты места и курс ЛА. Допустимые отклонения при вводе этих величин составляют ±10 с по Sгр ±1° по ко-ординатам 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 Sгр и экваториальных координат светил приводят к невозможности пе-ленгации, неправильному определению координат места ЛА, его курса и по результатам пе-ленгации компенсироваться не могут.

2.25. Применение астроинерциальных систем, входящих в состав ПНС ЛА, позволяет

определять геодезические и ортодромические координаты места ЛА, проекции на оси при-меняемой 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 вхо-дят 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 горизонталь-ной системе небесных координат (Δh* и ΔА). По этим данным в ЦВМ рассчитываются по-правки в счисленные с помощью инерциальной части системы координаты и курс ЛА. Для вычислений в систему необходимо предварительно ввести дату полета, московское декрет-

ное время, положение главной ортодромии, координаты точки старта. Стабилизация астрокорректора в пространстве осуществляется с помощью гироплат-

формы. Корректор может быть установлен непосредственно на платформе или связан с ней с помощью следящих систем.

Кроме стабилизации астрокорректора гироплатформа обеспечивает построение при-борной системы координат, определение углов ориентации самолета и служит датчиком первичной навигационной информации для решения задачи счисления координат. Управле-ние 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 пу-тевой скорости по осям координат и поправок к ним, определение постоянных составляю-щих дрейфов гироскопов гироплатформы, выбор экваториальных координат пар светил, на-ходящихся 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 од-ного из светил днем может быть использовано Солнце. Область применения систем на зем-ном шаре практически не ограничена. Рабочая область пеленгации астрокорректором огра-ничена 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 ме-нее 27°, а между направлениями на звезду и Солнце — менее 52°. Первое ограничение на-кладывается по условиям достижения необходимой точности определения координат ЛА, второе — для исключения помех фотоприемнику астрокорректора от Солнца.

Точность определения координат с астроинерциальной системой может быть оцене-на по формуле

где σΔh* — СКО суммарной ошибки определения высоты звезд;

R — радиус Земли; ΔА — разность азимутов пеленгуемых звезд. Величина σΔh* в основном зависит от точности определения вертикали, рефракции ас-

тролюка и атмосферы, инструментальной ошибки пеленгации. Поэтому для современных АИС на высотах полета от 200 до 10000 м в различных режимах работы среднее квадратиче-ское 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 33-80° 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 гиро-платформы в азимуте с помощью оптического пеленгатора (σψ = 3-5′) и полете в инерци-ально-доплеровском режиме счисления.

Глава I I I . ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

СПОСОБЫ И ОЦЕНКА ТОЧНОСТИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ КООРДИНАТ МЕСТОПОЛОЖЕНИЯ ЛА

3.1. Определение координат местоположения ЛА с требуемой точностью осуществ-ляется для управления его движением по заданной траектории полета. Местоположение ЛА может быть определено следующими способами: – моделирующим; – обзорно-сравнительным; – параметрическим.

3.2. В моделирующих способах определение координат места ЛА осуществляется пу-тем счисления пути. Сущность счисления пути — это решение в реальном масштабе време-ни 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, ки-нематические уравнения движения могут быть представлены в виде

где xо, yо — 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 с ч и с л е н и е п у т и

может быть: – инерциальным; – доплеровским; – воздушным; – комбинированным (воздушно-доплеровским, инерциально-доплеровским).

При инерциальном счислении используются составляющие путевой скорости, полу-чаемые в ИНС, при доплеровском счислении — составляющие путевой скорости, получае-мые с помощью ДИСС. При воздушном счислении пути определение координат ЛА осуще-ствляется 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 сиг-налов, поступающих от ИНС и ДИСС (инерциально-доплеровское счисление).

Моделирующие способы определения координат места ЛА являются автономными способами и обладают полной помехозащищенностью. Основной их недостаток заключает-ся в возрастании со временем ошибок определения координат местоположения ЛА.

3.3. Точность определения координат места ЛА моделирующими способами характе-

ризуется средним квадратическим радиальным отклонением, величина которого определя-ется по формуле

где σro — средняя квадратическая радиальная ошибка знания начальных координат места

ЛА; S — пройденное расстояние; Ксч — коэффициент точности счисления. Коэффициент точности счисления характеризует возможности способа счисления по

точности определения текущих координат места ЛА. Величина его зависит от точности оп-ределения ряда навигационных параметров и для инерциально-доплеровского, доплеровско-го счисления определяется соотношением

где σψ — средняя квадратическая ошибка измерения курса;

σα — средняя квадратическая ошибка измерения угла сноса; σW/W — средняя квадратическая относительная ошибка измерения путевой скоро-

сти; σωc — среднее квадратическое значение угловой скорости собственного ухода курсо-

вого гироскопа; t — время счисления пути; σин — средняя квадратическая инструментальная ошибка счисления. Значения средних квадратических ошибок, характеризующих точность измерения на-

вигационных параметров и возможности навигационных устройств, приводятся в соответ-ствующих технических описаниях ПНС.

Для воздушного счисления пути Ксч рассчитывается по формуле

где σV/V — средняя квадратическая относительная ошибка измерения воздушной скоро-

сти; σu — средняя квадратическая ошибка измерения скорости ветра; σδ0 —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 — 0,07-0,08.

3.4. Обзорно-сравнительный способ определения координат ЛА основан на сравне-

нии характеристик местности, хранящихся в запоминающих устройствах, с соответствую-щими фактическими характеристиками местности, над которой пролетает ЛА. К обзорно-сравнительным способам относятся визуальная ориентировка, ориентировка по изображе-нию местности на экранах РЛС и других визиров. Обзорно-сравнительный способ реализу-ется в корреляционно-экстремальных навигационных системах (КЭНС), использующих ин-формацию от геофизических полей (магнитного, гравитационного, рельефа местности, по-лей ориентиров и т. д.).

Обзорно-сравнительные способы определения координат места ЛА автономны, обла-дают высокой помехозащищенностью, надежностью, а в КЭНС — и высокой точностью.

3.5. К обзорно-сравнительным способам относятся следующие способы определения

местоположения ЛА: – визуальная ориентировка; – с помощью бортовой РЛС; – с помощью оптических, оптико-электронных визиров;

– с применением КЭНС. 3.6. Визуальной ориентировкой называется процесс определения места ЛА по опо-

знанным ориентирам. Носителями информации о поле ориентиров в этом способе являются аэронавигационные карты. Надежную визуальную ориентировку и необходимую точность определения места ЛА обеспечивают карты масштабов 1:200000, 1:500000 и 1:1000000.

Точность определения места ЛА визуальным способом при пролете ориентира на средних и больших высотах характеризуется средней квадратической радиальной ошибкой σr = 0,6H, а на малых высотах σr = 0,1-0,3 км.

3.7. Бортовые РЛС позволяют определять координаты места ЛА следующими спосо-

бами: – глазомерно, сопоставлением взаимного расположения ориентиров на экране и карте; – пролетом радиолокационного ориентира (РЛО); – по измеренным значениям пеленга РЛО и дальности до него; – по измеренным значениям пеленгов до двух-трех РЛО; – по измеренным дальностям до двух-трех РЛО.

При определении координат места ЛА по пеленгу РЛО и дальности до него средняя квадратическая радиальная ошибка может быть рассчитана с помощью соотношения

2нал.r

2рло.r

2ПРЛО

2Dr )D0175,0( σσσσσ +++=

где σD — средняя квадратическая ошибка измерения дальности до РЛО; Dрлo — дальность до РЛО; σп — средняя квадратическая ошибка измерения пеленга РЛО; σr рло — средняя квадратическая радиальная ошибка в знании координат РЛО (величи-

на ее составляет 0,8-1 мм в масштабе карты); σr нал — средняя квадратическая радиальная ошибка в наложении перекрестия на РЛО

(составляет 0,1-0,2 от линейных размеров РЛО). Точность определения места ЛА этим способом зависит от дальности до РЛО и ха-

рактеризуется средней квадратической радиальной ошибкой, равной 2-7 км (рис. 3.1). Пример. Оценить точность определения местоположения ЛА с помощью БРЛС по пеленгу и дальности

до РЛО, если известна дальность до РЛО (Dрло), составляющая 100 км, средняя квадратическая ошибка ее изме-рения (σD) — 0,1 км, средняя квадратическая ошибка измерения пеленга (σп) — 2°, линейный размер РЛО — 5 км, масштаб карты, по которой определялись координаты РЛО при составлении программы полета, — 1:500000.

Решение. Задача может быть решена аналитически и с помощью графика (рис. 3.1). Задача решается по формуле

.)D0175,0( 2нал.r

2рло.r

2ПРЛО

2Dr σσσσσ +++=

Значение σr рло определяется точностью графической работы на карте и примерно равно 500 м, а значе-

ние σr нал составит 0,1—0,2 линейного размера РЛО, или 500—1000 м. Подставив значение ошибок в формулу, вычисляют среднюю квадратическую радиальную ошибку оп-

ределения места ЛА:

кмr 75,35,05,0)21000175,0(1,0 2222 =++⋅⋅+=σ Задачу с помощью графика (рис. 3.1) решают следующим образом. По входным величинам Dрлo, σп и σD

определяется σr, которая равна 3,4 км. Для выполнения оперативных расчетов такая точность определения от достаточна. При необходимости более точного расчета о, пользуются формулой

2нал.r

2рло.r

2rr σσσσ ++=′

С помощью графика (рис 3.1) можно для заданной точности определения места ЛА выбрать необходи-мую дальность, на которой следует выбирать РЛО, то есть решить обратную задачу.

Рис. 3.1. График для оценки точности определения места ЛА с помощью БРЛС по пеленгу и дальности

При определении координат места ЛА по двум пеленгам РЛО средняя квадратическая

ошибка рассчитывается по формуле

,Пsin

)D0175,0(2 2нал.r

2рло.r

2ПРЛО

r ∆

σσσσ

++=

где ΔП — разность пеленгов (курсовых углов РЛО). Допускается выбор РЛО, для которых разность пеленгов находится в пределах 30°<ДП<150°.

Величину этой ошибки можно оценить с помощью графика (рис. 3.2). Наибольшей точностью отличается способ определения координат места ЛА по даль-

ностям до двух ориентиров. Повышение точности этого способа происходит за счет того, что дальность до РЛО не оказывает влияния на величину средней квадратической радиаль-ной ошибки определения координат ЛА, которая определяется по формуле

.Пsin

2 2нал.r

2рло.r

r ∆

σσσσ

++=

Точность определения координат ЛА характеризуется средней квадратической ради-альной ошибкой 2-4 км (рис. 3.3).

3.8. Оптические, оптико-телевизионные и электронно-оптические визиры являются надежными и автономными средствами определения координат местоположения ЛА, обла-дающими высокой точностью. С их помощью определяются два навигационных параметра — курсовой угол ориентира и его вертикальный угол

Рис. 3.2. График для оценки точности определения места ЛА с помощью БРЛС по двум пеленгам.

Рис. 3.3. График для оценки точности определения места ЛА с помощью БРЛС по двум дальностям

Точность определения координат места ЛА с помощью визиров характеризуется

средней квадратической радиальной ошибкой, вычисляемой по формуле:

2к.r

222

н2opr 2sin

D σσσε

σσσ Ψ

ε +

где σн — средняя квадратическая ошибка измерения высоты полета ЛА;

σε — средняя квадратическая ошибка измерения вертикального угла ориентира; σψ — средняя квадратическая ошибка измерения курса; σq, — средняя квадратическая ошибка измерения курсового угла ориентира; σr к – средняя квадратическая радиальная ошибка знания координат ориентира; Dop — дальность до ориентира. Более высокая точность определения координат ЛА обеспечивается при использова-

нии ориентиров, расположенных на меньших удалениях от ЛА. Средняя квадратическая ра-диальная ошибка при этом составляет 100-300 м (рис. 3.4).

3.9 В корреляционно-экстремальных навигационных системах для составления эта-

лонных карт местности (ЭКМ) требуется запись массивов информации о характеристиках геофизических полей для различных районов земной поверхности. Для этого районы земной поверхности делятся на равные по площади участки, каждому из которых соответствует ус-редненное в пределах этого участка значение показателя геофизического поля (абсолютная высота рельефа местности, напряженность магнитного поля и т. д.). Расстояние между ли-ниями, делящими район земной поверхности на элементарные участки, называется шагом квантования поля.

Рис. 3.4. График для оценки точности определения места ЛА

с помощью оптических, оптико-телевизионных и электронно-оптических визиров

Точность определения координат места ЛА при применении КЭНС, характеризуемая средней квадратической ошибкой, равна половине шага квантования поля.

Если по осям х и у она одинакова, то средняя квадратическая радиальная ошибка оп-ределения координат места ЛА определяется по формуле

где l — шаг квантования поля.

Точность определения координат местоположения ЛА при применении КЭНС зави-сит от размеров районов земной поверхности, для которых составляется ЭКМ, и объема па-мяти бортовой ЭВМ для ее хранения в цифровом виде.

В отдельных образцах отечественных и зарубежных КЭНС средняя квадратическая радиальная ошибка определения координат места ЛА составляет 20-200 м.

3.10. Параметрический способ определения координат места ЛА основан на измере-нии в полете навигационных параметров, определяющих линию положения ЛА на земной поверхности. Место ЛА определяется в точке пересечения двух линий положения, получен-ных на один момент времени или приведенных к единому моменту времени.

В параметрическом способе измеренными параметрами являются расстояние от фик-сированной точки на земной поверхности до ЛА, разность расстояний от двух фиксирован-

ных точек на земной поверхности до ЛА, угловые величины (азимут ЛА, курсовой угол на-земной радиостанции, высота светила и т.д.), разность частот принимаемых электромагнит-ных колебаний, доплеровский сдвиг частоты и т.п.

Параметрический способ не является автономным и предполагает в основном ис-пользование радиотехнических средств и систем, поэтому возможно создание радиоэлек-тронных помех их работе.

В зависимости от вида радиотехнических средств и систем существуют способы оп-ределения координат места ЛА с использованием: АРК (АРП); РСБН; РСДН; спутниковой навигационной системы (СНС); астрономических средств навигации.

3.11. Определение координат места ЛА с применением АРК (АРП) осуществляется

угломерным способом. Линиями положения ЛА являются линии равных азимутов (ЛРА) и линии равных ра-

диопеленгов (ЛРР), а измеряемым навигационным параметром — пеленг ЛА, точность ко-торого характеризуется средней квадратической ошибкой, равной 2°30′.

Средняя квадратическая радиальная ошибка определения координат места ЛА с при-менением АРК (АРП) может быть рассчитана по формуле

( )П

DD ППr ∆

sin)0175,0(0175,0 2

1 σσσ

где σп — средняя квадратическая ошибка измерения пеленга ЛА; D1, D2 — расстояния от точек местоположения ПАР (ШВРС), АРП до ЛА; ΔП — угол между линиями положения. Выбор положения ПАР (АРП) должен производиться таким образом, чтобы угол ΔП

находился в пределах 30°≤ΔП<150°. Точность определения координат места ЛА с применением АРК (АРП) зависит от

расстояния между радиостанциями и ЛА, а также от угла между линиями положения. При этом расстоянии, равном 150-300 км, средняя квадратическая радиальная ошибка определе-ния координат местоположения ЛА в зависимости от ΔП составляет 10-40 км (рис. 3.5).

Рис. 3.5. График для оценки точности определения места ЛА

с помощью АРК по двум пеленгам 3.12. Для определения координат места ЛА с применением РСБН используются уг-

ломерно-дальномерный и дальномерный способы. Линиями положения в первом способе являются ЛРА и линия равных расстояний,

которые пересекаются между собой под углом 90°, во втором — линии равных расстояний. Измеряемыми навигационными параметрами являются азимут ЛА и дальность до него.

При определении координат места ЛА угломерно-дальномерным способом точность характеризуется средней квадратической радиальной ошибкой, определяемой по формуле

где Dрм — расстояние между наземным маяком РСБН и ЛА;

σп — средняя квадратическая ошибка измерения азимута ЛА; σD — средняя квадратическая ошибка измерения дальности до ЛА. В зависимости от дальности до ЛА средняя квадратическая радиальная ошибка опре-

деления координат места ЛА составляет 0,2-0,8 км (рис. 3.6).

Рис. 3.6. График для оценки точности определения места ЛА с помощью РСБН по азимуту и дальности до радиомаяка

Более точным способом определения координат места ЛА с применением РСБН яв-

ляется дальномерный способ. Средняя квадратическая радиальная ошибка рассчитывается по формуле

где ΔА — разность азимутов (курсовых углов) наземных маяков РСБН.

Точность определения координат места ЛА существенно зависит от выбора местопо-ложения наземных маяков РСБН. Средняя квадратическая радиальная ошибка при рацио-нальном выборе маяков РСБН (30°≤ΔА≤150о) равна 200-500 м (рис. 3.7).

3.13. Определение координат места ЛА с применением РСДН осуществляется разно-

стно-дальномерным способом. Сущность его заключается в измерении разности расстояний от ЛА до двух фиксированных точек местоположения наземных станций РСДН. С помощью пары станций получается одна линия положения, называемая гиперболой, для которой раз-ность расстояний — величина постоянная. С использованием другой пары станций получа-ется вторая линия положения. Измеряемым навигационным параметром является временная разность между моментами прихода радиосигналов от наземных станций Δτ.

Рис. 3.7. График для оценки точности определения места ЛА с помощью РСБН по двум дальностям

Точность определения координат мес-

та ЛА с применением РСДН характеризуется средней квадратической радиальной ошиб-кой, рассчитываемой по формуле

где С — скорость распространения радио-волн;

σΔτ—средняя квадратическая ошибка измерения временной разности;

Кг — геометрический коэффициент точности.

Геометрический коэффициент точно-сти Кг характеризует положение ЛА в рабочей области системы РСДН-10 относительно ис-пользуемых наземных станций, зависит от углов, под которыми наблюдаются базовые расстояния из точки местоположения ЛА, ψ1и ψ2, непосредственно измеряемых на карте или схеме (рис. 3.8), и определяется по формуле

В целях упрощения расчетов по определе-

нию Кг пользуются графиком (рис. 3.9). В современных системах РСДН точность

измерения временной разности характеризуется средней квадратической ошибкой, равной 0,15-0,3 мкс.

Точность определения координат места ЛА с применением стационарных РСДН-3 зависит от удаления до станций. Средняя квадратическая ра-диальная ошибка при удалении 1500 км составля-ет 0,4-1,5 км, при удалении 1500-2500 км — 2-3 км, при удалении 2500-4500 км — 5-10 км.

Точность определения координат места ЛА

Рис. 3.8. Рабочая область системы РСДН-10

Рис. 3.9. График для определения геомет-рического коэффициента точности (Кг)

с помощью мобильных РСДН-10 характеризуется величинами средних квадратических ради-альных ошибок 0,3-0,9 км (рис. 3.10).

Способы учета и компенсации систематических ошибок измерения навигационного параметра Δτ позволяют повысить точность определения координат места ЛА в 1,5-3 раза. При этом значение средней квадратической радиальной ошибки заключено в пределах 65-260 м.

Пример. Произвести оценку точности определения места ЛА в заданной точке (рай-оне) рабочей области мобильной РСДН-10, если средняя квадратическая ошибка измерения временной разности (σΔτ) равна 0,15 мкс.

Решение. Задача решается с помощью графиков (рис. 3.9, 3.10) в такой последова-тельности. На карте с нанесенными наземными станциями РСДН измеряются углы (ψ1и ψ2), под которыми наблюдаются базовые расстояния, как это показано на рис. 3.8. По значениям углов ψ1=25° и ψ2=30° с помощью графика (рис. 3.9) определяется геометрический коэффи-циент (Кг), который равен 7. Затем по входной величине Кг и σΔτ определяется значение σr, равное 3,4 км (рис. 3.10).

3.14. Определение координат места ЛА с применением спутнико-вых навигационных систем осуще-ствляется дальномерным способом. Измеряемыми навигационными па-раметрами являются дальности от навигационных искусственных спутников Земли (НИСЗ) до ЛА и доплеровский сдвиг частоты радио-сигналов, принимаемых от НИСЗ, для определения скорости ЛА.

Точность навигационных оп-ределений с помощью СНС опреде-ляется точностью измерения нави-гационных параметров, положением НИСЗ относительно ЛА, знанием и учетом параметров земного эллип-соида.

Средняя квадратическая ра-диальная ошибка определения коор-динат места ЛА с применением СНС составляет 0,06-0,1 км.

3.15. Астрономический способ определения координат места ЛА отличается высокой

помехозащищенностью, автономностью, не требует навигационного оборудования района полетов, применим в любых районах земной поверхности в любое время суток.

Сущность астрономического способа заключается в определении местоположения ЛА относительно светил, координаты которых на небесной сфере известны с высокой точ-ностью. Измеряемым навигационным параметром является высота светила, астрономиче-ской линией положения — линия равных высот светила. Пеленгация (измерение высот) па-ры светил обеспечивает получение двух астрономических линий положения. Точность из-мерения высоты светила характеризуется средней квадратической ошибкой одд , которая су-щественно зависит от стабилизации пеленгаторного устройства ИНС в плоскости горизонта.

Рис. 3.10. График для оценки точности определения места ЛА с помощью системы РСДН-10

Рис. 3.11. График для оценки точности определения места ЛА с помощью астроинерциальной системы по разности азимутов светил

Точность определения координат места ЛА определяется средней квадратической ра-

диальной ошибкой, рассчитываемой по формуле

где ΔАс — допустимая разность азимутов светил.

Применение астрономических средств, для определения координат места ЛА дает не-высокую точность. Средняя квадратическая радиальная ошибка в зависимости от разности азимутов светил при применении астроинерциальной системы составляет 6-12 км (рис. 3.11).

СПОСОБЫ И МЕТОДИКА ОЦЕНКИ ТОЧНОСТИ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

3.16. Для оценки точности воздушной навигации определяются следующие парамет-ры: − линейное боковое уклонение (ЛБУ) ЛА (l) от линии заданного пути (ЛЗП); − линейную (ΔS) или временную (Δt) дистанцию, характеризующую отклонение ЛА от рас-четной точки по времени;

− линейную (Δd) или временную (Δt) дистанцию, характеризующую отклонение ЛА от за-данной дистанции в боевом порядке.

3.17. Отклонение ЛА l, ΔS (Δt) и Δd (Δt) подвержены влиянию большого количества факторов и носят случайный характер. Эти величины являются случайными величинами, подчиненными нормальному закону распределения. В соответствии с этим точность воз-душной навигации при выполнении полета ЛА по заданному маршруту в любой момент времени характеризуется тремя показателями: − средним квадратическим отклонением ЛА от ЛЗП σl; − средним квадратическим отклонением ЛА от заданного времени выхода на контрольные точки маршрута и цель σr,

− средним квадратическим отклонением ЛА от заданной дистанции в боевом порядке σΔd (σΔt).

3.18. Точность навигации зависит от уровня штурманской подготовки экипажей (лет-чиков) и расчетов командных пунктов, точности выдерживания режима полета, тактико-технических возможностей ПНС, а также от условий полета.

Методика оценки точности навигации и нормативы оценок устанавливаются прика-зами главнокомандующего ВВС и приводятся в Курсах боевой подготовки.

Точность воздушной навигации оценивается с применением следующих основных способов: − способа, основанного на анализе частных погрешностей, вызывающих отклонение ЛА от ЛЗП;

− способа обработки результатов выполненных маршрутных полетов; − способа, основанного на обработке максимальных линейных боковых уклонений ЛА на этапах маршрута.

3.19. Сущность способа, основанного на анализе частных погрешностей ЛБУ, состо-

ит в использовании аналитических зависимостей между погрешностями датчиков навигаци-онной информации и соответствующими им ошибками выдерживания ЛЗП. Этот способ применяется для получения характеристик точности навигации при курсовом, путевом и маршрутном способах вывода ЛА в заданные точки.

Основными частными погрешностями, вызывающими уклонение ЛА от ЛЗП и учи-тываемыми при оценке точности навигации указанным способом, являются: − погрешности начального выхода ЛА на ЛЗП (курсовой и путевой способы); − боковые погрешности в координатах заданной точки; − боковые погрешности коррекции счисленных координат; − боковые инструментальные погрешности счисленных координат; − погрешности в определении угла доворота (курсовой, путевой способы); − погрешности в определении курса ЛА; − погрешности в определении угла сноса (путевой, маршрутный способы); − боковые погрешности, обусловленные неточным вычислением и выдерживанием управ-ляющего параметра (маршрутный способ);

− неучет боковой составляющей ветра (курсовой способ). 3.20. Частные погрешности, влияющие на величину общего показателя точности на-

вигации, имеют свои аналитические выражения, носят случайный характер и независимы или мало зависимы между собой. Для повышения оперативности и точности выполнения расчетов аналитические выражения частных погрешностей, связанные определенным алго-ритмом, представляют в виде программы, которую реализуют на программируемых микро-калькуляторах или ЭВМ.

По результатам расчетов на ЭВМ построены графики (прил. 5), по которым может быть оценена точность полета по маршруту с применением базовых ПНС ЛА.

С помощью этих графиков определяется величина среднего квадратического откло-нения ЛА от ЛЗП в зависимости от условий применения ПНС в полете: − длины этапа маршрута; − количества выполняемых коррекций счисленных координат; − точности датчика-корректора; − способа счисления пути.

Задаваясь точностью полета по ЛЗП, можно решить обратную задачу, то есть опреде-лить рациональные условия применения ПНС в полете по маршруту.

3.21. Сущность способа, основанного на обработке выполненных маршрутных поле-

тов, состоит в определении статистических характеристик процесса навигации в предполо-жении, что ЛБУ Л А подчинены нормальному закону распределения.

Для реализации способа применен аппарат теории случайных функций. Исходной

информацией является достаточно большое количество реализаций процесса навигации, представляемых в виде схем радиолокационной проводки ЛА по маршруту.

Этот способ применяется для определения уровня навигационной подготовки и по-лучения исходных данных при разработке нормативных оценок. Обработка результатов полетов ведется с помощью ЭВТ.

3.22. Сущность способа, основанного на обработке максимальных ЛБУ ЛА на этапах

маршрута, состоит в определении статистических характеристик максимальных ЛБУ, под-чиненных двойному экспоненциальному закону распределения.

Аналитические выражения для определения параметров двойного экспоненциального закона распределения q|t| и lσ̂ :

Значение математического ожидания максимальных ЛБУ lm и их среднего квадра-

тического отклонения lσ , входящие в выражение lq и lσ̂ , определяются по формулам;

где li — значение частных максимальных ЛБУ;

n — количество зафиксированных частных максимальных ЛБУ на маршруте; i — порядковый номер частного максимального ЛБУ. Рассчитав значения параметров распределения lq и lσ̂ , можно определить показа-

тель двойного экспоненциального закона распределения:

где l — ширина полосы полета по маршруту, характеризующая точность навигации.

По значению показателя Y с использованием таблиц (прил. 4) определяется вероят-ность выполнения полета в полосе шириной l (в этом случае l задается). Можно решать и обратную задачу, то есть для заданной вероятности определить ширину полосы l. С этой це-лью для заданной вероятности из таблицы выбирается значение параметра Y и с использо-ванием ранее приведенной формулы рассчитывается ширина полосы I.

Пример. Один из этапов маршрута проходит на удалении (l) от запретной зоны, рав-ном 8 км. Оценить точность выдерживания ЛЗП экипажем ЛА и определить вероятность на-рушения им режима полетов для своевременного предупреждения предпосылки к навигаци-онному происшествию.

Максимальные ЛБУ на этапах маршрута в предыдущих полетах этого экипажа соста-вили:

-5, 8, 3, -4, -2, 10, 3, -6,5 км. Решение. 1. Определить значения математического ожидания максимальных ЛБУ

lm и их среднего квадратического отклонения lσ по формулам:

2. Рассчитать значения параметров lq и lσ̂ двойного экспоненциального закона

распределения, используя выражения:

3. Определить показатель двойного экспоненциального закона распределения по

формуле

4. Из таблицы (прил. 4) выбрать значение вероятности невыхода ЛА за пределы по-

лосы шириной ±8 км, соответствующее величине Y (1,76), Значение указанной вероятности равно 0,83.

Следовательно, уровень навигационной подготовки экипажа не гарантирует исклю-чения случаев нарушения режима полета.

Решение обратной задачи. Для предупреждения навигационного происшествия и предпосылок к нему с гарантийной вероятностью 0,997 необходимо увеличить удаление оси маршрута (l) от запретной зоны либо повысить точность навигации изменением условий применения ПНС и навигационным оборудованием соответствующего участка района поле-тов.

1. Определить значение показателя Y с помощью таблицы (прил. 4) Входной величи-ной является значение вероятности, равное 0,997. Значение Y равно 5,8.

2. Рассчитать величину удаления маршрута (l) от запретной зоны по формуле

Следовательно, точность выполнения полета экипажем по маршруту, характеризуе-

мая средним квадратическим отклонением ЛА от ЛЗП, равным 2,5 км, исключает с вероят-ностью 0,997 нарушение режима полета яри удалении оси маршрута от запретной зоны, со-ставляющем 16 км.

3.23. Для получения значений частных максимумов ЛБУ, а также контроля и оценки

точности навигации в зависимости от условий навигационной обстановки, рода авиации и наличия средств объективного контроля (СОК) производятся: − прокладка линии фактического пути (ЛФП) на карте, схеме (кальке) по данным наземных РЛС и маяков РСБН;

− фотографирование заданных ориентиров на маршруте полета (КО, ППМ, цели и др.) или их изображений на экранах бортовых РЛС, а также фотографирование отметок ЛА на эк-ранах наземных РЛС и маяков РСБН;

− фотографирование счетчиков цифровых индикаторов ПНС с помощью фотоконтроль-ных устройств;

− регистрация параметров полета с помощью бортовых систем объективного контроля; − проверка экипажа контролерами, находящимися на борту ЛА либо на другом ЛА в со-ставе группы, а также в районе цели (на полигоне, площадке приземления). Во фронтовой авиации основным средством объективного контроля являются назем-

ные РЛС и маяки РСБН, с помощью которых определяются ЛФП ЛА и время выхода на цель (на рубеж, в заданную точку).

В ДА и ВТА основным способом объективного контроля является фотографирование изображений ориентиров с помощью бортовых РЛС.

Интервал времени, через который производится прокладка ЛФП (фотографирование экранов на контрольных участках), составляет 1-2 мин. Такой интервал исключает возмож-ность незафиксированного уклонения ЛА от ЛЗП.

При выполнении полетов над нейтральными водами или в 150-километровой при-граничной зоне над сушей, а также полетов на проверку средств ПВО (от рубежа выключе-ния до рубежа включения системы опознавания), на малой и предельно малой высоте, на за-

данных контрольных участках необходимо выполнять автоматическое фотографирование экранов бортовых (наземных) РЛС через 20 оборотов (качаний) антенны. На остальных уча-стках маршрута производится одиночное фотографирование ППМ и других заданных ори-ентиров (один — два снимка) на дальностях, устанавливаемых старшим штурманом части, со-единения.

3.24. Взаимное расположение ЛА и групп в разомкнутом и рассредоточенном боевых

порядках контролируется фотографированием экранов наземных и бортовых РЛС после сбо-ра боевого порядка, через 10-30 мин полета и перед его роспуском.

3.25. Качество выполнения полета по маршруту самостоятельно или ведущим в со-

ставе группы определяется по точности выдерживания ЛЗП и точности выхода на цель (ру-беж) по времени.

При выполнении маршрутных полетов в составе группы, когда заданная временная дистанция между ЛА (парами, звеньями) в боевом порядке составляет менее 2 мин, оцени-вается точность выдерживания ведомыми экипажами заданных дистанций.

Если заданная временная дистанция в боевом порядке составляет 2 мин и более, все ведомые экипажи (ведущие пар, звеньев) оцениваются как выполняющие полет самостоя-тельно.

3.26. Выдерживание заданного маршрута полета оценивается по максимальным ли-

нейным боковым уклонениям на его этапах путем сравнения фактических линейных боко-вых уклонений с нормативными для соответствующих условий полета. Общая оценка вы-ставляется по среднему баллу из оценок по этапам маршрута.

3.27. Точность выхода на цель (площадку десантирования, объект разведки, заданный

рубеж, аэродром посадки) по времени оценивается путем сравнения отклонения фактиче-ского времени выхода с нормативным для соответствующих условий полета.

При продолжительности полета до цели (рубежа) более 3 часов и выполнении доза-правки топливом в воздухе заданное время выхода может быть уточнено, но не позднее 1 ч до боевого применения.

3.28. Точность выдерживания заданной дистанции в боевом порядке ведомыми эки-

пажами оценивается по отклонениям фактической дистанции от заданной, отмеченным на контрольных рубежах. При этом общая оценка экипажу за точность выдерживания заданной дистанции в боевом порядке определяется по среднему баллу из оценок, полученных у каж-дого контрольного рубежа.

3.29. Общая оценка за точность воздушной навигации экипажу определяется исходя из оценок за точность выдерживания ЛЗП и выход на цель (рубеж) в заданное время (ведо-мыми — за выдерживание заданных дистанций в боевом порядке) по среднему баллу: − «отлично» — при среднем балле не менее 4,5; − «хорошо» — при среднем балле не менее 3,5; − «удовлетворительно» — при среднем балле не менее 3; − «неудовлетворительно» — при среднем балле менее 3, а также в случаях потери ориен-тировки, нарушений режима полета, невыхода на заданную цель и при неудовлетворительной оценке по одному из оцениваемых элементов.

3.30. При выполнении маршрутных полетов с контролером на борту дополнительно

оцениваются ведение визуальной и радиолокационной ориентировки, точность определения координат местонахождения ЛА и навигационных элементов с помощью технических средств, а также работа с навигационным оборудованием по нормативам, приведенным в Курсах боевой подготовки. В этом случае общая оценка по воздушной навигации определя-ется исходя из среднего балла оценок, полученных по всем элементам.

3.31. Оценка экипажу по навигации за период определяется по среднему баллу оце-

нок, полученных при выполнении зачетных упражнений. Если выполнялись только вывоз-ные и тренировочные полеты, оценка экипажу определяется по среднему баллу оценок, по-лученных в этих полетах.

3.32. Оценка по воздушной навигации подразделению (группе) и части за вылет, про-

верку, период выставляется по среднему баллу из оценок всех экипажей.

ОРГАНИЗАЦИЯ КОНТРОЛЯ ТОЧНОСТИ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

3.33. Объективный контроль точности воздушной навигации организуется в авиаци-онной части (отдельном подразделении) в соответствии с Положением об организации объ-ективного контроля в авиации Вооруженных Сил РФ.

Задачами объективного контроля точности и надежности навигации являются: − повышение безопасности полетов путем предотвращения вылета самолета с неисправно-стями и экипажей, недостаточно подготовленных к полетам в штурманском отношении или допустивших нарушение условий безопасности и правил эксплуатации авиационной техники в предыдущем полете;

− повышение ответственности летного состава за точность навигации по маршруту и вы-хода на цель по месту и времени;

− оценка точности полета по заданному маршруту и выхода на цель в назначенное время; − вскрытие недостатков в подготовке летного состава, расчетов командных пунктов по на-вигации, оценка уровня освоения летным составом боевых возможностей ЛА и навига-ционного комплекса;

− установление истинных причин летных происшествий и предпосылок к ним, связанных с невыполнением требований к точности навигации.

3.34. При организации и проведении объективного контроля точности навигации

старший штурман части: − организует применение средств объективного контроля для оценки выполнения полет-ных заданий по навигации;

− осуществляет контроль за анализом материалов объективного контроля летным соста-вом и за правильностью оценки выполнения полетных заданий по навигации;

− оценивает по материалам объективного контроля качество выполнения полетных зада-ний штурманами подразделений;

− готовит к разбору полетов материалы по оценке точности навигации; − разрабатывает предложения по устранению недостатков в штурманской подготовке лет-ного состава, по совершенствованию методики обучения и предупреждению предпосы-лок к летным происшествиям;

− ведет учет навигационных происшествий и предпосылок к ним. 3.35. Штурман подразделения оценивает качество выполнения летчиками и штурма-

нами полетного задания по навигации, анализирует и готовит материалы к разбору полетов. Штурман экипажа (летчик) совместно со специалистами ИАС производит дешифри-

рование фотоснимков и записей средств объективного контроля. 3.36. Командир части ставит задачу по организации объективного контроля навига-

ции старшему штурману части. При этом в зависимости от характера выполняемых полет-ных заданий он определяет средства и способы объективного контроля на разных этапах по-лета и указывает, какой показатель, характеризующий точность навигации, является глав-ным: выдерживание заданного маршрута или выход на цель в назначенное время. В зависи-

мости от этого могут указываться контрольные этапы для оценки этих элементов, на кото-рых возможно использование СОК.

Повышенные требования к точности навигации предъявляются вблизи государствен-ной границы, запретных зон, воздушных трасс, аэродромов, полигонов, над нейтральными водами (независимо от удаления до береговой черты) и в 150-километровой приграничной зоне над сушей, на малой и предельно малой высотах.

3.37. При подготовке к полету экипаж должен изучить нормативные отклонения по

навигации и возможности СОК по их определению. Если на некоторых участках точность СОК оказывается недостаточной (среднее квадратическое отклонение больше половины нормативного уклонения от ЛЗП на оценку «отлично»), необходимо предусмотреть исполь-зование других средств объективного контроля (например, фотографирование наземных ориентиров) или применять их в комплексе (например, РСБН с наземными РЛС), увеличить частоту фиксаций боковых уклонений ЛА.

3.38. Для оценки точности навигации группа руководства полетами представляет

старшему штурману части материалы по выполнению экипажами схем набора высоты и снижения, построения и роспуска боевого порядка, выхода на ИПМ, аэродром посадки и построения предпосадочного маневра, а также кальки радиолокационной проводки ЛА при выполнении полетов по маршрутам.

3.39. Штурман звена (отряда) на основании анализа данных СОК и бортовой доку-

ментации определяет полноту выполнения экипажами штурманского плана полета, точность полета по заданному маршруту, правильность ведения бортовой документации и полетной карты.

Штурман эскадрильи оценивает точность навигации штурманами звеньев (отрядов), а также периодически анализирует полеты штурманов экипажей. Решением старшего штур-мана части один из штурманов эскадрильи (полка) может производить послеполетный опрос экипажей и просмотр бортовой документации для оперативного выявления случаев невыполнения нормативов по воздушной навигации.

3.40. Штурман части несет ответственность за обработку и анализ представленных материалов СОК, дает указание штурманам эскадрилий о порядке проведения разбора с эки-пажами, допустившими большие уклонения или нарушения режима полета, обобщает мате-риалы анализа и оценки точности навигации по эскадрильям и докладывает их результаты старшему штурману части.

Ставший штурман части представляет к разбору полетов результаты оценки точности навигации эскадрильями и экипажами.

3.41. Штурманы соединений и частей не реже одного раза в три месяца должны про-

водить проверку правильности использования СОК в полетах для оценки точности навига-ции. Проверка осуществляется путем просмотра протоколов магнитофонных записей на раз-личных этапах полета, схем проводок и других материалов группы руководства полетами. В ходе проверки правильности использования СОК оцениваются: − методика обучения и подготовки молодых штурманов и штурманов-инструкторов; − своевременность, полнота и правильность ведения учетной документации, порядок сбо-ра, обработки и подготовки всех материалов объективного контроля для разбора поле-тов;

− наличие и исправность требуемого оборудования для оценки точности навигации в клас-се объективного контроля;

− порядок хранения и качественное состояние материалов объективного контроля.

Глава IV. ШТУРМАНСКАЯ ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ

ОБЪЕМ И СОДЕРЖАНИЕ ПОДГОТОВКИ К ПОЛЕТУ

4.1. Штурманская подготовка к полету является составной частью штурманской под-готовки летного состава. Она организуется старшим штурманом части (соединения) на ос-новании решения командира и указаний вышестоящего штурмана. Штурманская подготовка проводится в соответствии с требованиями Наставления по производству полетов авиации Вооруженных Сил РФ, Наставления по штурманской службе авиации Вооруженных Сил РФ, Курса боевой подготовки рода авиации, Руководства по летной эксплуатации ЛА, методиче-ских пособий и настоящего Руководства.

4.2. Штурманская подготовка к полету проводится в целях создания экипажу условий

для полной реализации боевых возможностей ЛА и максимального облегчения его работы в полете. Она включает штурманскую подготовку экипажа (летчика), подготовку данных для программирования ПНС и подразделяется на предварительную и предполетную.

Основной формой предварительной подготовки экипажей (летчиков) является их са-мостоятельная подготовка с последующим контролем готовности к полету соответствую-щими должностными лицами.

4.3. Самостоятельная штурманская подготовка к полету включает:

– подготовку карт; – прокладку маршрута и расчет полета; – изучение маршрута и средств РТО; – изучение и оценку обстановки по маршруту и в районе цели; – разработку (проверку наличия) справочных данных по навигации и боевому примене-нию, построению и роспуску боевого порядка, посадке на основной и запасные аэродро-мы;

– изучение метеорологических условий; – разработку штурманского плана и инженерно-штурманского расчета полета; – заполнение бортового журнала; – проверку исправности ПНС.

4.4. Предварительная штурманская подготовка к полету ПНС проводится, как прави-

ло, штурманами-программистами или лицами, определяемыми старшим штурманом авиа-ционной части. Она проводится совместно со специалистами инженерно-авиационной службы и включает: – подготовку карт; – выбор и построение ортодромической системы координат; – определение навигационных координат опорных точек маршрута (ИПМ, ТИМ (ППМ), целей, КПМ);

– определение навигационных координат ориентиров коррекции, вспомогательных точек прицеливания, наземных станций радионавигационных систем (РСБН, РСДН) и пара-метров их работы;

– определение угловых поправок; – данные аэродромов, обеспечивающие построение предпосадочного маневра; – расчет данных, необходимых для проверки правильности решения навигационных задач; – программирование маршрута полета; – ввод программы полета в ПНС.

ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ШТУРМАНСКАЯ ПОДГОТОВКА ЭКИПАЖА

Подготовка карт

4.5. В процессе предварительной штурманской подготовки к полету готовятся: – полетная (маршрутно-полетная) карта (микрофильмы); – бортовая аэронавигационная карта; – карта района целей (разведки, десантирования); – специальные карты.

Основные масштабы карт, используемые в авиации, даны в табл. 4.1. Таблица 4.1

Основные масштабы карт Карты

Экипажи бортовые полетные

(маршрутно-полетные)

района цели специальные

ДА 1:2000000 1:4000000

1:1000000 1:2000000

1:100000 1:200000

1:500000 и мельче

ВТА 1:2000000 1:4000000

1:1000000 1:2000000

1:50000 1:100000 1:200000

1:500000 и мельче

ФА 1:2000000 1:500000 1:1000000

1:50000 1:100000 1:200000

1:200000 и мельче

АСВ 1:200000 1:500000

1:200000 1:500000

1:50000 1:100000 1:200000

1:100000 и мельче

4.6. Общая подготовка полетных карт включает:

– нанесение линии фронта (выделение государственной границы), средств ПВО противни-ка, рубежей обнаружения и рабочих областей средств РТО полетов;

– поднятие характерных радиолокационных и визуальных ориентиров, отметку основных высот местности и искусственных препятствий;

– местоположение основного и запасных аэродромов, радиоданные их средств РТО и схе-мы захода на посадку на основном аэродроме;

– участки воздушных трасс РФ и МВЛ с режимами их пересечения; – границы запретных зон и зон с особым режимом полетов, отсечные пеленги (азимуты) и дальности до них;

– маршруты полетов на малых и предельно малых высотах, на отработку техники пилоти-рования, в стратосфере и на сверхзвуковой скорости. При необходимости на карту решением старшего штурмана части могут наноситься

другие данные. 4.7. Бортовая аэронавигационная карта хранится на борту ЛА и должна охватывать

район радиусом не менее максимальной практической дальности полета ЛА. Общая подго-товка бортовой карты включает: – нанесение линии фронта (выделение государственной границы); – выделение сетки геодезической системы координат и нанесение данных для применения ПНС;

– нанесение внеаэродромных средств РТО полетов. 4.8. На карту цели наносятся:

– границы района цели (полигона); – положение элементов целей в границах рабочей площади полигона; – разрешенные секторы атак (разведки) целей;

– точки прицеливания и вспомогательные точки прицеливания (ВТП); – отметка и поднятие начала боевого пути (НБП); – линия заданного боевого пути, разметка расстояния и времени полета, путевой угол от НБП до цели;

– отметка заданного времени выхода на цель; – отметка превышения цели относительно уровня моря (аэродрома вылета) — радиолока-ционные и визуальные ориентиры, обеспечивающие поиск цели и выход на нее;

– геодезические координаты точки прицеливания, ВТП, НБП и опорные ориентиры (ори-ентиры коррекции).

4.9. Специальные карты предназначены для использования средств РТО полетов. Они

готовятся при наличии соответствующего оборудования на ЛА. Их подготовка заключается в нанесении линий положения ЛА и других данных, необходимых для использования борто-вых средств.

4.10. Для обеспечения точной и надежной навигации на полетные карты при подго-

товке к полету наносятся: – маршрут полета; – значения угловых поправок (азимутальные поправки, магнитные склонения и условные магнитные склонения);

– система координат, если ПНС выдает информацию экипажу о текущих координатах са-молета в этой системе. Порядок подготовки карт к полету излагается в инструкциях (руководствах) по экс-

плуатации данного типа ЛА.

Выбор и прокладка маршрута . Расчет полета

4.11. Маршрут, профиль и режим полета выбираются с учетом характера задания на полет, навигационной обстановки и конструктивных особенностей данной ПНС.

Маршрут, профиль и режим полета должны обеспечивать: – досягаемость объектов действий по топливу; – успешное преодоление ПВО противника; – наименьшую продолжительность полета и наименьший расход топлива; – высокую точность навигации, надежность выхода на цель и наивыгоднейшее направле-ние захода;

– безопасность от столкновения с земной (водной) поверхностью и препятствиями’ – исключение попадания в запретные (опасные) зоны; – предотвращение опасного сближения ЛА; – соответствие количества изломов и величин углов доворота между соседними участками конструктивным ограничениям данной ПНС.

4.12. Маршрут полета определяется основными опорными (навигационными) точка-

ми, к которым относятся: – исходный пункт маршрута (ИПМ); – поворотные пункты маршрута (ППМ) или точки излома маршрута (ТИМ); – пункт боевого расхождения (ПБР) или точка разворота па цель (ТРЦ); – цель или точка пуска ракет; – исходный пункт обратного маршрута (ИПОМ); – конечный пункт маршрута (КПМ).

Кроме того, на маршруте могут намечаться контрольные ориентиры (КО), ориентиры визуальной или радиолокационной коррекции, точки (рубежи) изменения режима полета (набора высоты или снижения, увеличения или уменьшения скорости), промежуточные точ-ки маршрута (ПТМ) и др.

4.13. При выборе опорных точек маршрута необходимо руководствоваться прави-

лами: 1. В качестве ИПМ выбирается характерный ориентир (радионавигационная точка),

удаленный от аэродрома взлета на расстояние, обеспечивающее построение боевого порядка группы. В отдельных случаях по конструктивным особенностям данной ПНС в качестве ИПМ выбирается центр ВПП или РНТ в районе аэродрома взлета.

В условиях боевой обстановки ИПМ может быть вынесен от аэродрома взлета на большее удаление, вплоть до линии фронта.

2. Поворотным пунктом маршрута (рис. 4.1) называется точка, над которой начинает-ся разворот на следующий участок, а точкой излома (рис. 4.2) — точка пересечения продол-жений двух смежных участков. Выбор точек, определяющих маршрут, зависит от конструк-тивных особенностей программной части данной ПНС.

Рис. 4.1. Прокладка линии заданного пути между ППМ

Рис. 4.2. Прокладка линии заданного пути между ТИМ

В качестве ППМ, как правило, выбирается характерный ориентир или РНТ. Если в

данной ПНС не предусмотрена возможность выполнения коррекции по ППМ, на террито-рии противника в качестве такой точки целесообразно выбирать ближайшую точку пересе-чения нанесенных на карту геодезических меридианов и параллелей. Таким же образом сле-дует поступать при полетах над безориентирной местностью и над морем.

В качестве точек излома маршрута могут выбираться как характерные ориентиры, так и произвольные точки, положение которых может быть легко определено на данной полет-ной карте.

При задании точек маршрута следует четко указывать, какие точки являются ППМ, а какие ТИМ.

Если угол разворота между смежными участками маршрута или ЛУР превышает кон-структивные ограничения данной ПНС, вместо одной ТИМ следует выбирать две, образо-ванные пересечением касательной к дуге разворота с продолжениями ЛЗП смежных участ-ков (рис. 4.3).

Рис. 4.3. К выбору точек излома маршрута

3. В качестве ПБР (ТРЦ) выбирается точка, обеспечивающая перестроение групп в

заданный боевой порядок или наивыгоднейшее направление захода на цель с учетом выпол-нения боевого маневрирования и прицеливания.

Если данная ПНС характеризуется высокой точностью вывода самолета в заданную точку, в качестве ПБР (ТРЦ) выбирается произвольная точка с известными координатами, а в остальных случаях — характерный ориентир.

4. В качестве ИПОМ выбирается характерный ориентир на удалении от цели, обеспе-чивающем построение групп в заданный боевой порядок после атаки цели. При атаке цели с ходу в качестве ИПОМ используется сама цель.

5. В качестве КПМ выбирается РНТ или характерный ориентир в районе аэродрома. Расположение КПМ должно обеспечивать роспуск групп и заход на посадку в минимальное время.

В некоторых случаях по конструктивным особенностям ПНС в качестве КПМ может выбираться центр ВПП или РНТ аэродрома посадки.

6. В качестве КО выбираются хорошо видимые с высоты полета характерные ориен-тиры на линии заданного пути или вблизи нее. В зависимости от рода авиации, навигацион-ной обстановки и точностных характеристик ПНС расстояние между КО может быть от 50 до 500 км.

7. В качестве точек коррекции выбираются характерные точечные (малоразмерные) визуальные или радиолокационные ориентиры с известными координатами, расположенные на ЛЗП или на удалении от нее, не превышающем ограничений для данной ПНС.

8. Промежуточные точки маршрута выбираются только при подготовке к полету с ПНС, использующими курсовой или путевой способ вывода самолета в заданную точку. ПТМ выбирается на ЛЗП. Ею может служить либо характерный ориентир, либо произволь-ная точка с известными координатами. Расстояние между ПТМ и ближайшим ППМ (ТИМ) определяется потребной точностью выдерживания ЛЗП и характеристиками данной ПНС.

4.14. Прокладка маршрута на полетной карте включает отметку опорных точек мар-

шрута, прокладку линии заданного пути, разметку расстояний, времени полета и путевых углов, разметку отрезков пути по времени или по расстоянию, отметку расчетного времени прибытия на цель, отметку рельефа и магнитных склонений, а также нанесение необходи-

мых данных для использования различных технических средств навигации. При прокладке маршрута необходимо избегать излишнего загромождения карты и

наносить только такую информацию, которая может быть использована летчиком или штур-маном в полете.

Опорные точки маршрута отмечаются окружностями черного цвета диаметром 10-15 мм. Линия заданного пути проводится в виде отрезков ортодромий, сопряженных дугами с радиусами, равными радиусам разворотов в масштабе карты.

Если полетная карта склеена в единой блок, то с достаточной для практики точно-стью отрезки ортодромии могут заменяться прямыми линиями.

При задании маршрута поворотными пунктами (рис. 4.1) ИПМ и ППМ1 соединяются прямой линией (ортодромией), к этой линии в ППМ1 проводится касательная окружность с радиусом разворота в масштабе карты, ППМ2 соединяется с этой окружностью касательной прямой, являющейся линией заданного пути на втором участке маршрута. Аналогично стро-ятся ЛЗП для третьего и последующих участков.

Если маршрут полета задан точками излома (рис. 4.2), очередные ТИМ (включая ИПМ и КПМ) соединяются прямыми линиями (ортодромиями), у каждой ТИМ измеряется угол между смежными участками (УРi) и вычисляется линейное упреждение разворота (ЛУР,):

Значение ЛУР откладывается по ЛЗП в каждую сторону от ТИМ, полученные точки соединяются дугой с радиусом разворота в масштабе карты.

Для того чтобы не искажать конфигурацию ориентиров, выбранных в качестве ППМ (ТИМ), внутри обозначающих их кружков ЛЗП не проводится.

Отметки характерных высот местности, имеющих значение для безопасности полета и ориентировки, находящиеся вблизи маршрута, обводятся черным прямоугольником раз-мером 7-10 x 15-20 мм. В таком же прямоугольнике отмечается превышение цели и аэ-родрома посадки относительно аэродрома взлета.

Величина магнитного склонения наносится на карту вблизи ЛЗП через 20-25 см или при изменении его на 2° и более цифрами красного цвета с обязательным указанием знака. Цифры обводятся красным кружком диаметром 10-15 мм.4.15. Одновременно с нанесением линии заданного пути производятся ее разметка и расчет полета. В начале каждого участка маршрута справа от ЛЗП (а при замкнутом маршруте с правыми разворотами — слева от ЛЗП) в виде дроби записывается длина участка (числителем) и время полета на участке (зна-менателем). За длину участка принимается расстояние между двумя последовательными точ-ками начала разворота. Прямолинейная (ортодромическая) часть ЛЗП непосредственно из-меряется по карте, длина дуги разворота вычисляется по формуле

или измеряется с помощью курвиметра в километрах. При выполнении предварительного расчета время полета на участках вычисляется по

истинной воздушной скорости, а при окончательном — по путевой в соответствии с данны-ми о ветре. На полетной карте записываются результаты предварительного расчета. При по-летах продолжительностью свыше 3 часов окончательный расчет может не производиться, а при наличии данных о ветре лишь уточняется расчетное время взлета.

Справа от дроби «расстояние/время» записывается путевой угол прямолинейного (ор-тодромического) участка, измеренный от того меридиана (условного, ортодромического, истинного или магнитного), от которого в полете будет измеряться курс основным датчи-ком: – при использовании в качестве основного датчика курса курсовых систем типа КС, ТКС, КСИ, СКВ, ИКВ всех модификаций или ГПК-52 записывается условный путевой угол;

– при использовании в качестве основного датчика курса инерциальной системы типа МИС всех модификаций записывается ортодромический путевой угол;

– при использовании в качестве основного датчика курса инерциальных систем совместно с БЦВМ записывается истинный путевой угол;

– при использовании в качестве основного датчика курса дистанционного компаса типа ГИК (ДГМК) всех модификаций записывается магнитный путевой угол. Если данный путевой угол (истинный или магнитный) не постоянен на прямолиней-

ном участке, записывается его среднее значение. Правее основного путевого угла в скобках записывается среднее значение магнитно-

го путевого угла (за исключением тех случаев, когда основной датчик курса измеряет в по-лете магнитный или гиромагнитный курс).

Магнитные путевые углы подписываются красным цветом, истинные путевые углы — синим цветом, ортодромические путевые углы — черным цветом.

При наличии на ЛА нескольких датчиков курса, использующих различные опорные направления, могут записываться и другие путевые углы. Место и форма их записи опреде-ляются старшим штурманом части или соединения.

Для удобства счисления производится разметка линии заданного пути от ИПМ до це-ли и от ИПОМ до КПМ. Такая разметка может выполняться по расстояниям, кратным 50-100 км или времени полета 2-5 мин. Методика выполнения разметки ЛЗП, точек начала и направления отсчета (пройденное или оставшееся расстояние) определяется старшим штур-маном части в зависимости от типа ЛА и характера предстоящих полетов.

Если по конструктивным особенностям данной ПНС в качестве ИПМ и КПМ должны быть выбраны центры ВПП аэродромов взлета и посадки, то в военное время линия задан-ного пути от ИПМ до первого ППМ (ТИМ) и от последнего ППМ (ТИМ) до КПМ на полет-ной карте не проводится и никакие расчетные данные для этих этапов не записываются.

Образцы подготовки полетных карт для различных типов ЛА и вертолетов даны в приложении 6 к данному Руководству.

4.16. Общая продолжительность полета определяется как сумма продолжительности

построения боевого порядка, полета до ИПМ, от ИПМ до цели, пребывания над целью (ве-дения воздушного боя в истребительной авиации), полета от цели до КПМ, от КПМ до аэ-родрома посадки, роспуска боевого порядка и посадки.

Момент взлета, обеспечивающий прибытие на цель в заданное время, определяется как разность между заданным временем прибытия на цель и продолжительностью полета до цели с учетом резерва. Величина этого резерва устанавливается старшим штурманом части в зависимости от условий предстоящего полета, наличия или отсутствия данных о ветре и ма-невренных возможностей ЛА.

При продолжительности полета до цели более 1 часа, как правило, устанавливается определенное время взлета и рассчитывается время выхода на цель. В этом случае время по-лета до цели берется как результат окончательного или предварительного (при отсутствии данных о ветре) расчета полета без учета резерва. Расчетное время выхода на цель уточняет-ся в полете не позднее чем за 1 ч.

Время посадки рассчитывается как сумма времени взлета и общей продолжительно-сти полета.

Изучение маршрута полета и средств РТО

4.17. Изучение маршрута полета производится одновременно с прокладкой его на полетной карте.

В результате изучения маршрута летчик и штурман должны знать : – систему характерных визуальных и радиолокационных ориентиров в полосе, ширина ко-торой определяется старшим штурманом части в зависимости от типа Л А, но не менее ±50 км относительно линии заданного пути, возможности их использования для ориен-

тировки и коррекции ПНС; – средства РТО полетов, планируемые к использованию, характеристику их рабочих зон; – местонахождение аэродромов и посадочных площадок; – рельеф местности и искусственные препятствия, безопасные высоты полета по участкам маршрута;

– начертание государственной границы, приграничной полосы; – меры по обеспечению безопасности полета и порядок восстановления ориентировки по участкам маршрута;

– участки и порядок пересечения воздушных трасс и местных воздушных линий. Наиболее тщательно изучаются основные ориентиры и точки коррекции в районе це-

ли или аэродрома посадки (при перелете), для чего используются схемы захода на посадку, карты цели, макеты и фотосхемы.

4.18. В результате изучения цели экипаж должен знать:

– точное расположение цели или способы ее поиска, если расположение цели известно ориентировочно;

– характер, размеры цели и точки прицеливания, систему ориентиров, обеспечивающих надежное отыскание цели и коррекцию ПНС;

– основные элементы цели, их взаимное расположение и уязвимость; – абсолютную высоту цели и превышение ее над уровнем аэродрома взлета (над последней точкой коррекции высоты);

– наличие ложных объектов, имитирующих цель; – способы выделения точек прицеливания в условиях РЭБ; – способы и порядок нанесения удара и контроля его результатов; – меры по обеспечению безопасности при применении авиационных средств поражения

(десантирования) для каждого ЛА группы; – порядок ухода от цели.

4.19. Данные о работе средств РТО, обеспечивающих полет по маршруту, выбирают-

ся из сборников навигационных данных. Экипаж должен знать:

– точное место расположения, характер и данные работы, дальность действий РНС; – порядок использования средств РТО на различных этапах маршрута, а также границы рабочих областей и точность навигационных определений с помощью средств РТО;

– возможность использования радионавигационных систем и средств при наличии радио-помех.

Изучение метеорологических условий

4.20. Изучение метеорологических условий по маршруту производится по последней синоптической и кольцевой картам, картам барической топографии и другим метеорологи-ческим документам с обязательной консультацией специалистов метеорологической служ-бы.

В результате изучения метеорологических условий экипаж должен знать: – фактическую погоду по маршруту, в районе цели и на запасных аэродромах; – видимость и характер облачности, условия полета в облаках и возможность ведения ви-зуальной ориентировки, а также наблюдения облачности на экране бортовой радиолока-ционной станции;

– возможное изменение погоды за время полета; – возможность появления опасных для полета метеорологических явлений; – возможность визуального наблюдения небесных светил на различных этапах полета; – данные о струйных течениях, фактические и прогностические данные о ветре по мар-шруту на различных высотах полета;

– состояние моря и возможность использования бортовых радиолокационных станций, доплеровских измерителей;

– данные о температуре воздуха на высоте практического потолка полета своего ЛА; – видимость и атмосферное давление на уровне ВПП аэродрома посадки.

Успех выполнения полетов в сложных метеорологических условиях на малых и больших высотах в значительной степени зависит от знания экипажем фактической и ожи-даемой погоды, основных метеорологических элементов по маршруту и в районе аэродрома посадки.

При встрече с тем или иным явлением погоды экипажи в воздухе должны ясно пони-мать природу и характер наблюдаемого явления, чтобы избежать его или использовать для успешного выполнения поставленной задачи.

Инженерно-штурманский расчет полета

4.21. В случаях, предусмотренных Наставлением по штурманской службе, выполня-ется инженерно-штурманский расчет полета.

Инженерно-штурманский расчет полета имеет целью установить: – необходимую заправку топливом, обеспечивающую досягаемость цели при заданной боевой зарядке;

– боевую зарядку и заправку топливом, обеспечивающую досягаемость цели на предель-ных радиусах действия;

– расход топлива по участкам маршрута и его остаток у контрольных ориентиров (рубе-жей), режим работы двигателей;

– потолок ЛА по участкам маршрута (на форсажном и бесфорсажном режимах), а на мно-гомоторных ЛА — и при отказе одного и более двигателей;

– остаток топлива и резерв летного времени при выходе в точку начала маневра, при сни-жении для захода на посадку и после посадки;

– необходимое для выполнения задания количество топлива (при неполной заправке); – рубежи начала и окончания дозаправки, ее продолжительность и количество принимае-мого (отдаваемого) топлива.

4.22. Инженерно-штурманский расчет полета выполняется согласно инструкции (ру-

ководству) по расчету дальности и продолжительности полета данного типа ЛА. При этом кроме гарантийного запаса топлива на разброс технических характеристик двигателей, пре-дусмотренного инструкцией (руководством), необходимо учитывать: – навигационный запас топлива (на возможное изменение ветра, навигационной обста-новки);

– запас топлива на маневрирование для выдерживания своего места в боевом порядке; – запас топлива для обеспечения полета на запасный аэродром.

Конкретная величина этих запасов определяется командиром части в зависимости от условий предстоящих полетов, но она не может быть меньше установленной Наставлением по штурманской службе.

Результаты инженерно-штурманского расчета записываются в специальный бланк, форма которого может изменяться применительно к конкретному типу ЛА. На бланке лю-бой формы отображаются: – профиль полета от взлета до посадки; – исходные условия расчета (взлетная масса, количество топлива, боевая зарядка, показа-тель лобового сопротивления и др.);

– истинная и приборная воздушная скорость по участкам маршрута, при необходимости — число М полета и режимы работы двигателей, углы стреловидности крыла;

– расстояния и время полета по участкам маршрута; – километровые расходы топлива по участкам маршрута; – суммарный расход топлива по участкам маршрута;

– остатки топлива (в килограммах или в литрах) к концу каждого участка; – полетная масса к концу каждого участка.

При заполнении строки расхода топлива на участке маршрута расчетный расход, оп-ределяемый согласно инструкции по расчету дальности и продолжительности полета, необ-ходимо увеличивать на предусмотренные для данного участка запасы. Остаток топлива к концу участка вычисляется как разность между остатком топлива к началу данного участка и суммарным расходом на этом участке.

При изменении километрового расхода топлива на смежных участках горизонтально-го полета более чем на 5% его необходимо определять по средней полетной массе.

Если инженерно-штурманский расчет выполняется для полета на предельную даль-ность, средняя полетная масса на участке горизонтального полета вычисляется методом по-следовательных приближений как полусумма полетных масс в начале и в конце участка.

Пример. Пусть в начале участка длиной 500 км полетная масса составляла 64 000 кг, а километровый расход топлива 10 кг/км. Тогда первый ориентировочный расход топлива составит 5 000 кг, полетная масса в конце участка —59 000 кг, а первая средняя масса — (64 000+59 000) : 2=61 500 кг. Для этой полетной массы километровый расход будет 9,06 кг/км, уточненный расход— 9,06×500=4530 кг, уточненная средняя полетная масса — 61735 кг.

Для новой полетной массы километровый расход топлива составляет 9,16 кг/км, суммарный расход — 4575 кг, а уточненная средняя масса — 61 710 кг, приблизительно 61 735 кг.

Разработка штурманского плана полета

4.23. При подготовке к маршрутному полету разрабатывается в произвольной форме штурманский план полета, отражающий содержание и последовательность работы экипажа в полете.

Содержание штурманского плана полета определяется характером задания, оборудо-ванием ЛА и средствами РТО полетов, обстановкой на маршруте и в районе цели и возмож-ными их изменениями.

В штурманском плане полета должны быть отражены: – время и порядок взлета, боевой порядок части, способы его построения, выдерживания и роспуска на посадку на основном и запасных аэродромах;

– порядок выхода на ИПМ и от КПМ на аэродром посадки (в точку начала роспуска боево-го порядка);

– маршруты и режим полета экипажей, групп (подразделений), части, безопасные высоты полета по этапам маршрута, расчет полета, уравнительные рубежи, рубежи встреч (с ис-требителями, заправщиками и т. д.), начала и окончания дозаправки, окончания сопро-вождения и время их прохода;

– порядок встречи с заправщиками и истребителями сопровождения; – порядок и способы использования ПНС (навигационного оборудования) и средств РТО полетов на каждом участке маршрута;

– порядок выхода на цель в заданное время; – распределение целей, порядок выхода на них и маневра на боевом пути, способы и усло-вия боевого применения авиационных средств поражения, уход от цели;

– обеспечение безопасности при применении авиационных средств поражения; – рубежи ввода в бой истребителей; – зоны дежурства в воздухе и районы самостоятельного поиска, их обозначение, эшелони-рование и маневр в них при поиске и обнаружении цели, порядок выхода истребителей в зоны и районы поиска;

– организация наведения на низколетящие цели; – порядок действий при перенацеливании (ПУ и экипажей) ; – работа расчетов ПУ при наведении и контроле за выполнением полетов; – меры по обеспечению безопасности полета в штурманском отношении; – порядок восстановления потерянной ориентировки; – использование средств объективного контроля навигации и боевого применения;

– инженерно-штурманский расчет полета, порядок контроля за расходом топлива. В зависимости от задания, условий его выполнения и уровня штурманской подготов-

ки летного состава в штурманский план решением старшего штурмана части дополнительно включаются мероприятия, направленные на успешное выполнение поставленной задачи.

4.24. Штурманский план полета разрабатывается на отдельном листе в виде схемы

маршрута с указанием порядка выполнения полетного задания на различных участках мар-шрута или на полетной карте и в наколенном планшете.

При полетах в составе группы штурманский план полета ведомых экипажей должен полностью соответствовать штурманскому плану полета ведущего.

ПРЕДВАРИТЕЛЬНАЯ ШТУРМАНСКАЯ ПОДГОТОВКА ПНС

Подготовка карт

4.25. Для сокращения времени на программирование маршрута полета штурманы-программисты в соответствии с указаниями старшего штурмана части ведут рабочие карты.

В зависимости от типа ЛА и модификации ПНС на рабочие карты наносятся: – ортодромическая система координат; – геодезические координаты средств РТО полетов, целей, опорных ориентиров, своего и запасных аэродромов, программируемых точек маршрута;

– линия фронта (выделяется государственная граница).

Выбор и построение ортодромической системы координат

4.26. Ортодромическая система координат может быть построена на карте аналитиче-ским, графоаналитическим или графическим способами.

А н а л и т и ч е с к и й способ предполагает вычисление геодезических координат (Bi, Li) точек пересечения, наносимых на карту ортодромических меридианов и параллелей, нанесение этих точек на карту и соединение точек, принадлежащих одному ортодромиче-скому меридиану или одной ортодромической параллели, плавными кривыми. Этот способ пригоден для карт любых масштабов и проекций, обеспечивает высокую точность, но требу-ет большой затраты времени и может быть использован при централизованной подготовке карт с применением вычислительной техники.

Г р а ф о а н а л и т и ч е с к и й способ предполагает вычисление геодезических координат отдельных точек пересечения ортодромических меридианов и параллелей, между которыми допускается замена этих линий прямыми. Положение остальных точек определя-ется путем пропорционального деления отрезков ортодромических меридианов и паралле-лей. Графоаналитический способ обеспечивает практически такую же точность, как и анали-тический, при существенно меньшей затрате. времени.

Г р а ф и ч е с к и й способ предполагает замену ортодромической системы коор-динат прямоугольной. Он может применяться только на таких картах, на которых в пределах области применимости ортодромической системы координат допускается замена ортодро-мических меридианов и параллелей прямыми линиями, а искажения углов и направлений не превышают 0,5°.

4.27. Правая ортодромическая система координат в дуговых мерах (градусы, ми-

нуты) строится, как правило, графоаналитическим способом. Для ее построения необходи-мо: – определить максимально допустимую длину ортодромической параллели (ΔSσ), при ко-торой допускается ее замена прямой линией на карте данной проекции и данного мас-штаба;

– перевести линейную меру этой линии в градусную (Δμ°) с округлением в меньшую сто-

рону до целого числа градусов (при этом допустимо считать, что длина 1° дуги равна 111,2 км);

– определить с округлением до целого числа градусов минимальное значение ортодроми-ческой долготы цт1п как широту южной границы возможного района полетов;

– вычислить нормальные сферические координаты точек пересечения ортодромических меридианов и параллелей по формулам:

При расчетах использовать значения ортодромических широт и долгот:

– вычислить геодезические координаты точек пересечения ортодромических меридианов и параллелей по формулам:

;=L;2sin1′′31′1+=

;=L;2sin9 ′′38′+=

iii

– нанести полученные точки на карту и последовательно соединить те из них, которые принадлежат одной и той же ортодромической параллели и одному и тому же меридиа-ну, отрезками прямых;

– нанести промежуточные ортодромические меридианы и параллели путем линейной ин-терполяции между построенными;

– оцифровать нанесенные ортодромические меридианы и параллели через 15—20 см. Если в данной ПНС используется равноугольная проекция поверхности эллипсоида на

сферу, геодезические координаты точек пересечения ортодромических меридианов и парал-лелей с долготами и широтами, кратными 4°, можно выбрать из таблицы, приведенной в приложении 7. При использовании отдельных листов карт М=1:2000 000 видоизмененной поликониче-

ской проекции для повышения точности нанесения ортодромических параллелей целесооб-разно отмечать точки их пересечения с граничными геодезическими параллелями листов карт. Геодезические долготы этих точек можно рассчитать по формулам:

или выбрать из таблицы, приведенной в прил. 8. Правая ортодромическая система координат в линейных мерах для района полетов выби-

рается и строится только в тех случаях, когда возможные маршруты полетов не выходят за пределы склейки из 16 (4X4) листов карты масштаба 1 : 1 000 000. Как правило, в качестве начала такой системы координат выбирается точка, расположен-

ная примерно в центре района полетов, геодезическая широта и долгота которой выражают-ся целыми градусами, а главная ортодромия совмещается с геодезическим меридианом. Основным способом построения правой ортодромической системы координат в линей-

ных мерах является графический. Для его реализации необходимо (рис. 4.4):

– провести прямую линию, совпадающую с геодезическим меридианом точки начала ко-ординат, приняв ее за главную ортодромию (ось Y);

– отметить на главной ортодромии к северу и к югу от точки начала координат отрезки че-рез 10 см и оцифровать их в масштабе карты;

– через каждую из отмеченных точек провести прямые, перпендикулярные главной орто-дромии, и принять их за ортодромические меридианы (оси X);

– на крайних ортодромических меридианах отложить отрезки по 10 см к востоку и к запа-ду от главной ортодромии, соединить соответствующие концы отрезков прямыми ли-ниями и принять их за ортодромические параллели;

– оцифровать ортодромические меридианы и параллели с обязательным указанием знака через 15—20 см. Точность построения ортодромических меридианов можно повысить, определив две точ-

ки, принадлежащие данному меридиану, примерно на граничной ортодромической паралле-ли. Для этого необходимо вычислить смещение ортодромии от геодезической параллели точки вертекса (на главной ортодромии) на долготе, отличающейся от долготы главной ор-тодромии на величину ΔL. Такие вычисления могут быть выполнены по формулам:

При построении правой ортодромической системы координат в средних широтах ве-

личину ΔВ, км, можно выбрать из табл. 4.2. Для построения ортодромического меридиана таким способом необходимо (рис. 4.5):

– определить (с округлением до 1˚) широту Во точки пересечения ортодромического ме-ридиана с главной ортодромией и разность долгот ΔL между главной ортодромией и гра-ничным меридианом склейки карты;

– рассчитать по формулам (4.1) или выбрать из табл. 4.2 значение ΔВ, км, и перевести его в миллиметры с учетом главного масштаба карты с округлением до 0,5 мм (для М =

=1:500 000 ΔВ, мм = 2ΔВ, км; для М=1: 1000 000 ΔВ, мм = ΔВ, км; для М= 1:2000000 ΔВ, мм = 0,5ΔВ, км);

– измерить расстояние ΔВ0, мм, с округлением до 0,5 мм от данного ортодромического меридиана до ближайшей нанесенной на карту геодезической параллели;

– вычислить смещение ортодромического меридиана ΔВ, мм, от выбранной геодезической параллели на граничном геодезическом меридиане склейки карты как сумму (если вы-бранная параллель севернее ортодромического меридиана) или как разность (если вы-бранная параллель южнее ортодромического меридиана) расчетного (табличного) значе-ния ΔВ и ΔВ0:

– отложить на граничном геодезическом меридиане склейки карты от выбранной паралле-ли значение ΔВΣ при положительном его значении — к югу, при отрицательном — к се-веру и соединить прямой линией полученную точку с соответствующей точкой на глав-ной ортодромии.

Таблица 4.2 Смещение ортодромии от геодезической параллели точки вертекса

ΔL, градус В0, градус 3 6 9 12

40 4,3 17,2 38,8 69,2 45 4,4 17,5 39,3 70,4 50 4,3 17,2 38,9 69,4 55 4,1 16,5 37,2 66,4 60 3,8 15,4 34,3 61,3 65 3,3 13,4 30,4 54,3 66 3,2 13,0 29,4 52,7 67 3,1 12,6 28,5 51,0 68 3,0 12,2 27,5 49,3 69 2,9 11,7 26,5 47,5 70 2,8 11,3 25,5 45,6

4.31. Если маршрут полета выходит за пределы склейки карты, указанной в предыду-

щем пункте, правая ортодромическая система координат в линейных мерах выбирается для данного маршрута (полосы маршрутов). Как правило, главная ортодромия в этом случае проводится через цель и точку вблизи ИПМ так, чтобы сумма ортодромических широт всех опорных точек маршрута была близкой к нулю. По возможности вторую точку (в районе ИПМ) следует выбирать с целыми градусами геодезической долготы и широты.

Построение такой системы координат заключается в прокладке и разметке главной ортодромии, ортодромические меридианы и параллели на карту не наносятся.

Если карта склеена в единый блок, то с достаточной для практики точностью главная ортодромия длиной до 2500 км может заменяться прямой линией. При большей длине глав-ной ортодромии и при использовании отдельных листов карты необходимо определять ко-ординаты промежуточных точек главной ортодромии для граничных геодезических мери-дианов или 3 параллелей каждого листа, а внутри листа соединять промежуточные точки прямой линией.

Достаточную для практики точность обеспечивают расчеты координат промежуточ-ных точек на сфере в соответствии с нормалями (φi = Bi, λi = Li). Если главная ортодромия пересекает листы карт по меридианам, геодезическая широта промежуточной точки на гра-ничном меридиане листа вычисляется по формуле

При пересечении главной ортодромией листа карты по граничной параллели геодезиче-

ская долгота промежуточной точки вычисляется по формулам:

[ ]

−+=−

Β−Β=

,)sin(arcsin

;coscossinsin

101

2112

ctgBtgBLLLLLtgBLtgBLtgLtgarctgL

грoгр

Геодезические координаты промежуточных точек главной ортодромии могут быть

определены с помощью «Сборника номограмм для определения географических координат полюса и промежуточных точек главной ортодромии» (Воениздат, 1965).

Разметка главной ортодромии заключается в нанесении точек (штрихов) с ортодро-мической долготой, кратной 100 км. Как правило, за точку начала ортодромических коорди-нат выбирается цель или точка в районе цели, если главная ортодромия не проходит через цель, а ортодромические долготы в направлении к ИПМ имеют отрицательное значение. При этом при полете к цели положительное значение ортодромической широты означает расположение данной точки справа от главной ортодромии.

Разметка главной ортодромии на всех картах, кроме карт в полярной стереографиче-ской проекции, производится графически с помощью масштабной или любой другой линей-ки с миллиметровыми делениями в главном масштабе карты. Для повышения точности раз-метки следует использовать линейку возможно большей длины, чтобы не накапливались ошибки разметки каждого 100-километрового расстояния.

На картах полярной стереографической проекции разметка главной ортодромии вы-полняется с учетом частного масштаба на данной широте.

В исключительных случаях при наличии современной вычислительной техники и достаточного времени главная ортодромия правой ортодромической системы координат для маршрута полета может быть построена аналитическим способом. Для его реализации необ-ходимо:

по карте крупного масштаба (М≥1:100 000) определить геодезические координаты

цели Вц, Lц и точки вблизи ИПМ В,L с округлением до 1″; – вычислить нормальные сферические координаты цели φц , λц и точки вблизи ИПМ φ, λ:

– вычислить направление βи и расстояние Dорт, км, от цели до точки вблизи ИПМ:

– вычислить дуговые размеры отрезков главной ортодромии, кратных 100 км, с округлени-ем до 1″:

– вычислить нормальные сферические координаты φ i, λi промежуточных точек главной ортодромии, удаленных от цели на расстояния, кратные 100 км:

– вычислить геодезические координаты Bi, Li промежуточных точек главной ортодромии:

– нанести полученные точки на карту, оцифровать их со знаком «минус» в сотнях километ-ров в соответствии со значением и соединить ломаной линией, которая и будет главной ортодромией

4.32. Левая ортодромическая система координат в линейных мерах, как правило, вы-бирается и строится на район полетов, ограниченных склейкой из 16 листов карты М = 1:1 000 000.

Если конструктивные особенности данного ПНС или датчика курса не накладывают ограничений на выбор системы отсчета, за точку начала такой системы координат следует принимать ближайшую к центру района полетов точку пересечения нанесенных на данную карту геодезических меридианов и параллелей.

Для ПНС, датчик курса которого необходимо выставлять по истинному (геодезиче-скому) меридиану вылета, точку начала левой ортодромической системы координат можно смещать от этого аэродрома по долготе до 15′, а по широте — неограниченно.

Основным способом построения левой ортодромической системы координат являет-ся графический. Для его применения необходимо воспользоваться методикой, изложенной в п. 4.30, считая ортодромические меридианы правой системы координат ортодромическими параллелями левой, и наоборот.

Для ПНС, в состав которых входят инерциальная курсовертикаль и ДИСС, левую ор-тодромическую систему координат в линейных мерах целесообразно строить графоаналити-ческим способом, предполагающим вычисление геодезических координат четырех угловых точек пересечения граничных ортодромических меридианов и параллелей.

Если широта точки начала левой ортодромической системы координат равна целым градусам геодезической широты от 40 до 60°, геодезические координаты точек пересечения граничных ортодромических меридианов и параллелей для кмyх 400maxmax == и

кмyх 600maxmax == можно выбрать из таблицы (приложение 9). По найденным геодезическим координатам угловые точки наносятся на карту и со-

единяются прямыми линиями, образующими граничные ортодромические меридианы и па-раллели. Остальные ортодромические меридианы и параллели наносятся путем пропорцио-нального деления граничных и соединения соответствующих точек прямыми линиями.

Определение навигационных координат программируемых точек маршру-та

4.33. Для программирования маршрута полета должны определяться навигацион-ные координаты опорных точек марш рута, ориентиров коррекции и радионавигационных станций. Они должны определяться в той системе координат, в которой воспринимает ин-формацию программное устройство данной ПНС.

В ПНС с бортовой ЦВМ вводятся геодезические координаты, в ПНС с аналоговыми вычислителями — ортодромические координаты.

4.34. Координаты программируемых точек маршрута выбираются из специальных каталогов или определяются по кар там. Точность определения координат на карте характе-ризуется средней квадратической ошибкой, равной 0,8—1 мм в масштабе карты.

4.35. Потребная точность определения координат программируемых точек маршру-та зависит от возможностей программного устройства данной ПНС, ее точностных характе-ристик и потребной точности навигации. Потребная точность их определения и требуемый масштаб карт приведены в табл. 4.3 (для ПНС с ЦВМ) и 4.4 (для ПНС без ЦВМ).

Таблица 4.3 Потребная точность определения координат в зависимости от масштаба карты

Требуемая точность опреде-

ления координат (СКРО) Программируемые

точки Метры Угловые

секунды

Требуемый масштаб карт

30-100 1-3 1:50 000 Цель малоразмерная слабо контрастная 60-120 2-4 1:50000 — 1:100 000

150-240 5-8 1:100 000 — 1:200 000 Цель радиолокационная 150-240 5-8 1:100 000 — 1:200 000 300-500 15-30 1:500 000 — 1:1000 000 ППМ (ТИМ) 500-900 10-15 1:200 000 — 1:500 000 80-100 2-3 1:50 000 — 1:100 000 Визуальные ориентиры 90-200 3-6 1:100 000 — 1:200 000 120-150 4-5 1: 100 000 Радиолокационные ориен-

тиры 150-240 5-8 1:100 000 70-100 2-3 1:50 000 — 1:100 000 Маяки РСБН 70-100 2-3 1:50 000 — 1:100 000 20-30 1 1:25 000 Станции РСДН 20-30 1 1:25 000

Примечание. В числителе приведены данные, относящиеся к ПНС ЛА фронтовой авиации, в знаменателе — к ПНС ЛА дальней и военно-транспортной авиации.

Таблица 4.4

Потребная точность определения координат в зависимости от масштаба карты

Программируемые точки

Требуемая точность определения коорди-

нат (СКРО)

Требуемый мас-штаб карт

Метры Угловые секунды

ППМ (ТИМ) Маяки РСБН

500-700 100-150

15-20 3-5

1:500 000 1:100 000

4.36. Геодезические координаты программируемых точек маршрута могут быть опреде-лены на карте графоаналитическим способом или с помощью специальных палеток (ко-ординатомеров).

Рис. 4.6. Определение геодезических координат графоаналитическим способом

Графоаналитический способ (рис. 4.6) предполагает определение приращений по широ-те ΔВ и долготе ΔL путем их измерения с помощью масштабной линейки. Для этого из-меряются расстояния в миллиметрах между нанесенными на карту соседними меридиа-нами и параллелями (lмер и lпар соответственно), а также расстояние от заданной точки до сторон трапеции Δlмер и Δlпар, образованной меридианами и параллелями. Линейные при-ращения по широте и долготе пересчитываются в приращения, выраженные в угловых секундах:

а затем определяются координаты заданной точки М

Наиболее быстро и точно определяются геодезические координаты с помощью коорди-натомера. Координатомер (приложение 10) строится на прозрачной основе и позволяет определить координаты точек на картах масштабов 1:2000000 и крупнее в диапазоне ши-рот ±80°. Кроме того, он имеет дополнительные шкалы для измерения угловых и линей-ных величин (транспортир и масштабную линейку). Устройство координатомера и методика его применения для определения геодезических координат точек показаны в приложении 12.

4.37. ПИС без бортовой ЦВМ воспринимают исходные данные в ортодромической сис-теме координат. Наиболее просто координаты точек в этой системе определяются в ли-

нейной мере графическим способом, то есть путем их непосредственного измерения на карте с нанесенной ортодромической системой координат, методом пропорционального деления. Лишь в исключительных случаях, требующих особо высокой точности, и при наличии современной вычислительной техники ортодромические координаты следует вычислять аналитически по известным геодезическим. При этом геодезические координаты про-граммируемых точек маршрута предварительно пере-считываются в нормальные сфери-ческие. Расчетные формулы для определения ортодромических координат следующие:

Определение угловых поправок

4.38. К угловым поправкам, рассчитываемым при подготовке к полету, относятся угол сходимости Δ, азимутальная поправка ΔА, магнитное склонение ΔM, условное магнитное склонение ΔМУ.

Угол сходимости Δ (рис. 4.7) определяется для ПНС без бортовой ЦВМ, в качестве кор-ректора которых используются радиотехническая система РСБН-6С всех модификаций и левая ортодромическая система координат. Он отсчитывается по ходу часовой стрелки от истинного до ортодромического меридиана, проходящего через точку стояния наземного радиомаяка системы РСБН. Знание этой угловой поправки необходимо для преобразования измеренного истинного азимута ЛА в ортодромический при коррекции счисленных координат (А0 = Аи-Δ), а так-же Для определения курса ЛА относительно истинного меридиана маяка РСБН запро-граммированного аэродрома посадки по известному ортодромическому (условному) при выполнении предпосадочного маневра и захода на посадку (φи = φ0(у) + Δ). Погрешность определения угла сходимости не должна превышать 0,1°. С такой точно-

стью этот угол может быть вычислен аналитически по формуле

Если λр<λо, к результату вычислений необходимо прибавить 360°. 4.39. Азимутальная поправка Δ А (угол, заключенный между условным и истинным ме-ридианом какой-либо точки) определяется при подготовке к полету на ЛА, основным дат-чиком курса которых является гирополукомпас или курсовая (инерциальная) система, ра-ботающая в режиме ГПК. Эта поправка измеряется от условного меридиана по ходу часо-вой стрелки со знаком «плюс», против хода часовой стрелки — со знаком «минус» от 0 до 180°. Знание азимутальной поправки необходимо для вычисления условного путевого угла этапа маршрута по измеренному истинному (УПУ=ИПУ + Δ А), для проверки и коррек-ции курсовой системы (ГПК) в полете при наличии на ЛА измерителя истинного курса (УК = ИК+ Δ А) и для вычисления условного курса посадки на незапрограммированном аэродроме, оборудованном системой РСБН (УКпос = ИКпос+ Δ А). Так как в пределах области применимости левой ортодромической системы координат для района полетов условные меридианы, от которых измеряется гирополукомпасный курс, практически совпадают с ортодромическими (рис. 4.7), при использовании ПНС, выполненных на базе РСБН-6С всех модификаций:

При подготовке к полету на ЛА, в оборудование которых не входит РСБН-6С (в том числе и на самолетах без ПНС), при определении азимутальной поправки принимается условие, что полет из одной точки в другую будет выполняться по ортодромии. Пои этом с достаточной для практики точностью

4.40. Магнитное склонение AM, то есть угол между магнитным и истинным меридиа-нами (отсчитывается от истинного меридиана), необходимо для вычисления магнитного путевого угла по измеренному истинному (МПУ = ИПУ – ΔМ), для первоначальной вы-ставки курсовой системы (ГПК) по истинному меридиану (ИК = МК + ΔМ) и для вычис-

ления условного магнитного склонения. Для курсовых (инерциальных) систем с индукционным датчиком типа ИД-6 и коррекци-онным механизмом типа КМ-2 и им подобным магнитное склонение должно определять-ся с округлением до 0,1°. С такой точностью на аэродроме базирования ΔМ определяется в процессе топогеодезической подготовки, а на неподготовленном аэродроме — по кар-там крупного масштаба. В крайнем случае значение ΔМ для таких курсовых систем мож-но определять по другим картам путем глазомерной интерполяции между значениями со-седних изогон. Для остальных курсовых систем значения магнитного склонения округляется до целых градусов.

4.41. Условное магнитное склонение Δ МУ (рис. 4.7) — угол между условным и магнит-ным меридианами какой-либо точки. Этот угол измеряется от условного меридиана по ходу часовой стрелки со знаком «плюс», против хода часовой стрелки — со знаком «ми-нус» от 0 до 180°. Знание условного магнитного склонения необходимо для:

– первоначальной выставки курсовой (инерциальной) системы на аэродроме вылета (УК = МК+ Δ МУ);

– проверки и коррекции курсовой системы (ГПК) в полете на многоместных самолетах; – определения условного курса выхода на АРП по полученному значению «прибой»

(УК = «прибой» + Δ МУ); – определения условного курса посадки на запасных аэродромах, не оборудованных

системой РСБН (УКпос = МКпос + ΔМУ). Условное магнитное склонение всегда является суммой азимутальной поправки и маг-нитного склонения данной точки:

Потребная точность определения ΔМУ такая же, как и ΔM.

4.42. На полетную карту наносятся только те угловые поправки, которыми экипаж

(летчик) может воспользоваться в полете. В истребительной и истребительно-бомбардировочной авиации вблизи незапрограмми-рованных запасных аэродромов записывается значение азимутальной поправки (если аэ-родром оборудован системой РСБН) или условного магнитного склонения с обязатель-ным указанием знака и с округлением до целых градусов. В остальных родах авиации у всех точек проверки и коррекции курсовой системы (ГПК) слева от ЛЗП в шаблоне, представляющем собой перевернутую букву «Т», записываются азимутальная поправка (в левой части шаблона) и условное магнитное склонение (в пра-вой части):

Расчет данных, необходимых для проверки правильности решения нави-гационных задач

4.43. Данные для проверки правильности работы ПНС должны позволить быстро убедиться в том, что программа полета правильно составлена и введена в ПНС, а вычис-лительное устройство с требуемой точностью решает навигационные задачи. Большинство ПНС позволяет выводить ЛА из любой точки маршрута (в том числе с аэ-родрома вылета) в любую запрограммированную точку по линии кратчайшего пути. По-этому наиболее общими данными для проверки правильности работы ПНС являются пе-ленг и дальность от аэродрома вылета до каждой запрограммированной точки.

Для ПНС, позволяющих в процессе проверки устанавливать координаты ЛА, равные координатам каждого запрограммированного ППМ (ТИМ), определяются пеленги и дальности от очередной запрограммированной точки в последующую. Данные для проверки ПНС непосредственно измеряются на карте навигационным транспортиром и масштабной линейкой и лишь при наличии времени уточняются анали-тическим расчетом по формулам, решаемым данным НК. Такая методика позволяет обна-руживать не только погрешности работы вычислительного устройства, но и ошибки при составлении и вводе программы.

Программирование маршрута полета и ввод программы полета в ПНС

4.44. Программа полета представляет собой совокупность исходной навигационной информации, вводимой в ПНС, которая определяет траекторию предстоящего полета и характер выполняемого задания. Программа полета устанавливает порядок автоматизи-рованной навигации и работу экипажа в полете. Программа полета включает три группы информации: оперативную, неоперативную и постоянную. К о п е р а т и в н о й информации относятся все исходные данные, меняющиеся при каждом изменении маршрута. Она включает: – геодезические или ортодромические координаты опорных точек маршрута; – данные о расположении и характере работы радионавигационных систем коррекции; – угловые поправки и признаки, определяющие порядок использования в полете при-

цельного и разведывательного оборудования ЛА; – данные о характере цели и положении ВТП; – характеристики сбрасываемых средств поражения (грузов); – данные об основном и запасных аэродромах посадки. К н е о п е р а т и в н о й информации относятся значения параметров, входящих в ПНС устройств. Эта информация изменяется только в случае замены датчиков навигаци-онной информации на ЛА. К неоперативной информации относятся: – поправочные коэффициенты (задержки), установочные углы датчиков навигационной

информации и прицельного (разведывательного) оборудования, обеспечивающие ра-боту отдельных подсистем и устройств;

– признаки наличия на борту ЛА конкретного типа разведывательного и другого обо-рудования.

Постоянная информация включает: различные константы, характеризующие работу от-дельных подсистем и устройств, азимуты опорных ориентиров для выставки курса, на-правление ВПП и другие признаки. При программировании маршрута полета необходимо учитывать конструктивные осо-бенности конкретной ПНС, объем данных, вводимых в программное устройство до выле-та, возможность изменения программы в полете и др. Нумерацию ППМ (ТИМ), ориентиров коррекции и наземных станций радионавигацион-ных систем следует устанавливать в соответствии с планируемой последовательностью их использования даже в тех случаях, когда данная ПНС обеспечивает вывод ЛА в запро-граммированные точки в произвольном порядке. Если ПНС позволяет использовать в ка-честве ППМ (ТИМ) наземные станций радионавигационных систем и такое использова-ние предусматривается маршрутом полета, указанные точки исключаются из нумерации ППМ (ТИМ). Возможность ввода в полете координат даже одной оперативной точки (ППМ, ТИМ, цели) существенно увеличивает количество этапов автоматизированного полета по срав-нению с предусмотренным программой. Если количество этапов маршрута превышает возможное для программирования, при подготовке к полету с такими ПНС целесообраз-

но некоторые ППМ (ТИМ) программировать в полете как оперативные, но не допускать случаев, при которых указанные точки следуют одна за другой.

4.45. Программируемые величины, подлежащие вводу в ПНС, заносятся в специ-

альные бланки исходных данных. Такие бланки разрабатываются применительно к каж-дой конкретной ПНС. Как правило, в бланки записываются исходные данные в той системе измерения, в кото-рой они были получены из различных источников (градусы, минуты, секунды, метры, ки-лометры и др.), и в той, в которой воспринимает эти данные программное устройство конкретной ПНС. Некоторые ПНС по своим конструктивным особенностям предусматривают ввод исход-ных данных в восьмеричной системе измерения с учетом коэффициента масштабирова-ния. С этой целью вводимое число предварительно делится на коэффициент масштабиро-вания, представляющий собой максимально возможное значение этого числа. В даль-нейшем полученная десятичная дробь преобразуется в восьмеричную, после чего каждая цифра этой дроби записывается трехзначным двоичным числом. Для сокращения времени таких вычислений целесообразно воспользоваться предвари-тельно рассчитанными таблицами (приложение 11), в которых приведены значения гра-дусов, минут и секунд в восьмеричном коде с учетом коэффициента масштабирования 180°. Выбранные из таблиц значения необходимо просуммировать, помня, что максимальной значащей цифрой восьмеричной системы счета является 7. С помощью других таблиц (приложение 12) достаточно быстро осуществляется перевод линейных мер в восьмеричный код с коэффициентом масштабирования 128 км.

4.46. Сокращение времени разработки программ полета может быть достигнуто

за счет применения электронно-вычислительной техники. С помощью ЭВМ возможна ав-томатизация процесса подготовки исходных данных, составления программы, ввода ее в ПНС, а также выполнение расчета полета и проверочных данных. Оперативная информация о маршруте полета для ЭВМ указывается либо условными номерами ППМ (ТИМ), ориентиров коррекции, целей, либо геодезическими или гауссо-выми координатами. Все исходные данные, вводимые в автоматизированию систему про-граммирования, по содержанию полностью аналогичны оперативной информации, под-готавливаемой для программирования вручную. После ввода исходной информации ЭВМ рассчитывает программу, проверочные дан-ные, формирует бланк исходных данных, записывает программу в ПНС, документирует результаты вычислений и контролирует правильность записи программы.

Проверка исправности ПНС

4.47. Проверка исправности ПНС заключается в контроле ее общей работоспо-собности и правильности решения навигационных и прицельных задач. Проверка произ-водится специалистами инженерно-авиационной службы совместно с летным составом в соответствии с требованиями инструкций по эксплуатации данного оборудования, инст-рукции (руководства) экипажу (летчику) по летной эксплуатации данного типа Л А. При ограниченных сроках подготовки к полету проверка ПНС может выполняться толь-ко специалистами инженерно-авиационной службы, а на промежуточных аэродромах при перелетах — только летным экипажем.

4.48. Контроль правильности работы ПНС заключается в сравнении отработан-

ных ею данных с теми, которые были определены в процессе предварительной штурман-ской подготовки ПНС. Методика определения такого контроля зависит от конкретного

типа ПНС и устанавливается соответствующими инструкциями.

КОНТРОЛЬ ШТУРМАНСКОЙ ПОДГОТОВКИ К ПОЛЕТУ

4.49. Основная цель контроля штурманской подготовки к полету— исключить вы-пуск в полет неподготовленных экипажей, а также ЛА с неисправными ПНС или недоста-точным запасом топлива. Экипажи без контроля готовности к полету в штурманском от-ношении допускать к полету запрещается.

4.50. Готовность экипажа к полету в штурманском отношении определяется:

– знанием полетного задания и последовательности его выполнения (в соответствии со штурманским планом полета);

– наличием подготовленных полетных карт, штурманского плана полета и инженерно-штурманского расчета;

– знанием программы полета, введенной или вводимой в полете в ПНС; – наличием бортового журнала (во фронтовой и корабельной авиации — записей в на-коленном планшете), данных, необходимых для навигации, боевого применения, захода на посадку на основной и запасные аэродромы, а также личного штурманского снаряжения;

– знанием особенностей местности, основных ориентиров, средств РТО полетов, метео-рологических и орнитологических условий по маршруту, особенностей поиска цели (площадки десантирования, приземления) и выхода на нее, безопасных высот полета по участкам маршрута, в том числе и в районе цели, в зависимости от применяемых авиационных средств поражения;

– знанием обстановки по маршруту, в районе цели, государственной границы и порядка выполнения полета вблизи границы;

– знанием мер по обеспечению безопасности полета в штурманском отношении, 4.51. Контроль штурманской подготовки к полету осуществляют должностные лица

штурманской службы, определенные требованиями Наставления по штурманской службе авиации Вооруженных Сил РФ. Допуском к полету является подпись контролирующего штурмана в бортовом журнале

(во фронтовой авиации — в рабочей тетради штурмана, летчика), а при перелетах — в кон-трольном листе.

ПРЕДПОЛЕТНАЯ ШТУРМАНСКАЯ ПОДГОТОВКА К ПОЛЕТУ

4.52. Предполетная штурманская подготовка проводится для оценки последних дан-ных обстановки и метеорологических условий, уточнения порядка выполнения задания, правильности снаряжения авиационными средствами поражения и работы средств РТО полетов. Она включает предполетную штурманскую подготовку экипажа и подготовку ПНС.

4.53. В ходе предполетной штурманской подготовки каждый экипаж обязан:

– уяснить условия полета и уточненный порядок выполнения задания; – проверить правильность подвески авиационных средств поражения (размещение гру-за), установки замедления взрывателей и готовность специального оборудования;

– уточнить минимальную безопасную высоту применения авиационных средств пораже-ния.

4.54. Предполетная подготовка ПНС проводится специалистами инженерно-авиационной службы и летным составом. Она включает: – проверку исправности и правильности работы ПНС; – выставку курсовых и инерциальных навигационных систем; – установку исходных данных для полета, не введенных в процессе предварительной подготовки.

4.55. Предполетная выставка инерциальных навигационных систем в плоскость го-

ризонта осуществляется автоматически. При этом в ИНС используются два режима гори-зонтирования: радиальная и интегральная коррекция. Первый режим применяется при аэ-родромных полетах и необходимости срочного взлета. Продолжительность такой опера-ции 1-2 мин, точность горизонтирования — в пределах долей градуса. Режим интегральной коррекции используется при внеаэродромных полетах и полетах на боевое применение авиационных средств поражения. Его продолжительность 10-15 мин, точность горизонтирования — доли угловых минут.

4.56. Выставка инерциальных и курсовых систем в азимуте выполняется или авто-

номно по данным самих систем, или неавтономно по информации от внешних систем и средств, не входящих в состав ПНС. Основными способами автономной азимутальной выставки являются гирокомпасирова-ние и двойное гирокомпасирование. Продолжительность первого способа 15-20 мин, точ-ность определения курса 1-1,5°. Двойное гирокомпасирование обеспечивает точность вы-ставки в азимуте в пределах единиц угловых минут при временных затратах 40-60 мин. Неавтономная выставка ИНС и курсовых систем предусматривает определение стояноч-ного курса ЛА с помощью выставочного блока (теодолита); визирного устройства ЛА; отвесов из реперных точек, закрепляющих продольную ось ЛА на фюзеляже; установкой шасси ЛА на точки, отмаркированные на стоянке; топопривязчика; магнитного датчика, входящего в состав инерциальных и курсовых систем. При этом допустимая погрешность определения стояночного курса σКсл может быть определена по формуле

где σψ — средняя квадратическая ошибка выдачи курса инерциальной (курсовой)

системой. Для ИНС величина σψ составляет 30—40′, для курсовых систем σψвыд=1,5 – 2° . Поэтому определение стояночного курса должно быть выполнено с точностью не хуже 10—13′ для инерциальных и 30—40′ для курсовых систем. Определение стояночного курса с помощью теодолита состоит в вычислении курсового угла q какого-либо ориентира, истинный азимут которого Аор от точки стояния ЛА изме-рен заранее (рис. 4.8). Стояночный курс при этом определяется по формуле

qАорст −=ψ (4.10)

Этот способ требует точной установки ЛА над точкой, от которой измеряется азимут ориентира. Допустимая линейная погрешность отклонения проекции основания теодолита от такой точки lдоп, м, вычисляется по формуле

слдоп КD1,0l σ=

Таблица 4.5

Допустимые линейные отклонения lдоп, м

Дальность до ориентира, км σКсл, угло-вые минуты 1 2 3 5 10

5 0,5 1 1.5 2,5 5

10 1 2 3 5 10 15 1,5 3 4,5 7,5 15

30 3 б 9 15 30

Определение стояночного курса может быть выполнено с помощью визирного устрой-ства (прицела) ЛА. Сущность способа состоит в том, что ЛА устанавливается на марки-рованную точку (МТ), затем с помощью прицела измеряется курсовой угол ориентира, находящийся в поле зрения прицела (рис. 4.9). При этом измеренный истинный азимут ориентира может быть введен в программное устройство ПНС. Стояночный курс определяется по соотношению (4.10).

Сущность определения Кcт с помощью отвесов по реперным точкам (рис. 4.10) состоит в том, что из них опускаются отвесы

и измеряются отклонения l1 и l2 проекции реперных точек от маркированной линии. При известной базе между реперными точками lб угловое смещение Δ ЛА относительно мар-кированной линии с известным азимутом А будет определено по формуле

Стояночный курс рассчитывается по формуле

Способ определения стояночного курса путем установки шасси ЛА на маркированные точки основан на измерении угла q между его продольной осью и линией, отмаркирован-ной

на стоянке (рис. 4.11). Истинный азимут этой линии Ал измеряется заранее. Для повы-шения точности измерения угла q на продолжении линии целесообразно выставлять веху. Угол q измеряется теодолитом, установленным на подвижной тележке, которая передви-гается вдоль ориентирной линии до пересечения линии визирования теодолита с про-дольной осью ЛА. Стояночный курс ЛА вычисляется по формуле

Сущность способа определения ψст с помощью топопривязчика показана на рис. 4.12. На площадке подготовки осуществляется определение истинного азимута оси топопри-вязчика Ат, который стабилизируется его курсовым прибором. С помощью визирного устройства топопривязчика измеряется угол q на продольную ось топопривязчика. Стоя-ночный курс ЛА определяется по формуле

Наиболее простым и быстрым способом является выставка инерциальных и курсовых систем в азимуте по магнитному датчику. В основе способа лежит соотношение

Для повышения точности такой выставки необходимы тщательное выполнение девиа-ционных работ и периодическое определение фактического магнитного склонения на каждой стоянке ЛА топогеодезическими методами. Точностные и временные показатели перечисленных способов азимутальной выставки курсовых и инерциальных систем приведены в табл. 4.6.

Таблица 4.6 Точностные и временные выставки курсовых и инерциальных систем

Способ азимутальной выставки Датчик курса

Точность выставки

(σ, угловые минуты)

Время выстав-ки, мин

Гирокомпасирование ИНС 60-90 15-30 Двойное гирокомпасирование

ИНС 10-15 40-60

С помощью теодолита ИНС, КС 3-5 8-10 С помощью прицела ЛА ИНС, КС 4-6 3-5

С помощью отвесов по реперным точкам ИНС, КС 8-12 4-5

Установкой шасси самолета ИНС, КС 35-40 8-10

С помощью топопривязчика ИНС, КС 7-8 5-7

По магнитному датчику ИНС, КС 60-90 1-2 4.57. Выбор способа азимутальной выставки инерциальных и курсовых систем зависит от типа ЛА, времени суток, метеорологических условий, наличия оборудования, необхо-димого для выполнения работ, располагаемого времени и других факторов. Применение всех способов возможно лишь при тщательной организации и выполнении топогеодезических работ и измерений на аэродроме.

4.58. Штурманская подготовка к полету на самолетах без ПНС проводится в со-

ответствии со ст. 4.3, 4.5—4.9, 4.11, 4.12, 4.14—4.24, 4.39—4.42, 4.50, 4.51, 4.53 данного Руководства.

Глава V. ОБЩИЕ ПРАВИЛА И ПОРЯДОК ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

ПОРЯДОК ВЫПОЛНЕНИЯ МАРШРУТНОГО ПОЛЕТА

5.1. Маршрутный полет одиночного ЛА или группы ЛА выполняется в определен-ном порядке, который заключается в последовательном выполнении экипажами комплек-са работ по этапам полета в соответствии с произведенным расчетом и намеченным штурманским планом полета. Для успешного выполнения полета экипаж должен знать и твердо соблюдать следующие правила навигации: – непрерывно контролировать режим полета (курс, скорость, высоту и время); – сохранять ориентировку в течение всего полета, используя для этого технические и радиотехнические средства, визуальную ориентировку, а также приближенные расче-ты в уме;

– постоянно осуществлять контроль пути по дальности и направлению и при необходи-мости производить исправления;

– в процессе всего полета комплексно использовать технические и радиотехнические средства навигации и вести визуальную ориентировку.

5.2. Этапами полета по маршруту являются:

– взлет ЛА и выход на исходный пункт маршрута (ИПМ); – выход на линию заданного пути (ЛЗП), полет к цели, точке пуска ракеты или выбро-ски (высадки) десанта;

– выход на цель, точку пуска ракеты или десантирования; – выход на исходный пункт обратного маршрута (ИПОМ) и полет по линии обратного пути;

– выход на конечный пункт маршрута (КПМ) и аэродром посадки; – построение маневра для захода на посадку.

Помимо этого, выполнение маршрутного полета может включать этапы маневриро-вания: при преодолении противодействия средств ПВО противника; для выхода на цель в заданное (расчетное) время; точного прибытия в точку встречи с танкером для дозаправ-ки топливом в полете и другие этапы. В целях повышения эффективности преодоления противодействия средств ПВО противника на малых и предельно малых высотах может использоваться маловысотный комплекс. Кроме того, при выполнении групповых поле-тов после взлета ЛА необходимо произвести построение заданного боевого порядка, а после выполнения задания — роспуск боевого порядка для захода ЛА на посадку.

5.3. При длительных полетах по маршруту даже при точном выдерживании режима

полета ЛА может уклониться от линии заданного пути вследствие ошибок счисления пу-ти в ПНС, ошибок датчиков-корректоров счисленных координат места ЛА, изменения ветра и ошибок в расчете навигационных элементов полета.

Определение навигационных элементов для выполнения основной задачи полета на последнем участке маршрута перед выходом в район цели (пуска ракет) производится не-посредственно по самой цели или вынесенной точке прицеливания.

ВЫХОД НА ИСХОДНЫЙ ПУНКТ МАРШРУТА И ЛИНИЮ ЗАДАННОГО ПУТИ

5.4. Выход на исходный пункт маршрута, если за ИПМ не принимается аэро-дром взлета, может осуществляться в зависимости от навигационной обстановки полета следующими способами: – с помощью ПНС; – по земным ориентирам; – по курсу, рассчитанному перед полетом; – по радионавигационной точке, установленной в ИПМ или на аэродроме взлета.

Выход на ИПМ должен выполняться на заданной высоте наиболее простым спосо-бом, обеспечивающим проход ИПМ с наименьшими уклонениями, с курсом, близким к путевому углу первого участка маршрута, и построение боевого порядка.

Для вывода ЛА на ИПМ заранее намечается маневр, который строится с учетом на-вигационной обстановки и условий полета (направления взлета, высоты полета, удаления ИПМ и др.). При разработке схемы маневра необходимо стремиться к тому, чтобы коли-чество разворотов было минимальным, а моменты выхода в точки начала разворотов могли быть проконтролированы визуально или с помощью радиотехнических средств на-вигации.

При возможности маневр для выхода на ИПМ целесообразно программировать в ПНС для выполнения автоматизированного вождения ЛА на этом этапе. В случае огра-ничений ПНС по количеству программируемых ППМ, а также на ЛА без ПНС маневр для выхода на ИПМ выполняется в ручном режиме управления ЛА при комплексном исполь-зовании технических и радиотехнических средств навигации, а при видимости земли, кроме того, визуальной ориентировкой.

В качестве ИПМ целесообразно выбирать радиолокационные ориентиры или радио-навигационные точки, вследствие чего повышается надежность выхода на ИПМ в раз-личных условиях полета как днем, так и ночью. При необходимости до ИПМ могут производиться проверка средств и систем навигации, измерение и уточнение ветра, коррекция курсовой системы. В момент прохода ИПМ фиксируется время.

5.5. После прохода ИПМ начинается процесс вождения ЛА непосредственно по

заданному маршруту. Выход на ЛЗП является важнейшим этапом, обеспечивающим точ-ный полет по заданному маршруту. Действия экипажа по выводу ЛА на ЛЗП заключаются в определении курса следования и путевой скорости для правильного выполнения полета в заданном направлении и своевременного выхода на очередной ППМ.

К у р с о м с л е д о в а н и я (Ксл) называется такой курс, при выдерживании ко-торого фактический путевой угол равен заданному путевому углу.

В зависимости от навигационной обстановки и оборудования ЛА курс следования для полета по ЛЗП может быть определен с помощью ИНС, рассчитан по известному вет-ру, по результатам измерения угла сноса с помощью ДИСС или другими способами.

При отходе от ИПМ и ППМ следует особенно тщательно контролировать правиль-ность взятого направления полета.

5.6. На ЛА с ПНС после прохода ИПМ полет осуществляется в соответствии с

выбранным способом вывода ЛА в заданную точку: – по ЛЗП при маршрутном способе; – по ортодромии при путевом способе; – по радиодромии при курсовом способе.

Вывод ЛА на заданный курс осуществляется приведением управляющего параметра выбранного способа вывода ЛА в заданную точку к нулю при автоматическом, директор-

ном или ручном управлении полетом ЛА. Управляющим параметром маршрутного способа является боковое уклонение ЛА от

ЛЗП, путевого — путевой пеленг заданной точки, курсового — курсовой угол заданной точки.

При значении управляющего параметра, равном нулю, экипаж должен убедиться в правильности фактического направления полета. Определение фактического направления полета должно осуществляться с помощью всех курсовых приборов, имеющихся на борту ЛА, сличением пролетаемой местности с картой, пеленгацией РНТ, расположенных впе-реди по направлению полета или сзади, приближенным определением истинного курса путем глазомерной пеленгации Солнца днем или Полярной звезды ночью.

5.7. На ЛА без ПНС, а также при отказе ПНС применяются следующие способы вы-

хода на ЛЗП: – с курсом, рассчитанным по известному ветру; – подбором курса следования по створу ориентиров; подбором курса следования по ли-нейному ориентиру; подбором курса следования по боковому уклонению;

– подбором курса следования по радионавигационной точке. При наличии сведений о ветре на высоте полета до вылета курс следования может

быть рассчитан на земле. Этот способ может быть применен также для ЛА, не имеющих в составе экипажа штурмана.

Если ветер неизвестен и не было возможности измерить его в полете до ИПМ, от-ход от ИПМ производится с курсом, равным заданному путевому углу, а затем измеряется угол сноса. При наличии на борту ЛА доплеровского измерителя угол сноса следует оп-ределять по его показаниям. После определения угла сноса рассчитывается курс следования или поправка в курс по формулам:

где Кср — среднее значение курса при измерении угла сноса (α);

βз — заданный путевой угол. Если полет от ИПМ выполняется с набором высоты или снижением, курс следования

рассчитывается по ветру на средней высоте полета с обязательным уточнением его по ре-зультатам периодических промеров угла сноса. Повторные измерения угла сноса и уточ-нение курса следования производятся при изменении высоты полета на 2000—3000 м.

ВЫПОЛНЕНИЕ ПОЛЕТА НА ЭТАПАХ МАРШРУТА

5.8. При выполнении автоматизированного полета по маршруту работа экипажа за-ключается в определении навигационных элементов полета, в выборе датчиков навигационной информации и средств коррекции, выполнении коррекции счисленных координат и курса, контроле перехода на следующий этап полета, изменении программы полета, если это вызывается условиями обстановки и позволяют конструктивные осо-бенности ПНС. Задача по определению навигационных элементов полета с ПНС заключается в их вы-воде на индикацию экипажу. Выбор датчиков навигационной информации производится по следующим критериям:

– точность определения навигационных элементов полета; – надежность работы; – скрытность для противника.

5.9. При возможности выбора способа счисления пути необходимо помнить, что по

точности они располагаются в такой последовательности:

– инерциально-доплеровский с вычислением поправок к инерциальному счислению в за-висимости от времени полета;

– воздушно-доплеровский с определением и запоминанием составляющих вектора ветра; – воздушный с учетом запомненных составляющих вектора ветра; – инерциальный с учетом поправок в зависимости от времени полета; – воздушный без учета ветра; – инерциальный без учета поправок.

5.10. Коррекцию счисленных координат необходимо выполнять, когда погреш-

ности счисления пути превышают допустимые пределы, а точность определения текущих координат ЛА с помощью выбранного корректора выше, чем в результате счисления пути к данному моменту времени. При выборе средств коррекции предпочтение следует отдавать тем, которые обеспечи-

вают более высокую точность, а при равной точности — требующие меньшего объема работы экипажа. При полете над территорией противника необходимо ограничивать по времени использование бортовых средств коррекции, связанных с излучением электро-магнитной энергии. Дискретные коррекции счисленных координат целесообразно выполнять не чаще чем

через 80—100 км. Увеличение частоты коррекций не приводит к существенному повы-шению точности выдерживания ЛЗП, но увеличивает объем работы экипажа. Для повышения точности выхода на цель (аэродром посадки). Последнюю дискретную кор-рекцию следует выполнять на минимально возможном расстоянии до этих точек. Коррекция датчика курса выполняется в тех случаях, когда его погрешности превыша-

ют допустимые пределы. Для коррекции курса используются те измерители (астрономи-ческие, магнитные, радиолокационная коррекция), которые позволяют измерить курс в данный момент с более высокой точностью. Методика выполнения коррекций счисленных координат и курса зависит от конструк-

тивных особенностей ПНС и определяется соответствующими инструкциями и методиче-скими пособиями конкретных типов ЛА.

5.11. При автоматизированном выполнении полета по заранее запрограммиро-

ванному маршруту переход с одного этапа на другой осуществляется автоматически и экипаж должен лишь контролировать своевременность смены ППМ (если в программу заложены координаты ТИМ). ЛА выводится в разворот над ППМ, то есть на дальности до ТИМ, равной линейному упреждению разворота:

где R — радиус разворота самолета при максимальном значении крена, конструктивно

заложенном в САУ (30— 20°); УР — угол разворота.

Если ППМ программируется с признаками РО, ВО, РЦ или ВЦ, смена ППМ в этом слу-чае производится принудительно экипажем путем нажатия соответствующей кнопки-лампы ППМ на дальности до ППМ, равной нулю.

5.12. Для точного выполнения полета по заданному маршруту экипаж после выхода

на ЛЗП должен непрерывно вести контроль на всех этапах маршрута, что позволит свое-временно обнаружить уклонение ЛА от ЛЗП и внести необходимые исправления в режим полета для точного следования по заданному маршруту и точного выхода на контрольные ориентиры, ППМ и на цель (площадку десантирования) по месту и времени. Для этого экипаж в полете должен непрерывно вести визуальную и радиолокационную ориентиров-ку.

Для ведения визуальной ориентировки необходимо: – определить район вероятного местонахождения самолета; – на карте в пределах найденного района выбрать характерные ориентиры, которые мо-гут быть наиболее легко обнаружены при данных условиях полета;

– после обнаружения и распознавания выбранных ориентиров определить местонахож-дение самолета. Распознавание ориентиров переходом «от местности к карте» применяется в случаях

невозможности счисления пути, а также при полетах на больших высотах в условиях хо-рошей видимости ориентиров. Порядок ведения визуальной ориентировки справедлив и для радиолокационной ори-

ентировки, но в этом случае производится сравнение не карты с пролетаемой местно-стью, а карты с радиолокационным изображением местности на экране БРЛС. При ведении ориентировки необходимо соблюдать следующие правила:

– каждому определению места самолета должно предшествовать счисление пути; – ввиду ограниченного времени на распознавание следует ожидать появления ориентира в пределах видимости, заранее определяя, какой ориентир и с какого направления дол-жен появиться;

– опознавать сначала крупные, наиболее характерные ориентиры, а затем более мелкие; – опознавать ориентиры не по одному, а по нескольким признакам.

5.13. Уклонение от ЛЗП, а также неточный пролет по времени контрольных ори-

ентиров и ППМ ЛА с ПНС может произойти в результате: – погрешностей в снятии и вводе координат заданных точек маршрута полета в про-грамму ПНС;

– погрешностей счисления пути при длительном полете без коррекции счисленных ко-ординат;

– погрешностей в определении и выдерживании управляющего параметра при различ-ных способах вывода ЛА в заданную точку;

– погрешностей в «привязке», снятии и вводе геодезических координат в программу ПНС наземных радионавигационных станций, ориентиров коррекции, используемых для коррекции счисленных координат;

– влияния боковой составляющей вектора ветра при курсовом способе вывода ЛА в за-данную точку. При обнаружении уклонения ЛА от ЛЗП, превышающего допустимые пределы, необ-

ходимо: – проконтролировать точность ввода в программу ПНС геодезических координат задан-ной точки и радионавигационных станций (если конструкция ПНС обеспечивает вы-полнение данной операции);

– выполнить внеочередную коррекцию счисленных координат с помощью средств, обес-печивающих наиболее высокую точность в данных условиях;

– вывести ЛА на ЛЗП, используя ручной режим управления, по командам с земли или вводом поправки в курс. Если перечисленные меры не обеспечивают необходимой точности выдерживания

ЛЗП, следует перейти к неавтоматизированному вождению ЛА по маршруту при ком-плексном использовании всего бортового навигационного оборудования.

5.14. На ЛА без ПНС, а также при частичном или полном отказе ПНС выдержи-

вание ЛЗП на участке маршрута полета достигается точным определением навигацион-ных элементов полета и путем периодического контроля пути. Навигационные элементы полета могут быть определены следующим образом:

– в о з д у ш н а я с к о р о с т ь полета — использованием аэродинамических при-

боров (указателей скорости, комбинированных указателей скорости, централи скоро-сти и высоты);

– к у р с — с помощью различных инерциальных навигационных систем (ИНС), инер-циальных курсовертикалей (ИКВ), систем курс — вертикаль (СКВ), курсовых систем (КС), дистанционных гиромагнитных компасов (ДГМК), гиромагнитных компасов (ГМК), магнитных компасов (типа КИ), а также по небесным светилам;

– п у т е в а я с к о р о с т ь — с помощью доплеровского измерителя, базисным спо-собом (с использованием оптического прицела, бортовой РЛС или радиотехнических систем), на контрольном этапе по отметкам места самолета, синхронным способом (с использованием оптического прицела или БРЛС), расчетом по известному ветру, инер-циальным способом;

– п у т е в о й у г о л — по углу сноса и среднему курсу следования, по отметкам мес-та самолета на карте, расчетом по известному ветру и курсу следования;

– у г о л с н о с а — с помощью доплеровского измерителя, оптического визира или прицела, БРЛС, на контрольном этапе по отметкам места самолета на карте и среднему курсу, расчетом по известному ветру, барическим способом;

– в е т е р — по путевой скорости и углу сноса (измеренными на одном курсе), по двум углам сноса (измеренным на двух курсах, отличающихся один от другого на 30—60°), по двум путевым скоростям (измеренным на двух курсах), способом штилевой синхро-низации или автосинхронным способом с помощью оптических прицелов, по коорди-натным разностям с помощью автоматических навигационных устройств счисления пути, барическим способом по двум составляющим, с помощью карт барической топо-графии. Контроль пути должен проводиться способами, предусмотренными штурманским пла-

ном полета, с использованием всех имеющихся в распоряжении экипажа средств навига-ции. Контроль пути на разных этапах полета может осуществляться следующими способа-

ми: – по направлению; – по дальности; – полного контроля.

5.15. Контроль пути по направлению заключается в определении фактического на-

правления полета и установлении величины бокового уклонения ЛА от ЛЗП. При этом экипаж сравнивает фактический путевой угол с заданным путевым углом и таким образом определяет наличие или отсутствие бокового уклонения (БУ). Особенно внимательно контроль пути по направлению должен осуществляться сразу же при отходе от аэродрома взлета, ИПМ, ППМ и цели, так как несвоевременное обнаружение ошибок в курсе, час-тичного или полного отказа датчиков курса и курсовых приборов, ошибок в расчетах кур-са, путевого угла, ошибок в записи может привести к потере ориентировки. Чтобы гарантировать исключение грубых ошибок в направлении полета при отходе от

аэродрома взлета, ИПМ, ППМ и цели независимо от применяемых средств навигации, необходимо: – в момент отхода сличением показаний всех курсовых приборов убедиться в правиль-ности взятого курса, при этом необходимо проконтролировать не только взятый курс, но и угол разворота ЛА на новый курс следования;

– проверить взятое направление по наземным ориентирам при их визуальной видимости, радиолокационным ориентирам, радиокомпасу, небесным светилам. В процессе полета экипаж не должен допускать произвольного изменения курса, так

как это может привести к значительным уклонениям от ЛЗП и усложнить ведение кон-троля пути.

В зависимости от условий полета контроль пути по направлению может выполняться следующими способами: – по линейным ориентирам, идущим параллельно ЛЗП. Осуществляется определением уклонения ЛА от данного линейного ориентира;

– по последовательным отметкам местоположения ЛА. Заключается в том, что экипаж, сличая карту с пролетаемой местностью, определяет свое фактическое местоположе-ние и оценивает величину ЛБУ от ЛЗП;

– по результатам периодических измерений угла сноса. Заключается в расчете фактиче-ского путевого угла по известному среднему курсу следования и измеренному углу сноса и в сравнении полученного значения ФПУ с ЗПУ:

– по боковому уклонению от ЛЗП. Заключается в определении местоположения ЛА ви-зуально или с помощью БРЛС и в оценке величины БУ ЛФП от ЛЗП;

– по пеленгам РНТ, расположенных в створе ЛЗП. Проложенная на карте линия поло-жения дает возможность определить величину ЛБУ как расстояния от ЛЗП до проложенной линии положения.

5.16. Контроль пути по дальности состоит в определении пройденного или оставше-

гося до цели (контрольного ориентира, ППМ) расстояния для обеспечения точного выхо-да Л А на нее по времени. Точный выход на цель по времени обеспечивается взлетом в расчетное время, строгим

выдерживанием потребной скорости полета и при необходимости выполнением специ-ального маневра для погашения избытка или нагона недостатка времени. Данный маневр обычно предусматривается перед полетом. В зависимости от навигационной обстановки и оборудования ЛА контроль пути по

дальности может быть выполнен следующими способами: – по отметкам местоположения ЛА, определяемым с помощью ПНС, систем и средств навигации, не входящих в состав ПНС, или визуально по земным ориентирам. Разно-видностью этого способа является контроль пути по характерному линейному ориен-тиру, перпендикулярному к ЛЗП. Заключается в определении пройденного ЛА рас-стояния от последней отметки местоположения, счислением пройденного ЛА расстоя-ния по путевой скорости и времени полета;

– по пеленгам боковых РНТ. Заключается в прокладке линий положения, пересекаю-щихся под углом 30-150°, на карте, определении местоположения ЛА и расчете пройденного или оставшегося расстояния.

5.17. Полный контроль пути заключается в определении фактического местополо-

жения ЛА всеми доступными способами для точного выхода на цель (контрольный ори-ентир, ППМ) по месту и времени. Место ЛА, определенное с помощью ПНС или других систем и средств навигации, а

также визуально, дает возможность судить о положении ЛА в данный момент времени. По нескольким отметкам места ЛА на карте экипаж может определить фактическую путе-вую скорость, фактический путевой угол, боковое уклонение, фактический угол сноса. При использовании ПНС все эти параметры рассчитываются автоматически и выдаются экипажу на индикацию. Полный контроль пути является основным видом контроля, который одновременно

объединяет контроль пути по направлению и по дальности. В зависимости от условий полета, оборудования ЛА, наличия по маршруту РТС кон-

троль пути может выполняться следующими способами: – с помощью ПНС;

– визуальной ориентировкой; – прокладкой пути от последней отметки места ЛА по пройденному расстоянию и на-правлению полета;

– получением места ЛА с земли по данным РЛС; – отметкой момента пролета РНТ; – прокладкой на карте двух и более пересекающихся линий положения; – по ориентирам на экране бортовой РЛС.

5.18. При полете в составе группы экипажи ведомых ЛА должны вести контроль

пути наравне с ведущим. Экипаж ведущего ЛА при полете группой должен информировать ведомых о пролете

контрольных ориентиров и при необходимости сообщать им значения навигационных элементов полета. Периодически он может запрашивать ведомых о местонахождении группы в целях их контроля или получения более точного местоположения ЛА, если у ведомого экипажа есть средства, позволяющие производить более точные определения. Если требуется размыкание группы по условиям обстановки, ведущий одновременно с

командой на размыкание должен сообщить ведомым местонахождение группы в момент начала размыкания.

5.19. Контроль пути является одним из важнейших условий точности выполнения

полета по заданному маршруту. Способы контроля пути в полете целесообразно приме-нять не изолированно один от другого, а в комплексе. При определении местоположения ЛА каким-либо способом необходимо проверять достоверность данных другими спосо-бами. Выбирая способы контроля пути, необходимо учитывать не только возможность, но и

целесообразность их применения. Предпочтение следует отдавать тем способам, которые дают большую точность контроля пути и наиболее надежно отработаны экипажем.

5.20. Если экипаж в полете в результате контроля пути обнаружил уклонение ЛА

от ЛЗП или несвоевременность в выходе на цель (контрольный ориентир, ППМ), необхо-димо исправить путь. Исправление пути осуществляется внесением поправок в курс следования, расчетом

нового курса следования по новому значению ЗПУ, внесением поправок в скорость поле-та в зависимости от обнаруженного уклонения от ЛЗП. Исправление пути осуществляется по направлению и по дальности.

5.21. Исправление пути по направлению заключается в изменении курса следова-

ния с таким расчетом, чтобы выйти на контрольный ориентир, ППМ, следуя по заданной или вновь намеченной линии пути. Исправление пути по направлению производится в том случае, когда величина уклоне-

ния превышает возможные ошибки применяемого способа контроля пути. В зависимости от величины уклонения и сложившейся обстановки исправление пути

выполняют выходом на контрольный ориентир (КО) или очередной ППМ. Если в полете обнаружено уклонение ЛА от ЛЗП у контрольного ориентира, исправле-

ние пути можно произвести выходом непосредственно на данный КО (рис. 5.1). Расчет курса следования для полета по ЛЗП после выхода на КО производится по формулам:

Исправление пути по направлению выходом на очередной ППМ осуществляют расче-

том и внесением поправки в курс. Величина поправки зависит от величины бокового ук-лонения, пройденного и оставшегося расстояний.

Она равна сумме бокового уклонения в градусах (БУ°) и дополнительной поправки

(ДП°) за оставшийся путь (рис. 5.2):

При расчете поправки в курс вместо пройденного и оставшегося расстояния можно

брать пройденное и оставшееся время. Величина бокового уклонения и дополнительной поправки в курс может быть рассчи-

тана на навигационной линейке или определена глазомерно с помощью следующего пра-вила: – если оставшееся расстояние равно пройденному, поправка в курс равна 2 БУ (в граду-сах);

– если оставшееся расстояние в 2 раза меньше пройденного, поправка в курс равна 3 БУ (в градусах);

– если оставшееся расстояние в 2—3 раза больше пройденного, поправка в курс равна 1,5 БУ (в градусах). Курс следования с точки уклонения от ЛЗП на очередной ППМ можно определить по

формуле Ксл = Кр — ПК˚

Знак поправки в курс всегда противоположен знаку уклонения ЛА от ЛЗП. После выхода на КО или очередной ППМ при дальнейшем полете по ЛЗП дополни-

тельную поправку необходимо исключить из курса следования. 5.22. Исправление пути пересчетом курса по новому значению производится в

тех случаях, когда поправка в курс превышает 30°, а оставшееся расстояние велико. При этом необходимо: – нанести на карту место ЛА к моменту исправления курса;

– проложить новую линию пути на КО, очередной ППМ или цель; – определить новое значение ЗПУ и для него рассчитать или подобрать новый курс сле-дования. При выполнении полета с ПНС в автоматическом или ди-ректорном режиме управле-

ния ЛА и обнаружении большого бокового уклонения от ЛЗП экипажу необходимо вы-полнить коррекцию счисленных координат места ЛА. После этого в ПНС будет рассчитан и выдан на индикацию новый курс следования в заданную запрограммированную точку маршрута полета. Экипажу надо проконтролировать разворот ЛА на новый курс следова-ния и точность выхода на новую ЛЗП в автоматическом режиме управления ЛА или вы-полнить разворот на новый курс следования при директорном управлении.

5.23. Исправление пути по дальности (маневрирование для выхода на цель в за-

данное время) осуществляется в целях выхода ЛА на объект удара (КО, ППМ) точно в за-данное время. Выход на цель (ППМ) в заданное время обеспечивается точным расчетом полета, точ-

ным временем взлета, строгим соблюдением заданного режима, проходом КО в установ-ленное время, точным контролем и исправлением пути. В случае выявления несвоевременного выхода на цель (ППМ) выполняется соответст-

вующий перерасчет для погашения избытка времени или нагона его недостатка. Ошибки во времени, выхода на цель (ППМ) экипаж выявляет сравнением фактического времени выхода на КО с заданным. По результатам контроля пути по дальности экипаж выполняет соответствующий маневр для ликвидации ошибки, который, как правило, должен быть закончен до начала боевого пути (пункта боевого расхождения). Маневр для обеспечения точного выхода экипажей на цель По времени рассчитывается

штурманом экипажа (ведущим группы) или может задаваться с пунктов управления. В настоящее время могут использоваться следующие способы маневрирования для вы-

хода на цель в заданное время: – изменение скорости полета; – изменение длины маршрута; – отворот от маршрута полета на заданный угол; – погашение избытка времени на незамкнутой петле; – погашение избытка времени на замкнутой петле.

5.24. Выход на цель (ППМ) в заданное время изменением скорости полета чаще

применяется на ЛА с большим диапазоном возможных скоростей. Минимальное расстояние, которое позволяет ликвидировать опоздание или ранний

выход на цель (ППМ), рассчитывается по формуле

,max

21min t

VVVS ∆

∆=

где V1 – скорость полета по маршруту; V2 – максимально (минимально) возможная скорость полета для выхода на цель

(ППМ) при опоздании (раннем выходе); ΔVmax – максимальная величина изменения скорости; Δt – ошибка во времени выхода на цель (ППМ).

Величина минимального расстояния рассчитывается заблаговременно и необходима экипажу в воздухе, чтобы оценить возможность использования данного способа манев-рирования для выхода на цель (ППМ) в заданное время. При известных значениях ошибки в выходе на цель (ППМ) и длине участка маневри-

рования рассчитываются скорость полета при маневрировании Vз продолжительность ма-неврирования:

При известном значении ошибки в выходе на цель (ППМ) и заданной скорости полета

при маневрировании рассчитываются продолжительность и длина участка маневрирова-ния:

Для приближенных расчетов без учета времени разгона и торможения могут использо-

ваться следующие формульные зависимости:

∆−=

;

ttSV

ttt

ман

∆−

−∆

.13

tVV

VVS

VVtVt

ман

или ;2

манttVV ∆

=∆

Если в ПНС осуществлена индикация оставшегося времени полета до цели (ППМ), ма-неврирование сводится к такому изменению скорости полета, при которой сумма текуще-го и оставшегося времени станет равна заданному времени выхода на цель (ППМ).

5.25. Маневрирование изменением длины маршрута обеспечивает как нагон, так и

погашение избытка времени выхода на цель (ППМ). Такое маневрирование целесообраз-но применять на ЛА без ПНС, когда имеется излом ЛЗП на угол порядка 50—90°, а ха-рактер задания допускает изменение направления захода на цель (ППМ). При подготовке к полету на карте намечаются контрольный ориентир А (рис. 5.3) так,

чтобы полетом на цель (С) непосредственно от ориентира А можно было ликвидировать максимально возможное опоздание во времени выхода на цель, то есть чтобы

Затем на участке маршрута АВ и его продолжении определяются точки разворота в за-

висимости от величины опоздания или раннего выхода на цель (на рис. 5.3 точка B1 — при опоздании, точка В2 — при раннем выходе). Порядок определения точек разворота следующий:

полученные точки соединяются с точкой С (с целью) прямыми линиями, которые не-

обходимо разделить пополам (точки K1 и К2);

из точек К1 и К2 восстанавливаются перпендикуляры до пересечения с ЛЗП (АВ). Полученные точки В1 и В2 и являются точками разворота на цель соответственно при

опоздании по времени выхода на Δt1 или при раннем выходе на Δt2. Таким же образом в процессе подготовки к полету можно определить точки разворота

на цель Bi для дискретных значений раннего выхода и при опоздании (например, через 10 с).

На карту наносятся полученные точки разворота на цель и прокладываются новые

ЛЗП, для которых определяется новый курс следования. Для удобства пользования у каж-дой новой ЛЗП целесообразно подписать интервал времени, который можно погасить или нагнать при полете по ЛЗП, и сделать обычную разметку маршрута. В полете разво-рот выполняется над той точкой, фактическое время выхода в которую совпало с расчет-ным. Использование двух масштабных линеек позволяет значительно упростить расчеты по

определению точек разворота на цель. В этом случае последовательность расчетов будет такой (рис. 5.4): – измеряется длина пути по маршруту ABC; – по скорости полета V1 и определенной ошибке выхода на цель по времени рассчитыва-ется путь, проходимый ЛА за это время (S = V1Δti);

– одна из линеек (I) нулевым делением шкалы накладывается на ориентир А и направля-ется вдоль линии АВ;

– вторая линейка (II) делением, соответствующим расстоянию S1 + S2 ± V1Δti (знак «плюс» берется для случаев избытка, а знак «минус» — для случаев недостатка време-ни), совмещается с целью и поворачивается относительно цели до тех пор, пока в точ-ке пересечения шкал обеих линеек не совпадут одинаковые отсчеты (105 км на рис. 5.4). Полученная точка В3 и будет точкой разворота на цель для пчятой в расчет ошибки

выхода на цель по времени (Δti).

Точки разворота на цель (Вi) определены без учета радиуса разворота ЛА.

5.26. Для погашения избытка времени отворотом от маршрута полета на заданный угол величина заданного угла для выполнения предварительных расчетов обычно берется равной 60 или 45°. При использовании данного способа маневрирования необходимо (рис. 5.5);

– определив величину избытка времени Δt, выполнить в расчетной точке отворот от мар-шрута полета на угол 60° (45°) и в момент его окончания пустить секундомер;

– следовать с новым курсом в течение времени t1, которое рассчитывается для возмож-ных избытков времени до вылета;

– по истечении времени t1 произвести разворот на 120° (90°) в обратную сторону и, за-кончив его, снова пустить секундомер;

– через время t1 полета выполнить разворот на 60° (45°) и выйти на ЛЗП. Параметры маневра могут быть рассчитаны по формульным зависимостям, приведен-

ным в табл. 5.1.

Таблица 5.1

Формульные зависимости расчета маневра для погашения из-бытка времени

Угол отворота Параметр ма-невра 60° 45°

t1 Sман SБУ

Δt – 0,11t360 (Δt + 0,45t360)V1 (0,87 Δt

+ 0,062t360) V1

1,7 Δt — 0,085t360 (2,4 Δt + 0,33t360)V1

(1,21 Δt + 0,031t360)V1

Время t1 без учета ветра может быть определено по графику (рис. 5.6). 5.27. Погашение избытка времени на незамкнутой петле производится в случаях, ко-

гда перед выходом на очередной этап маршрута предстоит выполнить разворот на угол более 90° и избыток времени превышает время разворота на 180° (рис. 5.7). Данный спо-

соб маневрирования является также частным случаем погашения избытка времени отво-ротом от маршрута полета на заданный угол, когда его величина равна 90°. Порядок выполнения маневра следующий:

– при подходе к началу петли определить избыток времени; – в момент прохода начала петли пустить секундомер; – следовать с курсом, соответствующим прямолинейному участку петли, в течение вре-мени

где Δt — избыток времени;

t180 — время разворота на 180˚; – по истечении времени t1 выполнить разворот на 180˚ с установленным режимом и вый-ти на ЛЗП;

– в момент прохода траверза начала петли остановить секундомер и, сравнив время по-лета на петле с избытком времени, убедиться в правильности его погашения.

При погашении избытка времени отворотом от маршрута полета на 90° параметры ма-

невра могут быть рассчитаны по следующим формулам: – время полета на прямолинейном участке

– продвижение ЛА по маршруту за время выполнения маневра

– максимальное боковое уклонение от ЛЗП

5.28. Погашение избытка времени на замкнутой петле применяется в том случае, ко-

гда избыток времени значительно превышает время разворота на 360° с заданным режи-мом полета. Петля, как правило, располагается вдоль участка маршрута полета (рис. 5.8). Порядок погашения избытка времени следующий:

– определив величину избытка времени Δt, выполнить у характерного ориентира разво-рот на 180° с заданным режимом полета;

– в конце разворота пустить секундомер и следовать с новым курсом в течение времени t1, которое рассчитывается по формуле:

– по истечении времени t1 развернуться на обратный курс, выйти на ЛЗП и продолжать полет в прежнем направлении;

– при повторном проходе выбранного характерного ориентира остановить секундомер и, сравнив время полета на петле с избытком времени, убедиться в правильности его по-гашения.

5.29. Предварительные расчеты на исправление пути по дальности выполняются для

штилевых условий, так как учет влияния ветра требует довольно громоздких расчетов и не всегда приводит к существенному увеличению точности. Поэтому после окончания маневра целесообразно выполнить контроль и при необходимости исправление пути по дальности и направлению. При погашении избытка времени на незамкнутой или замкнутой петле влияние ветра

можно учесть. Для этого необходимо произвести расчет времени полета U по следующей формуле:

где W — путевая скорость полета на втором прямолинейном участке петли (на ЛЗП);

tур — время разворота на 180° для незамкнутой петли и на 360° для замкнутой пет-ли.

Для определения времени t1 целесообразно использовать номограмму (рис. 5.9).

5.30. В групповом полете при исправлении пути по дальности и направлению ве-

дущий группы не должен допускать резких изменений курса и скорости полета. Инфор-мировать ведомых о предстоящем изменении режима полета, о начале и окончании его изменения, о направлении и величине угла разворота.

СПОСОБЫ КОНТРОЛЯ ЗА РАБОТОЙ ПНС

5.31. Точность и надежность решения задачи автоматизированного полета ЛА по ЛЗП во многом определяются надежностью работы систем и средств, входящих в ПНС. Экипаж перед вылетом проверяет их работоспособность с помощью системы встроен-

ного контроля, контролирует правильность программирования полета, выставку курсо-вых приборов и сверяет их показания, определяет исправность отдельных систем и средств по системе кратковременного контроля, проверяет навигационную информацию на навигационных индикаторах и индикаторах тактической обстановки. После проверки программы органы управления ПНС устанавливаются в исходное положение. На ВПП перед взлетом экипаж проверяет соответствие показаний текущего курса раз-

личными курсовыми приборами курсу взлета и правильность параметров частной орто-дромии первого этапа маршрута полета. В полете осуществляется постоянный контроль за работоспособностью средств и сис-

тем ПНС с помощью системы встроенного контроля. В случае отказа или неисправности той или иной системы (средства) на табло отказов выдается соответствующий световой сигнал, по которому экипаж действует согласно инструкции или методическому пособию конкретного типа ЛА. Кроме того, в целях своевременного обнаружения грубых ошибок в работе ПНС или

отказа отдельных систем и средств автоматизированное вождение ЛА по маршруту поле-та в обязательном порядке должно контролироваться экипажем. В этом случае контроль работы ПНС осуществляется: – периодическим определением фактического путевого угла и сравнением его значения с заданным путевым углом;

– периодическим определением бокового уклонения от ЛЗП и пройденного или остав-шегося расстояния;

– периодическим определением фактического местоположения ЛА и сравнением его с координатами, полученными счислением пути в ПНС;

– периодическим сравнением фактических параметров вывода ЛА в заданную точку с расчетными;

– комплексным использованием всех систем и средств навигации, установленных на

борту ЛА. При обнаружении грубых ошибок в выдерживании заданного маршрута полета экипаж

принимает необходимые меры для их устранения.

ПРИМЕНЕНИЕ НАВИГАЦИОННОГО ОБОРУДОВАНИЯ ЛА ДЛЯ ВЫХОДА НА ЗАДАННЫЕ ЦЕЛИ И ПРИ ПЕРЕНАЦЕЛИВАНИИ

5.34. Выход ЛА на цель является наиболее ответственным этапом выполнения поле-та по заданному маршруту, от которого зависит выполнение поставленной задачи. Для точного вывода ЛА на цель по месту и времени необходимо использовать все системы и средства навигации, а также визуальную ориентировку. Направление и маневр выхода на цель должны обеспечивать надежное отыскание ее,

скрытый подход, наименьшую уязвимость ЛА от средств ПВО противника и высокую эффективность применения средств поражения. Выход ЛА на цель обеспечивается знанием точного местонахождения цели, точным

счислением пути, коррекцией счисленных координат места ЛА, ведением детальной ори-ентировки с помощью технических и радиотехнических средств или визуально, точным выдерживанием ЛЗП на последнем перед целью участке маршрута полета. В зависимости от характера цели, оперативно-тактической обстановки, условий поле-

та, обеспеченности района действий средствами РТО полетов, состава навигационного оборудования ЛА выход на цель может осуществляться следующими способами: – с помощью ПНС; – с помощью точных радиотехнических средств навигации; – полетом на радионавигационную точку, которой маркирована цель; – наведением с земли, корабля или самолета РЛД; – визуально по курсу и времени от контрольного ориентира; – сочетанием нескольких способов. Общим требованием к этим способам является необходимость выполнения атаки цели

с ходу. 5.35. Выход на цель с помощью ПНС осуществляется автоматизированно — поле-

том на цель как на запрограммированный ППМ (координаты цели могут быть введены в ПНС перед вылетом на земле или оперативно в полете). Действия экипажа по выходу на цель с помощью ПНС в полете зависят от конструк-

тивных особенностей конкретной ПНС и приводятся в соответствующих инструкциях и методических пособиях.

5.36. К радиотехническим средствам навигации, информация от которых может

быть использована на ЛА для выхода на цель, относятся угломерные, угломерно-дальномерные, разностно-дальномерные и спутниковые навигационные системы. Целе-сообразность и порядок применения радиотехнических систем в конкретных условиях об-становки определяются потребной точностью выдерживания ЛЗП, точностными характе-ристиками систем, дальностью их действия, надежностью, пропускной способностью, помехозащищенностью. Выход на цель с применением угломерной системы осуществляется полетом по линии

азимута от радионавигационной точки на цель или полетом на радиомаяк, расположен-ный в районе цели, активным или пассивным способом. У г л о м е р н о — д а л ь н о м е р н ы е системы (типа РСБН) обеспечивают выход

на цель по запрограммированному на земле маршруту, по линии азимута, по линии рав-ных расстояний или по заданной прямой, проходящей через цель.

Р а з н о с т н о — д а л ь н о м е р н ы е (типа РСДН) и спутниковые навигационные системы при выходе на цель используются в качестве датчиков-корректоров счисленных координат ЛА.

5.37. Наведение ЛА на цели с земли, корабля или самолета РЛД производится по

данным радиолокационных станций с пунктов управления: по крупномасштабным картам (1:200 000 и 1:500 000); с планшета наведения; по экранам индикаторов кругового обзора. Для этого на них предварительно наносится отметка заданной цели. Офицер боевого управления, обнаружив на экране отметку ЛА, передает экипажу курс

следования на цель. Задача экипажа — точно выполнять команды наведения и строго вы-держивать заданный режим полета. А в т о м а т и з и р о в а н н ы е системы обеспечивают наведение ЛА на цель с

передачей команд с земли в бортовую аппаратуру наведения и экипажу по линиям теле-кодовой связи. В счетно-решающие приборы автоматизированных систем наведения предварительно вводятся координаты цели. Вывод ЛА на цель с заданного направления выполняется методом «маневр», а по кратчайшему расстоянию — методом «погоня»

5.38. Для выхода на цель визуально по курсу и времени от контрольного ориентира

без использования ПНС на некотором расстоянии от цели выбирается хорошо видимый и легко опознаваемый с данной высоты полета ориентир, через который прокладывается линия пути на цель. Экипаж, выполняя полет, строит маршрут таким образом, чтобы пройти над контроль-

ным ориентиром с расчетным курсом на заданных высоте и скорости полета. В момент прохода КО включается секундомер и ведется детальная ориентировка при строгом вы-держивании установленного режима полета. При необходимости выполняется исправле-ние пути по дальности и направлению для точного выхода на цель по месту и времени.

5.39. Выход на цель с известными координатами осуществляется с учетом ее поло-

жения относительно ориентиров при сплошном просмотре местности. Если координаты цели неизвестны, но определен район, где она может находиться,

поиск цели осуществляется путем выполнения одного или нескольких заходов в пределах заданного района.

5.40. При выполнении полета по заданному маршруту может возникнуть необходи-

мость изменения запрограммированной очередности пролета ППМ, КО для выхода на новые объекты удара или при смене последними своего местоположения. Такое измене-ние полетного задания называется перенацеливанием. При этом возникает необходимость частичной или полной смены программы полета ПНС. Необходимость изменения про-граммного полета в воздухе может быть вызвана также опасными явлениями погоды по маршруту полета, изменением тактической обстановки, возможностью посадки на запас-ные аэродромы или авиационные участки дорог. При перенацеливании выход на заданные цели, как правило, осуществляется с помо-

щью ПНС. Для этого применяются следующие способы изменения запрограммированно-го маршрута полета: – полет в оперативные точки (ОПМ, ОПЦ); – полет на внеочередную цель (ТИМ, ППМ, аэродром); – параллельное смещение маршрута на некоторую величину; – отворот от маршрута с последующим выходом на ЛЗП. Если в ПНС предусмотрена возможность изменения координат запрограммированных

точек в полете или ввода в программное устройство оперативных точек, экипажу необхо-димо выполнить действия по уточнению программы полета и проконтролировать разво-

рот ЛА на новый курс следования для автоматизированного выхода в оперативную точку. При этом используется путевой способ вывода ЛА в заданную точку. Если в ПНС принят маршрутный способ вывода ЛА в заданную точку и не предусмот-

рен оперативный ввод координат цели в полете, перенацеливание осуществляется поле-том на внеочередную ТИМ или запрограммированный аэродром. Такой способ перенаце-ливания применяется, когда заданная цель находится внутри запрограммированного мар-шрута полета. При этом порядок работы экипажа следующий: – по известным координатам нанести цель на карту; – определить возможный порядок выхода на цель (разворот на цель выполнить при по-лете на очередной или внеочередной ППМ);

– определить точку разворота на цель (ТРЦ). На рис. 5.10 показаны три возможных варианта выхода на цель:

– вариант 1 — выход на запрограммированную цель (цель 1) полетом на внеочередную ТИМ;

– вариант 2 — выход на незапрограммированную цель (цель 2). При этом выбираются две внеочередные ТИМ: первая выбирается с таким расчетом,

чтобы при полете на нее (рис. 5.10, TИMi+1) линия пути ЛА прошла через цель, вторая внеочередная ТИМ (рис. 5.10, цель 1) выбирается таким образом, чтобы при полете на нее обеспечивался выход на цель (рис. 5.10, цель 1—ТИМi+1) на дальности, позволяющей выполнить боевую задачу. При этом положение ТРЦ определяется по оставшемуся рас-стоянию до внеочередной ТИМ с учетом линейного упреждения разворота. Величина ЛУР может быть определена как

Контроль пути при выходе на цель осуществляется по оставшейся дальности до вне-

очередной ТИМ и по равенству значений фактического и заданного путевого угла; – вариант 3 — выход на незапрограммированную цель (цель 3) полетом от очередной ТИМ (рис. 5.10, ТИМ<). Контроль пути производится по пройденному расстоянию от ТИМ и по равенству значений фактического и заданного путевых углов.

Рис. 5.10. Варианты выхода на цель при перенацеливании

Значения заданного и фактического путевых углов, а также дальности до ТИМ инди-

цируются экипажу соответственно на НПП и ППД. Перенацеливание на цель, находящуюся вне района, охватываемого запрограммиро-

ванными ТИМ (ППМ), выполняется параллельным смещением этапа маршрута полета или отворотом от ЛЗП. Смещение маршрута возможно в том случае, когда в ПНС реализован маршрутный

способ вывода ЛА в заданные точки. Зная расстояние от заданной цели до ЛЗП, можно в ручном режиме управления ЛА выдерживать управляющий параметр Ze, равный этому расстоянию (рис. 5.11). При перенацеливании отворотом от ЛЗП определяются заданный путевой угол (р3)

ближайшей ТИМ (ППМ) от заданной цели и удаление до нее от этой ТИМ (ППМ) (рис. 5.12).

Экипаж в полете выполняет отворот от ЛЗП с таким расчетом, чтобы при выходе на

цель выдерживать курс, равный заданному путевому углу.

В процессе решения задачи перенацеливания для выхода на заданные цели с помощью

ПНС возможны и другие способы, зависящие от конструктивных особенностей ПНС, или комбинации рассмотренных приемов.

5.41. НА ЛА без ПНС изменение маршрута полета выполняется прокладкой но-

вой ЛЗП на вновь назначенный ППМ или КО. При этом работа экипажа заключается в контроле и исправлении пути по дальности и направлению при комплексном использова-нии технических средств навигации и визуальной ориентировки.

ВЫХОД НА КОНЕЧНЫЙ ПУНКТ МАРШРУТА И АЭРОДРОМ ПОСАДКИ

5.42. Полет от цели до КПМ выполняется по тем же правилам, что и при полете до цели. На последнем участке маршрута, как правило, полет происходит в зоне действия различных радионавигационных систем. Это позволяет выбрать наиболее точное средст-во коррекции из всех имеющихся, вследствие чего обеспечивается высокая точность по-лета по ЛЗП и выхода на КПМ. В качестве КПМ может быть выбрана радионавигационная точка (РСБН, ПАР, АРП и

др.). В этом случае вывод ЛА на КПМ целесообразно осуществлять активным или пас-сивным полетом на радионавигационную точку. Контроль пути осуществлять с помощью ПНС и визуально.

5.43. Выход на аэродром посадки производится, как правило, полетом на радио-

навигационную точку (РСБН, ПАР, АРП). В боевых условиях выход на аэродром посадки будет осуществляться скрытно, а заход на посадку — без использования РТС или с по-мощью РСДН и бортовых радиолокационных визиров. Экипаж ЛА с ПНС на установленном рубеже переключает ПНС в режим «Возврат». В

ПНС начинается решение задачи автоматизации предпосадочного маневра в горизон-тальной и вертикальной плоскостях. Правильность выдерживания заданной траектории предпосадочного маневра контролируется экипажем и группой руководства полетами. Методика работы экипажа при выходе на запрограммированный и незапрограммиро-

ванный аэродромы посадки с помощью ПНС определяется соответствующими инструк-циями и методическими пособиями и зависит от навигационного оборудования конкрет-ного типа ЛА, конструктивных особенностей ПНС, составом радиотехнических средств аэродрома посадки. На ЛА без ПНС выход на аэродром посадки осуществляется полетом по линии азимута

на РСБН или ПАР активным или пассивным способом, а также может выполняться поле-том на АРП. При использовании РСБН экипажу индицируются азимут ЛА, курсовой угол и остав-

шаяся дальность до наземного радиомаяка РСБН. При выходе на радиомаяк РСБН курс следования может быть рассчитан по формулам:

где А° — азимут ЛА;

ΔM — магнитное склонение; ΔА — азимутальная поправка.

Полет с РСБН или АРК выполняется активным способом, если учитывается угол сно-са, и пассивным, если он не учитывается. При невозможности использования РСБН и АРК выход на аэродром может произво-

диться полетом на АРП. В этом случае экипажу ЛА дается с земли «Прибой» (магнитный курс следования на АРП), в который при необходимости вводятся поправки для приведе-ния его значения к системе отсчета курса на ЛА:

где ΔМУ = ΔM + ΔA — условное магнитное склонение. Контроль пути по дальности и направлению целесообразно выполнять комплексным

использованием бортовых радиотехнических средств навигации в сочетании с визуальной ориентировкой.

После выхода ЛА в зону ответственности группы руководства полетами выполнение предпосадочного маневра и заход на посадку осуществляются под ее управлением.

ОСОБЕННОСТИ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ НАВИГАЦИИ В РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХ ОБСТАНОВКИ

5.44. Навигация ЛА и методика применения ПНС при полетах с переменным про-филем, на малых и предельно малых высотах, на больших высотах и в стратосфере, над безориентирной и горной местностью, над морями, в Арктике и в условиях РЭБ имеют ряд особенностей по сравнению с общими правилами полета по маршруту.

5.45. Полеты с переменным профилем позволяют использовать основные преиму-

щества как больших высот (экономичность), так и малых (скрытность полета, внезап-ность атаки цели и др.). В полете с переменным профилем экипаж должен учитывать сле-дующие особенности: – выполнение полета на неустановившемся режиме на участках набора высоты и при снижении требует дополнительных расчетов на земле и в воздухе;

– необходимость неоднократного изменения высоты полета – требует расчета безопасной высоты на каждом участке снижения; – при групповых полетах на участках набора высоты и снижения требуется намечать способы пробивания облаков, рассчитывать безопасные дистанции или безопасные разности высот при этом, предусматривать дополнительные меры безопасности в слу-чае ухудшения метеоусловий;

– при подготовке к полету экипажу следует выполнить инженерно-штурманский расчет полета, а в полете выдерживать расчетные режимы полета.

5.46. Полеты на малых и предельно малых высотах характеризуются значитель-

ным сокращением рабочих областей РТС, дальности видимости визуальных и радиолока-ционных ориентиров, возрастанием угловых скоростей их перемещения. Основными средствами коррекции счисленных координат места ЛА будут оптические, электронно-оптические визиры, РСДН, СНС, а также визуальная коррекция пролетом ориентира с из-вестными координатами. При этом резко возрастают влияние рельефа местности и по-грешности в определении положения ориентира на точность выполнения коррекции счисленных координат места ЛА. Для контроля и исправления пути в основном будут ис-пользоваться ПНС и визуальная ориентировка. При полетах в режиме огибания рельефа местности необходима тщательная подготов-

ка к полету, связанная с изучением и оценкой интенсивности рельефа, характерных ори-ентиров, превышений искусственных препятствий по маршруту полета. В качестве основных точек маршрута при полетах на малых и предельно малых высо-

тах целесообразно выбирать характерные легкоопознаваемые ориентиры. 5.47. Полеты на больших высотах и в стратосфере характерны тем, что на этих

высотах увеличивается дальность действия РТС, работающих в УКВ-диапазоне. С подъемом на высоту уменьшается количество рассеянного света, в результате чего

возникает большая контрастность между освещенными и неосвещенными объектами. Ви-зуальный поиск целей и наземных ориентиров затруднен. Коррекция счисленных коорди-нат места ЛА практически может выполняться только с помощью радиотехнических сис-тем и средств навигации, а также с помощью средств астрокоррекции. В качестве ориен-тиров коррекции целесообразно выбирать крупные радиолокационные ориентиры. Перед выполнением полета на больших высотах и в стратосфере следует обязательно

произвести инженерно-штурманский расчет, а в полете строго следить за режимом рабо-ты двигателей и температурой наружного воздуха.

5.48. В полетах над безориентирной местностью, морями и океанами возмож-

ность применения для коррекции счисленных координат места ЛА таких датчиков, как радиолокационные, оптические и электронно-оптические визиры, а также РСБН и визу-альная коррекция пролетом ориентира с известными координатами, ограничена. Основ-ными средствами коррекции в этих» условиях будут РСДН и СНС, астрономические дат-чики-корректоры, а также бортовые радиолокационные станции. Определение места ЛА возможно только по результатам счисления пути и частично с помощью бортовой радио-локационной станции. Точность счисления пути определяется режимом работы! ПНС. Наибольшая точность

выдерживания ЛЗП в данных условиях достигается при реализации в ПНС инерциально-доплеровского режима счисления пути. Воздушное счисление пути вследствие неточного определения ветра в полете приводит к большим погрешностям в определении места ЛА. Для повышения точности выхода на заданные цели могут применяться искусственные

радиолокационные и визуальные ориентиры. При этом их координаты должны быть из-вестный экипажу ЛА.

5.49. На применение ПНС над горной местностью оказывают влияние снижение

возможностей РТС, ухудшение условий ведения визуальной ориентировки, усложнение метеорологической обстановки, снижение точности коррекции счисленных координат места ЛА с помощью различных визиров из-за сложности отыскания ориентиров коррек-ции и сокращения времени их наблюдения. Применение РТС, работающих в средневол-новом диапазоне, затрудняется из-за «горного эффекта». Вследствие этого АРК может показывать не действительное, а ложное направление на радиостанцию, и показания стрелки радио-компаса становятся неустойчивыми. Особенно велики ошибки при полетах на высоте менее 300 м (могут достигать величины ±90°). С увеличением высоты полета ошибки уменьшаются. При высоте 1500 м и более их значение не превосходит ±(5—10°). Полет на радиостанцию над горной местностью следует выполнять активным способом. Экранирующее действие гор значительно уменьшает дальность действия дальномер-

ных и угломерно-дальномерных систем. Поэтому при подготовке к полетам необходимо тщательно определять границы их рабочих зон, а в полете своевременно переключать ра-диокоррекцию ПНС на радиомаяки, в зоне действия которых находится ЛА. Горы и горные хребты на экране бортовой РЛС обнаруживаются достаточно хорошо и

отчетливо на расстоянии 60 — 80 км, однако их изображение получается искаженным. Ве-личина искажения зависит от расстояния до них и характера горной системы. Вследствие экранирующего действия гор отдельные ориентиры могут быть не видны на экране. Все это приводит к дополнительным трудностям при выполнении коррекции счисленных ко-ординат места ЛА с помощью бортовой РЛС. В полетах над горами наблюдается неустойчивая работа ДИСС и радиовысотомеров

малых высот. Поэтому в ПНС при работе в автономном режиме возможны большие ошибки счисления текущих координат ЛА. При выборе визуальных ориентиров коррекции необходимо учитывать сложность их

отыскания на малых и предельно малых высотах, когда увеличиваются углы их закрытия. Вследствие указанных выше причин и с учетом крайне неустойчивой метеорологиче-

ской обстановки для коррекции счисленных координат места ЛА целесообразно преду-сматривать как визуальные, так и радиолокационные ориентиры. Кроме того, точность коррекции можно повысить при применении РСДН и спутниковой навигационной систе-мы в качестве датчиков-корректоров счисленных координат места ЛА. Это связано с тем, что на указанные системы практически не оказывают отрицательного воздействия выше-

перечисленные факторы. 5.50. Арктикой называется область земного шара, примыкающая к Северному по-

люсу и ограниченная полярным кругом (параллелью 66°33′ с. ш.). Специфические физико-географические и метеорологические условия обусловливают

ряд особенностей применения ПНС и датчиков корректоров счисленных координат ЛА. К таким особенностям могут быть отнесены: – особенности метеорологических условий, выражающиеся в резком изменении направ-ления и скорости ветра, в частом изменении высоты и характера облачности, в неожи-данном натекании туманов с моря на побережье летом, а зимой в частом появлении пурги и поземки;

– особенности условий визуальной и радиолокационной ориентировки. Наиболее небла-гоприятны условия ориентировки при полетах над водными пространствами Арктики и над материком зимой, если маршрут полета проходит вдали от побережья и остро-вов. Условия визуальной и радиолокационной ориентировки в значительной степени изменяются в зависимости от времени года. Радиолокационное изображение естест-венных ориентиров бывает резко искажено (острова на фоне торосистых льдов не да-ют засветки и выглядят в виде темных пятен);

– особенности естественного освещения. Для Арктики характерно наличие длительных периодов полярного дня, сумерек и полярной ночи;

– непрохождение радиоволн и создание больших помех радиотехническим средствам в период магнитных бурь и полярных сияний. Наиболее подвержены помехам короткие и отчасти средние волны;

– влияние «берегового эффекта» при применении РТС, расположенных на побережье, островах, как правило, на больших расстояниях одна от другой;

– особенности географического положения и магнитного поля Арктики. В Арктике бы-стро изменяются долгота места ЛА при полете с курсами, близкими к 90 и 270°, и маг-нитное склонение, а из-за малой величины горизонтальной составляющем магнитного поля Земли ухудшается работа магнитных компасов;

– большие участки территории Арктики находятся вне рабочих областей РТС, в том чис-ле и РСДН;

– невозможность выполнения коррекции ИНС и курсовой системы с помощью магнит-ных датчиков. Учитывая, что основным способом навигации является счисление пути с помощью

ПНС, следует особое внимание обратить на устойчивость работы датчиков курса и ДИСС, чтобы исключить большие ошибки в определении места ЛА. Основными средствами кор-рекции счисленных координат места ЛА являются СНС, астрономические датчики и РСДН. Ввиду быстрого изменения долготы и магнитного склонения при полетах в западном и

восточном направлениях выдерживание постоянных магнитного или истинного курса за-труднено. Траектория полета с постоянным курсом имеет существенное отклонение от ортодромии, что приводит к удлинению маршрута. Поэтому в большинстве случаев изме-ряют и выдерживают в полете ортодромический курс. В качестве ортодромической сис-темы координат целесообразно использовать прямоугольную сетку, имеющуюся на кар-тах полярной стереографической проекции. Основой успешного выполнения полета по маршруту в Арктике является комплексное

применение различных систем и средств навигации в сочетании с визуальной ориенти-ровкой.

5.51. Применение ПНС в условиях РЭБ зависит от того, как в ней решается задача

счисления пути. Чем точнее решается эта задача, тем требуется меньшее число коррекций счисленных координат места ЛА. При полетах в условиях помех целесообразно исполь-зовать доплеровское или инерциально-доплеровское счисление пути, так как ДИСС обла-дают достаточно высокой помехозащищенностью, а ИНС не подвержена влиянию помех. Помехам подвержены в основном РТС коррекции счисленных координат места ЛА:

РСДН, РСБН, радиолокационные визиры. Степень их подавления зависит от интенсивно-сти помех, удаления ЛА от РТС и от передатчиков помех. При воздействии помех на РСДН в ее рабочей области появляются зоны подавления вокруг станций помех. Размеры зон подавления зависят от высоты полета ЛА, мощности передатчиков помех, удаления ЛА от наземных станций РСДН и других факторов. Коррекция счисленных координат места ЛА возможна лишь вне зон подавления. Поэтому в условиях РЭБ основными датчиками-корректорами являются оптические и

электронно-оптические визиры, астрономические средства, а также визуальная коррекция пролетом ориентира с известными координатами. Применение радиолокационных визи-ров возможно при правильном выборе или маневре рабочими частотами. Кроме того, экипажу необходимо стремиться выполнять радиолокационную коррекцию в короткое время, что затруднит противнику определение параметров работы бортовой РЛС и свое-временное создание ей помехи. При подготовке к полетам в условиях РЭБ необходимы точная выставка ИНС, рацио-

нальный выбор радиолокационных и визуальных ориентиров, определение оптимального числа и места выполнения коррекций счисленных координат местоположения ЛА. В полете следует своевременно оценивать возможность выполнения непрерывной кор-

рекции с помощью радионавигационных систем и при необходимости переходить на дис-кретную коррекцию с другими средствами.

Глава VI . РЕШЕНИЕ ЗАДАЧ МЕЖСАМОЛЕТНОЙ НАВИГАЦИИ

6.1. Межсамолетная навигация (МСН) является разделом воздушной навигации, в котором рассматриваются методы расчета и выполнения маневров, обеспечивающих по-строение, перестроение, выдерживание, размыкание боевых порядков, встречу и при-страивание для сопровождения и дозаправки топливом в полете.

ПОСТРОЕНИЕ БОЕВЫХ ПОРЯДКОВ

6.2. Боевой порядок может быть построен из одиночных ЛА или групп различного тактического назначения, взлетающих с одного или нескольких аэродромов. Построение боевого порядка состоит из трех этапов:

– взлет и набор высоты построения боевого порядка (пробивание облачности); – выход в исходную точку начала маневрирования; – маневрирование для занятия заданного места в боевом порядке.

6.3. В сложных метеорологических условиях безопасность полета при пробивании

облаков вверх обеспечивается: – набором высоты на безопасных дистанциях (по одной глиссаде); – набором высоты на безопасных разностях высот (по разным глиссадам); – набором высоты на безопасных углах расхождения (БУР). Эти способы пробивания облаков могут применяться в различных комбинациях.

6.4. Набор высоты на безопасных дистанциях (рис. 6.1) применяется при одиночном

взлете ЛА.

Все экипажи самостоятельно выходят в точку начала пробивания облаков и наби-

рают высоту по одной глиссаде. Опасное сближение при наборе высоты по одной глиссаде возможно вследствие

ошибок измерения скорости прибором и выдерживания, заданной скорости летчиком. Средняя квадратическая ошибка в определении скорости на глиссаде

где σVизм, σVвыд – средние квадратические ошибки измерения скорости прибором и вы-

держивания заданной скорости летчиком. σVизм определяется техниче-ской характеристикой измерения скорости, σVвыд принимается равной нормативному отклонению на оценку «хорошо».

До входа в облака между ЛА должны быть установлены дистанций не менее безо-пасных:

где tн — продолжительность набора (пробивания облачности);

dгар – минимальная гарантийная межсамолетная дальность, характеризующая ма-невренные возможности самолёта, параметры и характеристики спутного следа впереди летящего самолета, определяется командиром;

Vср – скорость набора высоты. Под продолжительностью набора высоты следует донимать Промежуток времени от

момента перевода ЛА в набор высоты до момента выхода на высоту построения. 6.5. Набор высоты на безопасных дистанциях целесообразно выполнять, когда ин-

тервал взлета больше или равен безопасной дистанции. При оборудовании ЛА системами МСН на глиссаде набора высоты между ними

должна выдерживаться дистанция не менее безопасной:

где dmin – минимальная дальность действия системы МСН.

Если dmin<dгар, в расчет принимается последняя; σd – средняя квадратическая ошибка измерения дистанций между ЛА с использо-

ванием системы МСН; tпер – промежуток времени между последовательными измерениями фактической

дистанции. Если экипаж непрерывно следит за положением своего ЛА (фактической дистанци-

ей), время tпep принимается равным нулю. 6.6. Набор высоты на безопасных разностях высот (по разным глиссадам) (рис. 6.2)

применяется при взлете парой (звеном), при взлете одиночно с интервалами менее безо-пасных для пробивания облаков по одной глиссаде, а также при пробивании облаков бое-вым порядком на маршруте полета.

Рис. 6.2. Пробирование облачности на безопасных разностях высот

В момент выхода в точку начала набора высоты ведущий» группы подает команду и переходит в набор высоты, ведомые экипажи пускают секундомеры и по истечении вре-мени выдержки tBi также переходят в набор:

где hбез – безопасная разность высот между любыми точками соседних глиссад, лежа-щими на одной вертикали;

Vв – вертикальная скорость набора высоты;

tисхi – исходные дистанции между г-м ведомым и ведущим ЛА на момент начала набора высоты.

Безопасная разность высот рассчитывается следующим образом:

где ∆Н – разность между высотой построения боевого порядка и начальной высотой

полета; σVв — средняя квадратическая ошибка выдерживания заданной вертикальной ско-

рости набора высоты (принимается равной нормативному отклонению на оценку «хорошо»);

σНизм — средняя квадратическая ошибка измерения начальной высоты полета; hгap – гарантийная разность высот (минимальная разность высот, до которой до-

пустимо сближение).

6.7. Набор высоты на безопасных углах расхождения (рис. 6.3) применяется при

взлёте парами (звеньями), при взлете одиночно с интервалами менее безопасных для Про-бивания облаков по одной глиссаде, а также при пробивании облаков в боевом порядке на маршруте полета.

В точке начала маневра ЛА переходят в набор высоты с заданным режимом. Веду-щий при этом продолжает полет с прежним курсом, ведомые отворачивают влево и впра-во на безопасный угол расхождения (БУР), равный 15-20°.

При большой толщине облачности после набора половины высоты построения (но не менее 3000 м) все экипажи занимают первоначальный курс полета и продолжают на-бор высоты.

6.8. Построение боевых порядков ЛА, взлетающих с одного аэродрома, осуществля-

ется: – взлетом с расчетными временными интервалами; – догоном на маршруте;

– набором высоты методом «все вдруг» с последующим догоном для уплотнения; – разворотом на 180° (на петле).

При взлете ЛА (групп) с разных аэродромов построение общего боевого порядка производится на встречно-параллельных или попутно-пересекающихся участках маршру-тов.

6.9. Построение боевого порядка взлетом ЛА с расчетными временными интер-

валами производится в тех случаях, когда заданные временные дистанции между ЛА в боевом порядке больше допустимых интервалов взлета или равны им.

Если в боевом порядке между ЛА должны быть установлены различные временные дистанции, каждый экипаж взлетает со своим расчетным интервалом.

6.10. Построение боевого порядка небольших групп (подразделений) ЛА осуще-

ствляется догоном на маршруте. При построении боевого порядка этим способом (рис. 6.4) взлет осуществляется с

минимально возможными интервалами. Маневрирование скоростью для построения бое-вого порядка производится в направлении взлета или после разворота на курс полета по маршруту.

Ведущий в течение всего маневра выдерживает постоянную скорость (V1). Ведомые переходят на скорость догона (V2) Одновременно по команде либо последовательно по мере выхода на высоту построения боевого порядка.

Если ЛА обладают относительно небольшим запасом скорости, то при построении боевого порядка все ведомые экипажи увеличивают скорость на одинаковую величину (∆V), при этом продолжительность смыкания i-го ЛА

где i — порядковый номер ЛА в боевом порядке;

tвзлi — временной интервал взлета i-го ЛА относительно ведущего; ∆V = V2— V1 — запас скорости;

tбпi — временная дистанция в боевом порядке i-го ЛА относительно ведущего; tp, tт — продолжительность разгона и торможения. В тех случаях, когда ЛА обладают значительным запасом скорости, каждый экипаж

увеличивает ее на заранее рассчитанную величину ∆Vi, а продолжительность смыкания у всех ЛА будет одинаковой, что позволяет начать и закончить смыкание по команде. Про-должительность смыкания равна

где n — количество ЛА в группе.

Увеличение скорости для каждого ЛА

где ∆ti (∆di) – величина сокращения дистанции для i-ro ЛА;

∆tn(∆dn) —величина сокращения дистанции для последнего ЛА. Если по условиям обстановки необходимо закончить построение до заданного ру-

бежа, предварительно следует определить потребное увеличение скорости для последнего ЛА:

где tруб — время полета ведущего на скорости V1 до заданного рубежа.

Для отсчета времени смыкания ведомые экипажи одновременно с увеличением ско-рости пускают секундомеры. Переход ведомых на скорость полета ведущего V1 произво-дится по истечении времени начала торможения tнт:

При использовании систем МСН момент начала торможения ведомыми экипажами

определяется по дистанции между ЛА (dнт):

где dбп — заданная глубина боевого порядка.

Продолжительность построения боевого порядка догоном

где tзап – запасное время (обычно 30—60 с)

Длина участка построения

Построение боевого порядка догоном сочетается с одновременным продвижением по

маршруту и может применяться во всех родах авиации. 6.11. Построение рассредоточенного боевого порядка на большой высоте может

быть выполнено набором высоты методом «все вдруг». Способ основан на уменьшении временных дистанций между ЛА вследствие одновременного увеличения скорости полета при наборе высоты построения (рис. 6.5).

Взлет производится с расчетными временными интервалами

где ∆tбп — заданная временная дистанция между ЛА боевого

порядка на высоте построения при скорости V2 После выхода на высоту Н1 последнего ЛА по команде ведущего все экипажи одно-

временно переходят в набор высоты, выдерживая одинаковый режим набора. Вследствие увеличения истинной скорости до V2 на высоте построения линейные дистанции останут-ся прежними, а временные уменьшатся до заданных.

Если расчетный интервал взлета окажется меньше минимально допустимого для фактических условий, взлет выполняют на минимальных интервалах. После выхода на высоту построения временные дистанции между ЛА будут равны

Для установления заданных дистанций ведомые экипажи увеличивают скорость до

V3 и выполняют смыкание. Продолжительность смыкания

Если задан рубеж окончания построения, необходимо определить потребное изме-

нение скорости для последнего ЛА:

Продолжительность и длина участка построения боевого порядка соответственно

равны:

где SН∑ — путь, проходимый при наборе высоты построения.

Для построения боевого порядка этим способом использу ется участок набора высо-ты и обеспечивается продвижение п маршруту.

6.12. Построение любых боевых порядков независимо от ее става группы и исход-

ных дистанций между ЛА обеспечиваете разворотом на 180° (на петле). Взлет производится с минимальными интервалами. На высоте построения ведущий

строит петлю расчетной длины в заданном направлении. В простых метеорологических условия; а также при высоте верхней границы облаков не более 3000-4000 м петля стро-ится от точки окончания набора высот: (рис. 6.6).

Продолжительность полета ведущего вдоль петли

Ведомые, выполняя полет вдоль петли, определяют момент начала разворота одним из

следующих способов: – по выдержке времени от момента начала разворота ведущего боевого порядка; – по выдержке времени от момента начала разворота впереди летящего ЛА; – по выдержке времени полета от начала петли (наземного ориентира); – по команде с пункта управления; – с использованием систем МСН.

В первых двух случаях время выдержки соответственно равно:

где tвзлi, ∆tвзл – временной интервал взлета i-го ЛА относительно ведущего и впереди

летящего ЛА; tбп, ∆tбп — временная дистанция i-го ЛА в боевом порядке относительно ведущего

и впереди летящего ЛА при наличии средств МСН уточняется в воздухе в момент начала разворота ведущего (впереди летящего ЛА)

При определении момента начала разворота ведомых по выдержке времени от нача-ла петли (рис. 6.7)

Если контроль за построением боевого порядка осуществляется на пункте управле-

ния по данным наземных РЛС, момент начала разворота ведомых ЛА может быть опре-делен по упрежденной дистанции (Synp) между ведущим и пристраивающимся ведомым ЛА (рис. 6.8):

где t180 – продолжительность разворота ЛА на 180˚;

tзап – время запаздывания, потребное на передачу команд управления и исполнение их экипажем (5-7 с).

При использовании систем МСН момент начала разворота ведомыми экипажами определяется по упрежденной дистанции, межсамолетной дальности rупр и углу упрежде-ния разворота УУР:

где R — радиус разворота ЛА.

В сложных метеорологических условиях при высоте верхней границы облаков более 3000—4000 м в целях уточнения исходных дистанций ведущий после взлета и набора вы-соты построения при необходимости выходит на ДПРМ аэродрома или другую радиона-вигационную точку, от которой строит петлю расчетной длины в заданном направлении (рис. 6.9). Продолжительность полета ведущего вдоль петли (t1) остается прежней.

Ведомые, последовательно повторяя маневр ведущего, в момент прохода ДПРМ

уточняют фактические временные дистанции относительно ведущего (tисхi) или впереди летящего ЛА (∆tисх), которые могут отличаться от интервалов взлета. Выдержка времени рассчитывается по формулам:

Продолжительность построения боевого порядка разворотом

где tрс – время полета от точки окончания набора высоты построения до ДПРМ (при

построении боевого порядка в районе окончания высоты построения tрс=0). Длина участка построения

Способ целесообразно применять при больших интервалах взлета (например, при

взлете с грунтовых аэродромов). Недостатком способа является отсутствие продвижения по маршруту в процессе по-

строения боевого порядка. 6.13. Безопасность полета при построении боевых порядков обеспечивается прове-

дением следующих мероприятий: – точным выполнением расчетов на построение; – строгим выдерживанием всеми экипажами режима полета; – эшелонированием ЛА в группе до занятия заданного места в боевом порядке; – комплексным использованием бортовых технических средств и визуального наблюде-ния для определения фактического положения ЛА в воздухе;

100

– осуществлением радиолокационного контроля за построением с пунктов управления. 6.14. При базировании групп на разных аэродромах, расположенных вдоль маршру-

та полета к цели, построение общего боевого порядка производится на встречно-параллельных участках маршрутов (рис. 6.10). Каждая группа выполняет построение своего боевого порядка одним из рассмотрен-

ных выше способов. Для расчетов на построение общего боевого порядка должны быть известны:

– положение аэродромов базирования групп; – маршрут полета первой группы (выполняющей основную задачу); – рубеж окончания построения общего боевого порядка; – скорости полета групп; – потребные интервал и дистанция между ведущими групп. В результате выполнения расчетов определяются:

– положение и длина участка пристраивания второй группы; – контрольные ориентиры первой и второй групп (КО1 КО2); – время выдержки для определения момента начала разворота второй группы. Участок пристраивания второй группы располагается параллельно маршруту полета

первой группы на удалении Sм от него:

где R2 – радиус разворота второй группы; Iбп – интервал второй группы относительно первой в боевом порядке. Знак «плюс»

берется, если вторая группа занимает место в боевом порядке без пересечения линии пути первой группы, знак «минус» — если в развороте вторая группа пе-ресекает линию пути первой.

На участке пристраивания второй группы назначается характерный ориентир в качест-ве контрольного ориентира для второй группы (KO2).

Контрольный ориентир для первой группы назначается на линии ее пути на удалении

l ≥ lmin от КО2:

где V1 — скорость полета первой группы;

t180(2) —продолжительность разворота на 180° второй группы; Vб — большая скорость (V1 или V2); ∆tвых(1), ∆tвых(2) — максимально возможные ошибки во времени выхода первой и

второй групп на свои контрольные ориентиры;

101

dбп – заданная дистанция между группами в боевом порядке. Знак «плюс» берется в случае, если вторая группа следует впереди первой, «минус» —

если сзади первой. Время выхода групп на свои контрольные ориентиры задается одинаковым для обеих

групп и определяется заданным временем пролета первой группой своего контрольного ориентира Момент начала разворота второй группы определяется по времени выдержки, по ко-

мандам с пунктов управления, с использованием систем МСН.

В первом случае руководит пристраиванием и подает команду на разворот ведущий

первой группы, выдержка времени отсчитывается от момента пролета первой группой своего контрольного ориентира (рис. 6.11):

где l — расстояние между контрольными ориентирами;

∆S — удаление ведущего первой группы от своего KO1 в момент прохода КО2 второй группой, берется со знаком «плюс», если первой на свой КО2 вышла вторая группа.

При расчете времени выдержки величина дистанции в боевом порядке вычитается, ес-ли вторая группа должна занять место впереди первой, и прибавляется, если сзади. Расчеты могут быть выполнены заблаговременно и сведены в таблицу (рис. 6.11). Если пристраивание второй группы осуществляется по Командам с пункта управления

или с помощью систем (средств) МСН, момент начала ее разворота определяется по уп-режденной дистанции (Sупр) или упрежденной межсамолетной дальности (rупр) и углу упреждения разворота (УУР):

6.15. При базировании групп на разных аэродромах, разнесенных один относитель-

но другого по фронту, построение общего боевого порядка производится на попутно-

102

пересекающихся участках маршрутов (рис. 6.12).

Объем исходных данных и предварительных штурманских расчетов аналогичен ука-

занному для организации построения общего боевого порядка на встречно-параллельных участках маршрутов. Порядок выбора контрольных ориентиров для первой и второй групп следующий. В районе окончания построения боевого порядка второй группы назначается ее кон-

трольный ориентир (точка Е). Точка пересечения маршрута полета первой группы с за-данным рубежом построения общего боевого порядка (точка С) соединяется отрезком прямой с КО2 (отрезок СЕ). На линии пути первой группы откладывается отрезок СА.

где dбп — заданная дистанция между группами в боевом порядке (со знаком «плюс», если первая группа в боевом порядке сзади второй, и «минус», если впереди). С учетом воз-можных ошибок во времени выхода групп на свои контрольные ориентиры для первой группы контрольный ориентир назначается в точке В на удалении ∆S от точки А.

При таком назначении ориентиров для первой и второй групп обеспечивается по-

строение общего боевого порядка до заданного рубежа на некотором участке СС′. Точка С′ получена в предположении, что первая группа опоздала, а вторая вышла раньше на свой контрольный ориентир с максимальными ошибками: ∆tвых(1), ∆tвых(2). Тогда в момент выхода второй группы на КО2 первая окажется в точке D на удалении ∆S от КО1. Построив для этого относительного положения групп треугольник скоростей и проведя линию С′Е параллельно вектору V2 (рис. 6.12), получим соответствующую точку встречи С′ и участок возможных встреч СС′, Время выхода групп на свои контрольные ориентиры задается одинаковым, равным

расчетному времени выхода первой группы на KO1:

При выполнении встречи курс полета второй группы в зависимости от фактического времени выхода групп на свои контрольные ориентиры определяется расчетом пункта управления. Для обеспечения надежного построения общего боевого порядка необходимо преду-

сматривать возможность определения курса полета второй группы в точку встречи на

103

борту ЛА ведущим первой группы. С этой целью карта должна быть подготовлена сле-дующим образом (рис. 6.13). Участок AD разбивается на отрезки пути, пролетаемые первой группой за малый про-

межуток времени ∆t = 30—60 с, получим, таким образом, точки Вi. Для каждой точки Вi, графическим построением находятся соответствующие точки встречи групп Ci. Проло-жив в каждую из полученных точек Ci линию пути второй группы, определяют значения курсов полета Ψi которые наносятся на карту. В полете в момент доклада ведущим второй группы о выходе на свой контрольный

ориентир ведущий первой группы определяет свое фактическое положение относительно KO1 (точку Bi) и, отыскав соответствующую точку встречи Сi, передает по радио курс по-лета второй группы. Значения курсов полета второй группы в зависимости от положения первой группы

относительно своего KO1 могут быть сведены в таблицу (рис. 6.13).

6.16. Безопасность построения общего боевого порядка при взлете групп с раз-

ных аэродромов обеспечивается эшелонированием групп по высоте до надежного занятия заданного места в боевом порядке, постоянным радиолокационным контролем с пунктов управления и использованием имеющихся технических средств для определе-ния фактического относительного положения групп в воздухе.

ВЫДЕРЖИВАНИЕ БОЕВЫХ ПОРЯДКОВ ПРИ ПОЛЕТЕ ПО МАРШРУТУ

6.17. Выдерживание заданных дистанций, интервалов и превышений (принижений) между ЛА (группами) боевого порядка достигается строгим соблюдением каждым эки-пажем заданного режима полета, точным следованием по маршруту, свое временным и правильным определением фактического положения в боевом порядке, сравнением его с заданным и выполнением маневра для занятия заданного места.

6.18. Фактическое положение ЛА (групп) в боевом порядке определяется прямым и

косвенным методами. П р я м о й м е т о д заключается в непосредственном измерении фактического от-

104

носительного положения ЛА (групп) в боевом порядке и применяется при оборудовании ЛА системами МСН или другими техническими средствами, обеспечивающими решение этой задачи (БРЛС, теплопеленгаторы стрелковые прицелы). К о с в е н н ы й м е т о д предусматривает определение фактического относитель-

ного положения ЛА (групп) в боевом порядке путем пересчета координат ЛА относи-тельно земной поверхности (счисленных координат ЛА, оставшегося расстояния до точки излома маршрута или ППМ, дальности до радиолокационного ориентира, дальности до маяка РСБН) в относительные координаты ЛА в боевом порядке. Метод применяется при отсутствии систем и средств МСН, в случаях отказа аппарату-

ры МСН или создания ей помех. 6.19. При выполнении полетов днем в облаках и ночью в рассредоточенных бое-

вых порядках, состоящих из одиночных ЛА, между ними должны быть установлены безо-пасные дистанции, а при эшелонировании по высоте — и безопасные разности высот. Безопасная дистанция между ЛА рассредоточенного боевого порядка, оборудованны-

ми системами МСН, определяется аналогично указанному в ст. 6.5. При этом экипаж должен контролировать относительное положение двух-трех впереди летящих ЛА и учи-тывать возможности их маневрирования.

6.20. Безопасная временная дистанция между соседними ЛА рассредоточенного

боевого порядка при отсутствии на них систем МСН определяется следующим образом:

где σtd, σdбп — средние квадратические ошибки определения соответственно времен-

ной и линейной дистанций между ЛА, вызванные неточным определе-нием их фактического относительного положения;

σγ — средняя квадратическая ошибка выдерживания заданного крена на развороте летчиком берется равной на оценку «хорошо»;

σtp, σtr, — средние квадратические ошибки выдерживания временной дистанции за счет непосредственного выполнения разворота и определения момента начала разворота;

S — расстояние между рубежами определения фактической дистанции; σг — средняя квадратическая радиальная ошибка счисления координат; УР — угол разворота при наличии излома маршрута между рубежами определения

фактической дистанции. При значений УР<60° частные ошибки σtp и σtr можно не учитывать ввиду их малого

удельного веса. 6.21. При эшелонировании ЛА боевого порядка по высоте между ними должна быть

установлена безопасная разность высот:

105

выд2

изм2

эш ;25,4h

Ησ+Ησ=Ησ

Ησ+=∆Η

где h – вертикальные размеры ЛА;

σНизм, σНвыд – средние квадратические ошибки измерения и выдерживания задан-ного значения высоты полета.

6.22. При выполнении полета на прямолинейных участках маршрута в боевом поряд-

ке «поток одиночных ЛА» с использованием систем (средств) МСН (рис. 6.14) экипажи выдерживают курсовой угол q, равный углу сноса, и межсамолетную дальность r, равную заданной дистанции в боевом порядке. Возникшие отклонения от заданных параметров боевого порядка исправляются вы-

полнением маневра скоростью и направлением полета. Продолжительность маневрирования скоростью и дистанция между ЛА в момент начала разгона (торможения) при окончании маневра рассчитываются по формулам;

где dбп, dф – соответственно заданна и фактическая дистанции в боевом порядке;

∆V – разность скоростей ведомого и ведущего при маневрировании; tр, tт – продолжительность разгона и торможения ЛА при изменении скорости на ∆V.

Знак «минус» соответствует выполнению маневра на отставание, «плюс» — на догон. 6.23. В боевом порядке «поток пар» ведущие выполняют полет по одной линии пу-

ти. ЛА в парах следуют в боевом порядке «пеленг» с заданной дистанцией dбп и интерва-лом z6п относительно ведущего, которые выдерживаются непосредственно (при индика-ции фактических дистанций и интервала) или по заданным значениям курсового угла qзад и межсамолетной дальности r до ведущего (рис. 6.15):

106

В первом выражении угол сноса а прибавляется со своим знаком при левом пеленге и с

противоположным знаком при правом пеленге. При возникновении ошибок в выдерживании заданных параметров боевого порядка

экипаж должен выполнять маневр «змейка» для выхода на заданный интервал относи-тельно ведущего (рис. 6.16)

и маневрированием скоростью полета установить заданную дистанцию. Для этого по

измеренным относительным координатам rф и qф необходимо рассчитать фактические ин-

107

тервал и дистанцию с помощью графика (рис. 6.17) или по формулам;

Необходимый угол разворота на «змейке» может быть определен по графику (рис. 6.18) или по формуле

где ∆z – ошибка в интервале между ЛА.

6.24. В процессе выполнения разворотов для выхода на очередные этапы маршрута

108

все экипажи боевого порядка «поток одиночных ЛА» должны повторять траекторию по-лета ведущего. Для этого перед разворотом ведомые экипажи должны выйти на линию пути ведущего и определить фактические дистанции в боевом порядке. Момент начала разворота каждым экипажем определяется по времени выдержки tв от

момента начала разворота ведущего или впереди летящего экипажа или по курсовому уг-лу и дальности до впереди летящего, измеренным с использованием системы МСН. Ве-личина времени выдержки равна временной дистанции между ЛА боевого порядка. Зна-чения курсового угла и дальности до впереди летящего ЛА в момент начала разворота определяется в зависимости от дистанции в боевом порядке и угла разворота.

Если дистанция в боевом порядке меньше длины траектории разворота (рис. 6.19), кур-

совой угол и межсамолетная дальность впереди летящего ЛА в момент начала разворота определяются по формулам:

где α — прибавляется со своим знаком при правом развороте и с противоположным

знаком вычитается при левом развороте. В том случае, когда дистанция в боевом порядке превышает длину траектории разво-

рота, курсовой угол и дальность между ЛА определяются по графику (рис. 6.20). Определение момента начала разворота по времени выдержки должно быть преду-

смотрено независимо от наличия на ЛА систем МСН.

109

Рис. 6.20. Номограмма для определения курсового угла и межсамолетной дальности (дистанция в боевом

порядке больше длины траектории разворота)

МАНЕВРИРОВАНИЕ ПРИ ВСТРЕЧЕ ДЛЯ ДОЗАПРАВКИ ТОПЛИВОМ В ПОЛЕТЕ

6.25. Группы ударных ЛА и заправщиков должны выходить р заданную точку встре-чи (ЗТВ) в заданное время. В зависимости от складывающейся обстановки танкеры вы-полняют полет в зоне дозаправки по следующим маршрутам:

– прямолинейному (рис. 6.21); – прямоугольному: коробочка двумя разворотами на 180° рис. 6.22); – треугольному (рис. 6.23); – на петле (рис. 6.24).

110

Время выхода последующих ударных групп в ЗТВ с танкерами для дозаправки опреде-

ляется в соответствии с временем цикла, которое рассчитывается по формуле:

где Kr – гарантийный коэффициент, учитывающий ошибки взаимодействующих эки-пажей на участках встречи, пристраивания, передачи топлива, возвращения танкера в ЗТВ;

tц – расчетное время цикла полета танкера в зоне по маршруту дозаправки без уче-та ошибок.

Рис. 6.23. Дозаправка ударных ЛА на треугольнике

Рис. 6.24. Дозаправка ударных ЛА на петле

Гарантийный коэффициент определяется из табл. 6.1. Его значение рекомендуется вы-

111

бирать для вероятности не менее 0,95. Таблица 6.1

Значения гарантийного коэффициента Кr в зависимости от вероятности Рr 0,7 0,8 0,9 0,95 0,997 0,999 0,9999 Кr 1,15 1,17 1,24 1,3 1,43 1,47 1,55 Расчетное время цикла полета танкера в зоне определяется из выражения (рис. 6.22,

6.23, 6.24):

+π+

α+

α−

∆++= −Σ 21

ддц S2R2

2cos1RV

nCmS

nNR3,2

V1t

где V – скорость полета в зоне; R — радиус разворота танкера в зоне; N — общее количество ударных ЛА, заправляемых танкером в одном заходе; ∆m — масса передаваемого топлива в одном заходе; n — количество одновременно заправляемых ЛА от одного танкера; С — производительность перекачивающих насосов; αд – угол излома маршрута заправки; SΣ — суммарный путь пристраивания и расцепа, равный Sпр+Sр; S1-2 — дополнительный участок маршрута дозаправки.

В целях обеспечения безопасности полётов вход в район дозаправки должен быть огра-ничен для экипажей, не участвующих в дозаправке. Вертикальные размеры зоны опреде-ляются соотношением

где Нmin, Нmах – минимальная и максимальная заданные высоты полета в зоне, м. Горизонтальные размеры зоны дозаправки (длина, ширина) рассчитываются по фор-

мулам (рис. 6.25, 6.26):

где Sзax—расчетный участок совместного полета танкеров и заправляемых ЛА от мо-

мента выхода в ЗТВ до точки окончания дозаправки (ТОД).

112

Величина Sзax определяется из выражения

Гарантийный коэффициент Кт определяется из табл. 6.1. Его значение для принятого в

практике уровня критерия безопасности при расчете размеров зоны дозаправки рекомен-дуется брать не менее 1.43.

Встреча самолетов (групп) для дозаправки топливом в полете кроме рассмотренных

выше способов встречи на встречно-параллельных и попутно-пересекающихся участках маршрутов может быть выполнена на встречно-совмещенных участках маршрутов («нос в нос»). Последний способ удобен тем, что он не требует высокой точности измерения курсового угла взаимодействующего ЛА. На начальном этапе танкер и заправляемый ЛА осуществляют выход в ЗТВ с исполь-

зованием навигационного комплекса. После взаимного обнаружения с использованием систем МСН танкер и заправляемый ЛА производят доворот на нулевой курсовой угол (рис. 6.27). На дальности начала разворота Dр ЛА выполняют один из следующих манев-ров для пристраивания: – разворот танкера на 180° и отворот заправляемого ЛА на 40° (рис. 6.28);

113

Рис. 6.28. Разворот танкера на 180° и отворот заправляемого ЛА на 40°

– разворот танкера на 120° и отворот заправляемого ЛА на 60° (рис. 6.29);

Рис. 6.29. Разворот танкера на 120° и отворот заправляемого ЛА на 60°

– разворот обоих ЛА на 90° с последующим доворотом в паре на курс следования по маршруту (рис. 6.30);

Рис. 6.30. Разворот танкера на 90° с последующим доворотом в паре на курс следования по маршруту

– стандартный разворот танкера (рис. 6.31);

114

– разворот танкера на угол более 180° с выходом для пристраивания на линию пути за-

правляемого ЛА (рис. 6.32).

Рис. 6.32. Разворот танкера на угол больше 180°

Начало разворота при всех способах определяется по расчетной дальности разворота Dp. Команда на разворот подается, как правило, экипажем танкера и дублируется экипа-жем заправляемого ЛА. При отказе или при отсутствии на ЛА дальномера, но при нормальной работе угломер-ной части системы МСН полет на встречу друг другу выполняется до визуального кон-такта, а маневры пристраивания экипажи начинают выполнять от точки встречи (рис. 6.33, 6.34).

Рис. 6.33. Разворот ЛА на угол больше 180° с последующим доворотом в паре на курс следования по

маршруту

115

При отсутствии системы МСН применяется одновременный выход на один и тот же ориентир на встречных или попутно-пересекающихся курсах (рис. 6.35). Одновремен-ность выхода на ориентир достигается маневрированием скоростью или направлением полета на основе обмена информацией об оставшихся до ориентиров дальностях. В мо-мент прохода ориентира выполняется маневр «луковица» с выходом на средний курс по-лета Ψср, определяемого соотношением:

|где Ψ1, Ψ2 – значения курсов выхода первого и второго ЛА на контрольный ориен-тир. Первый разворот выполняется на угол УРЬ затем разворот с противоположным кре-

ном на угол УР: ;УРУРУР1 ∆+= );2(1СРУР Ψ−Ψ=

УРcos1УРcos +=∆

Знак, полученный для значения УР, указывает на правление разворота после прохода кон-трольного ориентира: «плюс» — разворота вправо, «минус» — разворот влево.

116

Рис. 6.35. Маневр «луковица»

Величины углов разворота приведены в табл. 6.2. Таблица 6.2

Угол разворота УР° 90 80 70 60 50 40 30 ∆УР° 60 54 48 41 35 28 21 УР1° 150 134 118 101 85 68 52

РОСПУСК БОЕВЫХ ПОРЯДКОВ И ЗАХОД НА ПОСАДКУ

6.28. Роспуск (размыкание) боевого порядка и заход ЛА на посадку состоят из ряда последовательных этапов: – выход боевого порядка в точку (на рубеж) начала роспуска; – маневрирование для установления посадочных интервалов между ЛА (размыкание); – выход ЛА в точку начала снижения (заход на посадку); – снижение (пробивание облачности); – посадка. В зависимости от состава группы, направления подхода к аэродрому, способа роспуска

и захода на посадку некоторые из этапов могут отсутствовать. 6.29. Способы захода на посадку одиночного ЛА делятся на две группы:

1. Заход на посадку с предварительным выходом на радио навигационную точку (РНТ) аэродрома (ДПРМ, маяк РСБН).

2. Заход на посадку с рубежа начала снижения. П е р в а я группа включает следующие способы захода на посадку:

– отворот на расчетный угол (РУ); – два разворота на 180°; – круг над радиостанцией; – разворот в сторону наименьшего угла; – большая (малая) коробочка. Во в т о р у ю группу входят способы захода на посадку:

– по командам с земли; – с помощью бортовых технических средств навигации.

6.30. Первая группа способов предусматривает построение маневра от РНТ аэро-

дрома, причем точка начала снижения (ТНС) лежит в створе ВПП на удалении SCH, то есть снижение и пробивание облачности выполняется с посадочным курсом.

117

Удаления ТНС для различных высот приведены в инструкциях экипажу и при их от-сутствии могут быть рассчитаны в соответствии с установленными для данного типа ЛА режимами снижения в следующем порядке (рис. 6.36). Слой высот от высоты подхода (Нподх) до высоты прохода ДПРМ делится на слои, в

каждом из которых сохраняются постоянными приборная и вертикальная скорости сни-жения. Для каждого слоя высот рассчитываются продолжительность tснi и средняя истинная

скорость снижения ЛА Vcрi в каждом слое:

Средняя истинная скорость снижения определяется по заданной приборной скорости и

средней высоте слоя:

По полученным значениям tснi и Vcрi определяется горизонтальный путь ЛА за время

снижения в i-м слое:

В общий путь снижения включаются горизонтальные площадки на высоте подхода по-сле выхода на посадочный курс для установления режима снижения и перед ДПРМ.

118

Путь ЛА на горизонтальной площадке

где tгп = 30 с. По полученным таким образом участкам горизонтального пути определяется участок

снижения ЛА на посадочном курсе от ДПРМ и положение ТНС:

В тех случаях, когда снижение на посадочном курсе выполняется по данным глиссад-

ного маяка системы ПРМГ, удаление ТНС от ВПП рассчитывается по формуле

где Θгл – угол наклона глиссады снижения.

6.31. Отворот на расчетный угол (рис. 6.37) выполняется при выходе на ДПРМ с

курсом, обратным посадочному или отличающимся от него на угол до 45°. Определив момент прохода ДПРМ, экипаж пускает секундомер и выполняет дово-

рот на курс, отличающийся от обратного посадочному на расчетный угол (РУ), и с учетом угла сноса следует в течение времени tнр в точку начала разворота. Величина расчетного угла определяется по формуле

где R — радиус разворота ЛА;

r — радиус зоны неустановившейся работы радиокомпаса, величина которого рав-на полутора-двум высотам прохода ДПРМ;

ε — угол ветра на посадочном курсе; U — скорость ветра; α — угол сноса.

Время полета от ДПРМ до точки начала разворота рассчитывается по формуле

Значения времени tнp и расчетного угла должны быть рассчитаны для всего диапазона

высот выхода на ДПРМ, возможных направлений и скоростей ветра. Результаты предва-рительных расчетов сводятся в таблицу и используются экипажами и руководителем по-летов (табл. 6.3). Приближенный расчет времени tнр и расчетного угла может быть выполнен экипажем

по следующим формулам:

119

Таблица 6.3.

Значения РУ и tнр, в зависимости от высоты подхода и ветра Высота подхода, м U cosε,

км 600 1000 2000 3000 4000 5000 6000 7000 +60 +40 +20

0 -20 -40 -60

РУ°/ tнр

6.32. Заход на посадку двумя разворотами на 180° (рис. 6.38) выполняется при

выходе на ДПРМ с курсом, близким к посадочному. После прохода ДПРМ экипаж выполняет разворот на 180°, в момент прохода траверза

ДПРМ пускает секундомер и следует в течение времени tнp в точку начала разворота. Про-должительность полета от траверза ДПРМ до ТНР рассчитывается по указанным выше формулам.

6.33. Способ «круг над радиостанцией» (рис. 6.39) применяется при выходе ЛА

на ДПРМ с курсом, отличающимся от посадочного примерно на 90° (270°).

Рис. 6.39. Схема захода на посадку способом «круг над радиостанцией»

Для выполнения маневра необходимо, определив проход ДПРМ, ввести ЛА в разворот с заданным креном γ1 и следить за показаниями стрелки указателя курсовых углов радио-компаса. Когда КУР станет равным 270° (90°), уменьшить крен вдвое γ2 и, удерживая ука-занный КУР, продолжать разворот до выхода на курс, противоположный посадочному. По окончании разворота пустить секундомер и следовать в ТНР с учетом угла сноса. Раз-ворот на посадочный курс начать через время tнр и выполнять его с креном γ1

120

6.34. Разворот в сторону наименьшего угла (рис. 6.40) применяется в тех же случаях,

что и «круг над радиостанцией». Он позволяет упростить маневр и сократить время поле-та до точки начала разворота. После прохода ДПРМ экипаж выполняет разворот в сторону наименьшего угла на

курс, противоположный посадочному. Разворот выполняется с радиусом R1, рассчитан-ным по формуле:

где R2 — радиус разворота для типового режима;

УП — угол подхода к посадочному курсу; r — радиус зоны неустойчивых показаний АРК.

По величине R1 и скорости полета определяется угол крена, с которым должен быть выполнен разворот. Разворот на посадочный курс выполняется после разворота | на курс, противополож-

ный посадочному, через время tнр, которое рассчитывается по формуле:

Для определения tнр заранее составляются таблицы или графики.

6.35. Заход на посадку по малой коробочке (рис. 6.41) применяется при выходе на

ДПРМ с курсор отличающимся от посадочного примерно на 90° (270 ).

121

Рис.6.41. Схема захода на посадку по малой коробочке

Определив момент прохода ДПРМ, экипаж должен взять курс, отличающийся от поса-дочного на 90° (270°), и следовать с этим курсом в течение заданного времени t1, после чего выполнить разворот на противопосадочный курс. Начало третьего разворота опре-деляется по времени полета на втором прямолинейном участке

и по назначению курсового угла радиостанции

где знак «плюс» соответствует заходу с левым разворотом, «минус» — с правым. Момент начала разворота на осадочный курс (четвертого разворота) определяется по вре-мени полета на третьем прямолинейном участке

VRtt 13 −=

и по назначению курсового угла радиостанции

при заходе с левым разворотом или

при заходе с правым разворотом.

122

6.36. Заход на посадку по большой коробочке применяется при выходе на ДПРМ с курсом, близким к посадочному (рис. 6.42). Определив момент прохода ДПРМ, экипаж продолжает полет с посадочным курсом в

течение установленного времени tпр и по его истечении выполняет разворот на 90°. Момент начала второго разворота определяется по истечении заданного времени t1 и

по соответствующему значению курсового угла радиостанции:

где знак «плюс» соответствует заходу с левым разворотом, «минус»— с правым. Третий разворот экипаж выполняет после прохода траверза ДПРМ через время t2:

при курсовом угле радиостанции

где знак «плюс» берется при заходе с левым разворотом, «минус»— с правым. Момент начала разворота на посадочный курс (четвертого разворота) определяется по

времени полета t3 = t1

и по значению курсового угла радиостанции

при заходе с левым разворотом или

при заходе с правым разворотом.

6.37. На самолетах, оборудованных системой РСБН-6С, маневр для захода на посад-

ку может быть построен не только относительно ДПРМ, но и относительно наземного маяка РСБН, который, как правило, устанавливается по центру ВПП на удалении боково-го выноса Zб от ее оси. Использование маяка РСБН в качестве маркированной точки в

123

районе аэродрома существенно повышает точность построения маневра захода на посад-ку. Схема захода на посадку с использованием наземного маяка с РСБН показана на рис.

6.43. В район аэродрома экипаж выходит, выполняя полет на маяк РСБН курсовым или пу-

тевым способом. В зависимости от курса подхода и схемы захода на посадку, установ-ленной для данного аэродрома, экипаж должен выполнить разворот на про-тивопосадочный курс на определенной дальности до маяка (Dнр). Значения дальности начала разворота в зависимости от угла разворота на противопосадочный курс (УР) и радиуса разворота рассчитываются по формуле

если, разворот выполняется после пересечения посадочного курса, или по формуле

если разворот выполняется без пересечения посадочного курса. На рис. 6.43 приведены графики для определения дальности начала разворота без учета высоты полета и величи-ны бокового выноса маяка РСБН. Продолжительность полета с проти-вопосадочным кур-сом до точки начала разворота определяется по формуле

если, разворот выполняется после пересечения посадочного курса, или по формуле

если разворот выполняется без пересечения посадочного курса. Точка начала разворота на посадочный курс определяется также по дальности до маяка и курсовому углу.

6.38. Режим СРП системы РСБН-2С с достаточной точностью обеспечивает за-

ход на посадку любым из рассмотренных способов. При этом маяк РСБН может быть расположен как непосредственно на аэродроме посадки, так и в любой точке вне его, что позволяет выполнять заход на посадку при ограниченном использовании (отказе) средств

124

РСТО аэродрома. Для захода на посадку двумя разворотами на 180° или с прямой (рис. 6.44) экипаж дол-жен установить на блоке управления СРП (БУ СРП) заданный путевой угол (ЗПУ), угол цели (УЦ) относительно истинного меридиана маяка РСБН и дальность до цели (Dц). Для сигнализации о моменте пролета точки начала разворота на щитке управления (ЩУ) ус-тановить ее азимут и дальность.

э Выход в ТНР осуществляется пилотированием самолета по вертикальной планке КПП. Момент начала разворота на посадочный курс определяется по загоранию сигнальной лампы, азимуту и дальности самолета от маяка РСБН. В процессе разворота на посадочный курс устанавливаются новые данные на БУ СРП и

ЩУ. Выход в створ ВПП и снижение с посадочным курсом осуществляются также по ко-мандам вертикальной планки КПП. Если аэродром оборудован системой ПРМГ, за 20—30° до выхода на посадочный курс включается режим «Посадка».

6.39. Заход на посадку с рубежа начала снижения (РНС) (рис. 6.45) состоит в том,

что ЛА активно выводится из любой точки воздушного пространства в расчетную точку (РТ), лежащую в створе ВПП, на заданной высоте. Снижение с высоты полета по мар-шруту до высоты РТ начинается на рубеже начала снижения, осуществляется с заданным режимом в направлении касательной к окружности разворота на посадочный курс и за-канчивается на высоте РТ за 30 с до точки начала разворота на посадочный курс.

125

Высота выхода в расчетную точку задается в Инструкции по производству полетов на

данном аэродроме. Удаление РТ от ВПП (Sрт) рассчитывается аналогично удалению ТНС (п. 6.30). Рубежи начала снижения для различных высот подхода к аэродрому представляют со-

бой дуги окружностей радиусом ρi, центр которых совпадает с центром окружностей раз-ворота на посадочный курс:

,SR 2PHCi

2i +=ρ

где Ri — радиус разворота на высоте выхода в расчетную точку; SРНСi — длина участка снижения от высоты полета по маршруту до высоты рас-

четной точки. Расчет значений SРНСi, для различных высот подхода к аэродрому выполняется в сле-

дующем порядке. Весь диапазон высот от практического потолка ЛА до высоты расчетной точки (Нрт)

делится на слои ΔН ≤ 200 м (рис. 6.46). Для каждого слоя высот по толщине слоя и ре-жиму снижения

рассчитываются продолжительность снижения tΔН, средняя горизонтальная скорость на снижении Vr i и путь ЛА за время снижения в каждом слое:

где Vi и Vвi – соответственно средняя истинная и вертикальная скорости ЛА в i — м

126

слое высот. При вертикальной скорости снижения менее 50 м/с средняя горизонтальная скорость

Vri на снижении принимается равной средней истинной скорости в i-м слое: Vri = Vi

В тех случаях, когда выход в РТ осуществляется с курсом, отличающимся от посадоч-

ного более чем на 10°, снижение должно быть закончено за 30 с до начала разворота на посадочный курс. Величина этой горизонтальной площадки рассчитывается по истинной скорости полета на высоте расчетной точки:

Srn = VРТ 30 Длина участка снижения от высоты полета по маршруту до высоты расчетной точки

определяется по формуле

Расчеты выполняются для ряда значений вертикальной скорости во всем диапазоне

допустимых для данного типа ЛА вертикальных скоростей снижения. Результаты расче-тов сводятся в таблицы и используются для управления посадкой ЛА с РНС. В табл. 6.4 приведены значения SPHCi для условий снижения, указанных на рис. 6.46.

Таблица 6.4 Длина участка снижения SPHC в зависимости от высоты полета и VB

Высота полета по маршруту, м Вертикальная скорость сни-жения, м/с 4000 6000 8000 10000 12000

10 20 30 40 50

37 21 17 13 11

73 39 30 22 18

113 59 45 32 26

158 82 60 43 35

209 108 78 56 45

6.40. Управление посадкой с использованием РНС осуществляется с пунктов управ-

ления по данным наземных РЛС, При этом необходимо: – определить курс снижения; – определить момент перехода на снижение; – осуществлять контроль за снижающимся ЛА по направлению полета и вертикальной скорости снижения;

– определить момент начала разворота на посадочный курс. Указанные задачи решаются с помощью палеток и графиков глиссад снижения, по-

строенных по данным таблиц. Палетка для управления посадкой с использованием РНС (рис. 6.47, построенный на

основании табл. 6.4) представляет собой сетку рубежей начала снижения и строится не-посредственно на карте (планшете) или на прозрачном материале в масштабе карты (планшета).

127

Для построения сетки РНС необходимо:

– на посадочном курсе на удалении Spт от торца ВПП наметить положение РТ; – радиусом, равным радиусу разворота ЛА на высоте расчетной точки, провести две по-луокружности разворота, касательные к РТ;

128

из РТ провести три луча, один из которых является продолжением оси ВПП, а два дру-гих отстоят от него на 10°; на продолжении оси ВПП от РТ отложить последовательно значения SPHCi без учета Srn

для заданной вертикальной скорости снижения (в табл. 6.4 строка для VB = 30 м/с); – на лучах, отстоящих от оси ВПП влево и вправо на 10°, отложить SPHCi. с учетом Srn; – из центра полуокружности разворота на посадочный курс провести дуги окружностей через полученные точки на лучах;

– полученные таким образом рубежи начала снижения оцифровать соответствующими высотами;

– провести касательные к полуокружностям разворота на посадочный курс через каждые 10 — 20° и оцифровать их значениями курсов снижения в РТ. На сетке рубежей начала снижения по данным РЛС ведется прокладка линии пути ЛА,

по результатам которой экипажу определяются команды на исправление курса и измене-ние режима снижения ЛА. Для контроля за правильностью выдерживания режима снижения строится график

глиссад снижения в масштабе планшета или индикатора кругового обзора РЛС (на рис. 6.48 график построен по данным табл. 6.4). По удалению ЛА от ТНР, полученному на экране РЛС, и высоте полета, периодически

докладываемой экипажем, по графику определяется и передается летчику необходимая вертикальная скорость снижения.

6.41. На ЛА, оборудованных навигационными комплексами, предусмотрен автома-

тизированный заход на посадку с РНС. Повторный заход осуществляется двумя разворо-тами на 180°,

Параметры маневра для разных типов ЛА, схемы и действия экипажа при заходе на по-

садку изложены в инструкциях (руководствах) и методических пособиях ЛА. 6.42. Роспуск боевых порядков (размыкание) перед посадкой должен обеспечить

безопасность при выполнении захода на посадку всех ЛА группы в минимальное время. Безопасность полета при выполнении посадки группы ЛА в сложных метеорологиче-

ских условиях достигается своевременным установлением и выдерживанием безопасных временных дистанций между ЛА. Величина безопасной временный дистанции между заходящими на посадку ЛА рассчи-

тывается по следующей формуле:

где V1 и V2 — средние истинные скорости снижения соответственно от РНС до РТ (Spнc) и

от РТ до ДПРМ (Sрт — Sдпрм ). Интервал посадки ЛА задается не менее ∆tбез.

6.43. Размыкание групп ЛА перед посадкой осуществляется одним из следующих

способов:

129

– маневрированием скоростью полета на маршруте до выхода в точку (на рубеж) начала снижения;

– разворотом на 180° в районе аэродрома; – разворотом на 90° или маневром «змейка» на рубеже начала снижения.

6.44. Размыкание (роспуск) боевого порядка маневрированием скоростью на

маршруте (рис. 6.49) исключает необходимость размыкания групп в районе аэродрома, упрощает организацию посадки ЛА, обеспечивает экономию топлива и полетного време-ни. Способ применяется для ЛА, имеющих большой диапазон скоростей горизонтального полета. Маневр размыкания начинается в момент выхода ведущего на рубеж начала размыка-

ния (РНР) и должен быть закончен каждым экипажем (группой) в момент прохода точки (рубежа) начала снижения. В момент выхода на РНР ведущий подает команду на размыкание, по которой каждый

ведомый устанавливает свою скорость V2i, а ведущий продолжает полет на скорости V1. Если удаление РНР от рубежа начала снижения не задано, оно определяется по воз-

можной разности скоростей полета при маневрировании (V1 — V2), глубине боевого по-рядка tбп и продолжительности посадки группы tпос:

( ) .VV

tVtVVS21

бп1пос21PHP −

−=

По полученному (заданному) удалению SPHP для каждого ЛА (группы) боевого порядка рассчитывается скорость при маневрировании:

VSt

StVV

PHPпосi

PHPбпi1i2

где tбni, tпосi. — соответственно временная дистанция в боевом порядке и интервал по-садки i-гo ЛА относительно ведущего боевого порядка.

Заход на посадку после размыкания может быть выполнен любым из рассмотренных способов.

6.45. Роспуск (размыкание) разворотом на 180° (на петле) производится при невоз-

можности разомкнуть боевой порядок на заданные дистанции на маршруте до выхода в район аэродрома. После выхода на ДПРМ ведущий выводит группу в точку начала разворота (рис.

6.50,а), выполняет разворот на посадочный курс и подает команду на роспуск. Остальные экипажи выходят в ТНР, выполняют разворот и продолжают полет с курсом, противопо-ложным посадочному.

130

Момент начала разворота на посадочный курс каждым ведомым определяется само-

стоятельно по выдержке времени от момента подачи команды ведущим

или по команде, подаваемой впереди идущим экипажем:

В целях повышения скрытности момент начала разворота на посадочный курс может

быть определен по выдержке времени от момента пролета контрольного ориентира (есте-ственного или искусственного), В этом случае

Продолжительность роспуска и посадки группы от момента выхода ведущего на

ДПРМ и до момента посадки последнего самолета

При выходе группы на ДПРМ с курсом, близким к посадочному (рис. 6.50,6), продол-жительность роспуска и посадки увеличивается на t180. Длина участка роспуска

где l — длина петли.

6.46. Если боевой порядок состоит из нескольких групп или из большого числа ЛА,

которые условно могут быть разделены на отдельные группы, роспуск в районе аэродро-ма осуществляется на двойной петле, что позволяет значительно уменьшить район рос-пуска. Первая группа после прохода ДПРМ выполняет размыкание и посадку на петле (рис.

6.51). Вторая и последующие группы гасят избыток времени на второй петле. Время по-лета на прямолинейном участке второй петли рассчитывается по формулам: а) при выходе на аэродром с курсом, близким к противоположному посадочному (рис.

131

6.51,а):

б) при выходе на аэродром с курсом, близким к посадочному ‘(рис. 6.51,6):

где n1 — число ЛА в первой группе;

∆tбп2 — временная дистанция между ведущим первой и второй групп (разность во времени выхода ведущих групп на ДПРМ);

tзап2 — запасное время (30—60 с). Для третьей группы время полета на прямолинейном участке второй петли рассчиты-

вался следующим образом:

где tзап3 – запасное время (30—60 с). Продолжительность роспуска и посадки боевого порядка

длина участка роспуска

Петля погашения избытка времени для второй и доследующих групп может быть ори-

ентирована по-разному в Зависимости от ограничений воздушного пространства в районе аэродрома.

6.47. Разворотом на 90° или маневром «змейка» на рубеже начала снижения обеспе-

132

чивается размыкание на посадочные дистанции ЛА боевого порядка составом до звена включительно. Размыкание разворотом на 90° выполняется при выходе группы в район аэродрома

вдоль рубежа начала снижения (рис. 6.52, а). Точка начала разворота ведущего выбирается на удалении от рубежа начала снижения,

равном радиусу разворота. В момент выхода в точку начала разворота ведущий подает команду на роспуск, выполняет разворот на 90° и заходит на посадку с РНС. Остальные экипажи группы продолжают полет с прежним курсом и по истечении

выдержки времени, равной интервалу посадки, последовательно выполняют развороты и заходят на посадку с РНС.

Рис. 6.52. Схема размыкания самолетов боевого порядка на рубеже начала снижения:

а – разворотом на 90°; б – «змейка» с прямолинейным участком; в – «змейка» без прямолинейного участка 6.48. Если группа выходит перпендикулярно рубежу начала снижения, размыкание

на посадочные дистанции достигается выполнением маневра «змейка». В зависимости от дистанций между ЛА боевого порядка и интервала посадки «змейка»

может быть с прямолинейным участком и без него. При выполнении «змейки» с прямолинейным участком (рис. 6.52, б) в точке начала

роспуска ведущий подает команду на роспуск и выполняет заход на посадку с РНС. Ве-домые по этой команде отворачивают на 90°, следуют с новым курсом время tBi, после чего последовательно разворачиваются на 90° и заходят на посадку с РНС.

.180бпiпосiвi t36,0ttt −−= «Змейка» без прямолинейного участка (рис. 6.52, в) выполняется в том случае, когда

величина изменения дистанции между ЛА боевого порядка меньше продолжительности разворота самолета на 180°. В этом случае параметром маневра является угол разворота (УР), который рассчитыва-

ется по формуле

133

Параметры «змейки» в зависимости от величины изменения дистанции (∆ti = tnoci —tбпi)

и продолжительности разворота на 180° приведены на графике (рис. 6.53). 6.49. В случае ухода на второй круг одного из экипажей боевого порядка он должен

выполнить повторный заход на посадку двумя разворотами на 180° (рис. 6.54) и произве-сти посадку за последним ЛА боевого порядка через интервал посадки ∆tnoc. Для этого ушедший на второй круг экипаж должен пройти с посадочным курсом расчетное время:

где t1 — продолжительность полета с посадочным курсом при выполнении стан-дартного маневра захода на посадку двумя разворотами на 180°;

∆tnoc — заданный интервал посадки; nф — количество ЛА боевого порядка, оставшихся в воздухе

134

в момент ухода на второй круг; nр — количество ЛА, которые могут выполнить посадку с заданным интервалом

за время выполнения стандартного маневра захода на посадку двумя разво-ротами на 180°;

tманст — продолжительность стандартного маневра захода на посадку двумя раз-воротами на 180°;

tзап — запасное время (30-60 с). По этой формуле рассчитывается таблица для различного числа ЛА и возможных ин-

тервалов посадки, которая используется экипажами боевого порядка и руководителем полетов для определения параметров маневра захода на посадку экипажа, ушедшего на второй круг.

135

Глава VII . ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

РАСЧЕТ ПРЕДЕЛЬНЫХ ОШИБОК НАВИГАЦИИ

7.1. Основу обеспечения безопасности воздушной навигации составляют: – правильный выбор и размещение в воздушном пространстве траекторий полета ЛА, осуществляемые на основе предварительных расчетов и установленных правил эшело-нирования;

– точный инженерно-штурманский расчет и строгое выдерживание заданных режима и профиля полета;

– неукоснительное соблюдение основных правил воздушной навигации. 7.2. Предельная ошибка выдерживания ЛЗП (ширина полосы маршрута С) опреде-

ляется либо для одного этапа маршрута, либо для участка маршрута, состоящего из N эта-пов (N≥2). Расчет ширины полосы маршрута производится по формулам:

– для одного этапа маршрута С=ml — σl [0,45 + 0,78 ln (lnP0)];

– для участка маршрута, состоящего из N этапов: С = ml — σl {0,45 + 0,78 ln [1n N — (1пР0 + N)]}.

Математическое ожидание ml и среднее квадратическое отклонение величины макси-мального линейного бокового уклонения (ЛБУ) на этапе маршрута определяются путем статистической обработки фактических значений максимальных ЛБУ от ЛЗП (на каждом этапе), наблюдавшихся в полетах, выполненных в одинаковых условиях:

где I li I— абсолютные значения максимальных ЛБУ;

n — количество максимальных ЛБУ. Результаты расчетов значений С сводятся в таблицы или графики, которые использу-

ются при практической работе. Расчеты целесообразно выполнять для следующих значе-ний гарантийной вероятности: 0,9; 0,95; 0,99; 0,997 и 0,9999. Вариант расчетов значений С для различных родов авиации приведен на графиках (рис. 7.1). Данные графиков можно использовать для ориентировочных расчетов. Для точных расчетов ширина полосы мар-шрута должна быть рассчитана в соответствии с уровнем подготовки конкретного экипа-жа (подразделения, части).

7.3. Предельные ошибки времени выхода в заданные точки (на заданные рубе-

жи) зависят от способов определения расчетного времени при планировании маршрутных полетов, к числу которых относятся: – штилевой расчет полета; – расчет по эквивалентному ветру; – установление заданного времени прохода точек (рубежей).

136

7.4. Планирование маршрутных полетов по штилевому расчету является основ-ным видом планирования. При штилевом расчете полета оценка возможного отклонения фактического времени

выхода в заданную точку (на рубеж) от расчетного производится с использованием фор-мулы

где tобр — расчетное время полета в часах до заданного рубежа после прохода дальней

точки маршрута (цели). Если рубеж находится до цели, следует считать tобр = 0; tтуда — расчетное время полета в часах до заданного рубежа от ИПМ. При этом,

если рубеж расположен на второй половине маршрута, то есть после проле-та наиболее удаленной точки (цели), следует считать tтуда равным половине общей продолжительности полета;

Ттш — штилевое расчетное время выхода в заданную точку (на рубеж); Т — наиболее раннее (со знаком «минус» в формуле) или наиболее позднее ожи-

даемое время прохода точки (рубежа); X — нормированная переменная, соответствующая определенному значению га-

рантийной вероятности. Величина X для наиболее употребительных значе-ний Ргар приведена в табл. 7.1.

Увеличение продолжительности полета по сравнению со штилевой расчетной для не-которых значений гарантийной вероятности приведено в табл. 7.2.

а б

в г

Рис. 7.1. Ширина полосы маршрута С:

а — для ИА на малых и больших высотах; б — для ИБА, БА на малых и средних высотах; в – для ВТА, ДА на больших высотах; г – для АА на малых высотах

137

Таблица 7.1 Величина X в зависимости от Ргар

Ргар 0,8 0,9 0,95 0,997 0,999 0,9999 X 1,28 1,64 1,96 3 3,29 3,76

Таблица 7.2

Величина в зависимости от Ргар Ргар 0,9 0,95 0,995 0,999 0,9998

∆tmах, % 6,8 8,0 10,2 11,1 15,8 Указанные выше расчеты справедливы для полетов по замкнутым маршрутам без ма-

неврирования для выхода на цель в заданное время. 7.5. Расчет полета по среднему статистическому значению эквивалентного ветра

производится при систематических полетах по одним и тем же маршрутам (трассам). При этом оценка возможного отклонения фактического времени выхода в заданную точку (на рубеж) от расчетного производится с использованием зависимости

где σtэкв — среднее квадратическое отклонение фактического времени выхода на рубеж относительно расчетного (Трасч), мин. Величина σtэкв рассчитывается следующим образом: если по всему маршруту до заданной точки эквивалентный ветер характеризуется по-

стоянным средним квадратическим отклонением σω, то

где V — воздушная скорость полета, км/ч;

ω — значение эквивалентного ветра на маршруте, км/ч; S — длина маршрута до заданной точки, км; σω — среднее квадратическое отклонение эквивалентного ветра на маршруте,

км/ч; – если маршрут полета до заданной точки состоит из N этапов, на каждом из которых среднее квадратическое отклонение ветра имеет различную величину σωi то сначала определяются значения σtэквi для каждого этапа, а суммарное значение определяется по формуле

7.6. При задании времени выхода в заданную точку (на рубеж) оценка возможного

отклонения фактического времени выхода от заданного производится с использованием зависимости

где σt — среднее квадратическое отклонение ошибки выхода в заданную точку по

времени. Величина σt определяется путем статистической обработки фактических ошибок во

времени выхода на цель (рубеж) по формуле

где ∆ti — ошибки выхода по времени, допущенные в полетах;

n — количество ошибок.

138

ОБЕСПЕЧЕНИЕ БЕЗОПАСНОСТИ ОТ СТОЛКНОВЕНИЙ И ПОПАДАНИЯ В ЗАПРЕТНЫЕ ЗОНЫ

7.7. Исключение случаев столкновения ЛА в воздухе достигается: а) при полетах по параллельным маршрутам «»установлением минимально допусти-

мого расстояния между маршрутами, исключающего с заданной гарантийной вероятно-стью попадание ЛА в полосы соседних маршрутов; б) при полетах по пересекающимся маршрутам или сходящимся на расстояние, мень-

шее минимально допустимого: – установлением минимального временного интервала между моментами выхода ЛА

(групп) в точку пересечения маршрутов; – установлением минимально допустимой разности высот'(эшелонов) полета ЛА

(групп), если интервалы времени выхода в точку пересечения маршрутов менее мини-мально допустимых.

7.8. Минимально допустимое расстояние Lmin между параллельными участками мар-

шрутов определяется по формуле

где C1 и С2 —половина ширины полосы соответственно первого и второго маршрутов. Значения С1 и С2 рассчитываются по приведенной выше методике для вероятности Ро,

которая зависит от общего количества ЛА Nc в обеих группах и заданной гарантийной вероятности Ргар непопадания ни одного из ЛА в полосу маршрута соседней группы. Гарантийная вероятность принимается равной 0,9 при полете групп на попутных и 0,99

— на встречных курсах. Для указанных значений гарантийной вероятности Ргар и некото-рых значений общего количества ЛА Nc в табл. 7.3 приведены значения вероятности Ро.

Таблица 7.3 Значение Ро в зависимости от Ргар и Nс

Nс Ргар 10 20 50 100 0,9 0,99

0,9789 0,998

0,9895 0,999

0,9958 0,9996

0,9979 0,9998

7.9. Минимальный временной интервал выхода групп в точку пересечения их мар-

шрутов∗ ∆tmin определяется по формуле

где m∆tи — математическое ожидание возможного сокращения интервала между груп-пами;

X1 — нормированная переменная, соответствующая заданной гарантийной веро-ятности Ргар исключения сокращения временного интервала меньше допус-тимого. Рекомендуется принимать Ргар≥0,9 в зонах с надежным радиолока-ционным контролем (X1 = l,28) и Ргар≥0,99 в зонах с недостаточным радио-локационным контролем (Х1 = 2,33);

σtи — суммарное среднее квадратическое отклонение временного интервала меж-ду моментами выхода групп в точку пересечения маршрутов;

∆tc — поправка на возможные боковые уклонения групп при выходе в точку пе-ресечения маршрутов

где С — половина ширины полосы маршрута;

∗ Под моментами прохода группами точки пересечения маршрутов подразумеваются моменты прохода этой точки замыкающим самолетом первой и ведущим самолетом второй группы.

139

V — средняя скорость подхода групп к точке пересечения маршрутов; α — угол между направлениями подхода групп к точке пересечения маршрутов

(отсчитывается со знаком «плюс» от 0 до 180°). Значение m∆tи, мин, при штилевом расчете времени прохода определяется по формуле

m∆tи = 3(tобpI — tOбpII), где tобpI и toбpII — расчетное время полета первой и второй групп в часах от наиболее

дальних точек маршрутов до точки пересечения маршрутов. Если точка пересечения находится на первой половине маршрута, расчет ведется по эквивалентному ветру, tобр принимается равным нулю.

Величина σtи рассчитывается по соотношению

,ttt 2II

2Iи σ+σ=σ

где ∆tI и ∆tII — средние квадратические отклонения времени выхода в точку пересече-ния соответственно первой и второй групп, которые рассчитываются:

а) при определении момента выхода по штилевому расчету в минутах σtI (II) = 4tтуда I (II);

б) при определении момента выхода расчетом по эквивалентному ветру в качестве ве-личин σtI (II) берутся значения σtэкв; в) если время выхода групп в точку пересечения задано, следует полагать σtI ≈ σtII = 1

мин и σtи = l,4 мин. 7.10. Минимально допустимая разность высот (эшелонов) полета ЛА (групп), ин-

тервал времени выхода которых в точку пересечения маршрутов менее минимально допустимого, определяется по формуле

где h — вертикальный размер (высота) ЛА;

X — нормированная переменная, соответствующая заданной гарантийной веро-ятности Ргар расхождения ЛА по высоте (табл. 7.1);

σН — среднее квадратическое отклонение ошибки измерения и выдерживания заданной высоты (эшелона) полета.

Величина σН рассчитывается следующим образом: а) при эшелонировании по показаниям барометрических высотомеров, устанавливае-

мых на единое начальное давление:

где σНбар — среднее квадратическое отклонение ошибки измерения высоты эшелона

за счет инструментальных и аэродинамических погрешностей баромет-рических высотомеров;

σНвыд — среднее квадратическое отклонение ошибки выдерживания заданной высоты;

б) при эшелонировании полетов ниже нижнего эшелона на заданных высотах с совме-стным использованием барометрических и радиовысотомеров

где σНрв — среднее квадратическое отклонение ошибки измерения высоты радиовы-

сотомером (~15 м); σНвыд — среднее квадратическое отклонение ошибки выдерживания заданной

высоты; σНрел — среднее квадратическое отклонение абсолютной высоты рельефа, равное

1/3 максимального перепада высот рельефа местности на участке изме-рения высоты с радиовысотомером.

140

7.11. Истинная безопасная высота полетов может быть рассчитана по формуле

где ∆Нвыд — максимальная ошибка выдерживания заданной высоты (для вероятности

0,9999 ∆Нвыд = 3,9 σНвыд); ∆Низм — максимальная ошибка измерения относительной высоты полета (∆Низм =

3,9 σНизм); ∆Н — ошибка измерения высоты барометрическим высотомером вследствие ло-

кальных понижений атмосферного давления в зонах завихрений горизон-тального воздушного потока. Учитывается при выполнении полетов над местностью с резкими перепадами высот рельефа (500 м и более) и рас-считывается в метрах по формуле ∆Н = 0,1 U2 (U — скорость ветра, м/с);

∆Нзап — запас высоты на ошибки в определении высоты наземных препятствий и методические погрешности расчета показаний прибора для полета на безопасной высоте (40—50 м).

При пилотировании по показаниям барометрического высотомера без контроля высо-ты по радиовысотомеру среднее квадратическое отклонение ошибки измерения высоты σНизм определяется по формуле

где σНсум — суммарное среднее квадратическое отклонение ошибки определения ин-

струментальной и аэродинамической поправок (~30 м); σНр — среднее квадратическое отклонение ошибки в высоте за счет ошибки оп-

ределения минимального приведенного атмосферного давления на участ-ке полета в метрах;

где S — удаление, км, участка полета от ближайшей точки измерения атмосферного

давления; t — время, ч, от момента измерения атмосферного давления до выхода в район

полета на безопасной высоте (формула справедлива при t≤12 ч).

При пилотировании с контролем высоты по радиовысотомеру

7.12. Экипаж ЛА при подготовке к полету обязан по заданной истинной безопасной

высоте рассчитать минимальную безопасную высоту полета по прибору с учетом рельефа местности, высоты препятствий, температурной поправки и данных о состоянии атмо-сферного давления, а также аэродинамических, волновых и инструментальных поправок высотомера. Расчеты производятся по формуле

где Нотн.ур — безопасная высота относительно уровня отсчета (моря, аэродрома);

Рвыс — давление, на которое установлен высотомер в полете; Рур — атмосферное давление на уровне отсчета Я0Тн.ур, то есть при полетах в

141

районе аэродрома Рур = Раэр; при полетах по маршруту, если на высото-мере установлено давление на аэродроме взлета Рур = Рур.аэр (определяет-ся согласно рис. 7.2), во всех остальных случаях — это минимальное приведенное атмосферное давление на маршруте полета; ∆Нсум — сум-марная инструментальная, аэродинамическая и волновая поправка для данного прибора;

∆Нтемп — поправка в показание прибора на отличие фактической температуры воздуха от стандартной на высоте Нотн.ур рассчитывается на навигацион-ной линейке или при Нотн.ур <1000 м по формуле

где t0 — температура воздуха у земли в точке минимального давления на маршруте;

Безопасная высота относительно уровня аэродрома рассчитывается следующим обра-

зом: – если на высотомере установлено атмосферное давление аэродрома,

где ∆Нрел — превышение наивысшей точки рельефа местности в районе маршрута (аэ-

родрома) над уровнем ВПП; ∆Нпр — превышение препятствия над наивысшей точкой рельефа местности;

– если на высотомере установлено любое другое давление, отличающееся от атмосфер-ного давления аэродрома,

где Нрел — превышение наивысшей точки рельефа на участке маршрута (коридора,

трассы) в пределах заданной полосы над уровнем моря; Нпр — превышение препятствия над наивысшей точкой рельефа местности в пре-

делах полосы учета Нрел. 7.13. Для контроля показаний барометрического высотомера с помощью радиовы-

сотомера в полете на безопасной высоте необходимо рассчитывать показания радиовысо-томера для выбранных с этой целью участков маршрута. Рельеф на этих участках не дол-жен иметь перепадов более 50 м. Расчет показаний радиовысотомера производится по формуле

где Нрв — показания радиовысотомера (истинная высота полета) на участках измерения; Нбез.абс — абсолютная безопасная высота полета;

hрел — средняя абсолютная высота рельефа местности на участке измерения. 7.14. Исключение случаев попадания в запретные и опасные зоны достигается уста-

новлением минимально допустимого удаления маршрута от границ зоны, исключающего с заданной гарантийной вероятностью попадание ЛА в пределы запретных (опасных) зон.

142

При определении минимального удаления маршрута от границы запретной зоны раз-

личают два случая: – полет на протяжении одного или нескольких этапов совершается вдоль границы за-претной (опасной) зоны (рис. 7.3);

– линия заданного пути проходит вблизи запретной зоны небольших размеров (рис. 7.4).

7.15. В случае длительного полета вдоль границы запретной зоны минимально до-

пустимое удаление ЛЗП от ее границы равно половине ширины полосы маршрута С на участке полета вдоль зоны, которая рассчитывается по методике п. 7.3 для вероятности

Р0 = 2Ргар – 1, где Ргар — требуемая гарантийная вероятность непопадания ЛА в запретную зону.

7.16. При полете вблизи запретной зоны небольших размеров минимально допусти-

мое удаление линии заданного пути от ее границы определяется в следующем порядке: – рассчитывается среднее квадратическое линейное боковое уклонение на траверзе за-претной зоны (σz):

где σrкорр — средняя квадратическая радиальная ошибка последней коррекции места ЛА;

К — коэффициент, характеризующий точность счисления координат; S — удаление точки последней коррекции от траверза запретной зоны, отсчитан-

ное вдоль ЛЗП; — рассчитывается удаление ЛЗП от границы зоны; C = X1σz,

где Х1 — нормированная переменная, выбираемая в зависимости от требуемой гаран-тийной вероятности Ргар из табл. 7.4.

Таблица 7.4 Нормированная переменная в зависимости от Ргар

Ргар 0,8 0,9 0,95 0,975 0,977 0,99 0,995 0,999 0,9995 0,9999 Х1 0,84 1,28 1,65 1,96 2,0 2,33 2,58 3,09 3,28 3,75

ИСКЛЮЧЕНИЕ СЛУЧАЕВ ПОТЕРИ ОРИЕНТИРОВКИ

7.17. Основными причинами потери ориентировки могут быть: – неудовлетворительная штурманская подготовка экипажа, а также некачественная под-готовка ПНС (ПИО) к полету;

– нарушение экипажем правил навигации ЛА и штурманского плана полета; – отсутствие контроля за выполнением полета и четкого управления им; – слабые практические навыки в использовании бортовых и наземных средств навига-ции;

– слабые навыки в ведении визуальной и радиолокационной ориентировки;

143

– неподготовленность экипажа к полету в усложнившихся условиях. 7.18. При потере ориентировки экипаж обязан:

– не допускать необдуманных поспешных действий и полета с произвольными курсами; – доложить о потере ориентировки на пункт управления, включить сигнал «Бедствие», передать по радио сигнал «Полюс»;

– перейти на режим максимальной продолжительности полета, занять высоту, обеспечи-вающую лучшие обзор местности экипажем и условия обнаружения ЛА наземными средствами;

– проверить правильность показаний курсовых приборов, определить фактическое на-правление полета и оценить его соответствие требуемому;

– при потере ориентировки вблизи государственной границы или над территорией про-тивника взять курс для выхода на свою территорию;

– проверить записи фактического режима полета (курс, скорость, время) от последней достоверной отметки места ЛА и глазомерной прокладкой от нее определить район возможного местонахождения ЛА;

– проверить координаты места ЛА по показаниям ПНС в основном и резервном режимах работы и дублирующими средствами навигации;

– приступить к восстановлению ориентировки, руководствуясь штурманским планом полета.

7.19. Восстановление ориентировки может осуществляться следующими спосо-

бами: – с помощью радиотехнических средств — определением места ЛА или выходом на ра-дионавигационную точку (РНТ);

– визуально или по экрану бортового радиолокатора при выходе на характерный линей-ный или площадной ориентир;

– выходом на световой ориентир или светомаяк. 7.20. При восстановлении ориентировки определением места ЛА с помощью ра-

диотехнических средств место ЛА определяется прокладкой двух-трех линий положения, полученных с использованием РВС, ПАР и пеленгаторов или запросом у радиопеленга-торной базы. Если детальную ориентировку при этом восстановить не удалось из-за сравнительно

невысокой точности определения МС, необходимо восстановить ее выходом на радиона-вигационную точку.

7.21. Восстановление ориентировки выходом на РНТ является наиболее простым

и надежным способом и может применяться в любых условиях полета на любых ЛА. В качестве радионавигационной точки используются РВС, ПАР, наземные радиопелен-

гаторы и навигационные маяки. При полете на РНТ необходимо точно установить ее частоту (канал) и внимательно

прослушивать позывные этой РНТ чтобы ошибочно не выйти на другую РНТ, координа-ты которой неизвестны. При полете на ПАР для контроля следует использовать также ра-диопеленгатор этого аэродрома. В полете необходимо стремиться восстановить ориентировку до выхода .л а РНТ. Для

этого нужно проложить линию положения от используемой РНТ и сличать карту с мест-ностью в полосе относительно линии положения. Если это не удалось, место ЛА опреде-ляется в момент прохода РНТ с соответствующей отметкой на полетной карте.

144

7.22. Восстановление ориентировки визуально или по экрану бортового локатора

при выходе на характерный линейный или площадной ориентир можно применять, если запас топлива на ЛА позволяет после восстановления ориентировки выйти на аэродром посадки. В качестве линейных ориентиров используются хорошо видимые с воздуха реки, авто-

страды и железные дороги, выделяющиеся на общем фоне дорожной сети, береговая чер-та океанов, морей и крупных озер, границы крупных лесных массивов, горные хребты. Используемый линейный ориентир должен иметь достаточную протяженность и ле-

жать за пределами района вероятного местонахождения ЛА. Для восстановления ориентировки берется курс, перпендикулярный линейному ориен-

тиру или близкий к перпендикулярному. При полете к ориентиру путем сличения карты с местностью надо стремиться восстановить ориентировку. Если до выхода на линейный ориентир ориентировка не восстановлена, после выхода на него следует продолжать по-лет вдоль ориентира до полного восстановления ориентировки (рис. 7.5). На ЛА, оборудованных бортовым радиолокатором, при отсутствии линейного ориен-

тира и наличии вблизи района потери ориентировки характерного радиолокационного ориентира (крупное озеро, город, изгибы реки, сочетание группы ориентиров, дающих характерные засветки на экране, и др.) восстановление ориентировки можно осуществ-лять выходом на этот ориентир (рис. 7.6) при условии, что дальность его обнаружения превышает размер района вероятного местонахождения ЛА.

Для этого необходимо взять курс, соответствующий направлению от центра района ве-

роятного местонахождения ЛА на ориентир, и следовать до обнаружения ориентира с по-следующим выходом на него.

145

7.23. Восстановление ориентировки выходом на крупный световой ориентир или светомаяки применяется в ночных полетах при условии, что дальность видимости свето-вого ориентира (светомаяка) превышает размер района вероятного местонахождения ЛА. Для восстановления ориентировки следует взять курс, соответствующий направлению

из центра района вероятного местонахождения ЛА на светомаяк (ориентир), и следовать с этим курсом до обнаружения светомаяка (ориентира) с последующим выходом на него. При потере ориентировки в групповом полете ведущий руководствуется общими пра-

вилами восстановления ориентировки. Кроме того, запрашивает ведомые экипажи об их местонахождении, а при необходимости передает управление группой своему заместите-лю или одному из ведомых экипажей, знающему свое местонахождение. Восстановив ориентировку, экипаж докладывает на командный пункт и действует со-

гласно его указаниям. При отсутствии связи с командным пунктом командир экипажа, оценив запас топлива и возможности выхода на цель (площадку десантирования, район разведки), продолжает выполнение задания или следует на аэродром посадки.

146

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ ДЛЯ ВОЗДУШНОЙ НАВИГАЦИИ

К МК ИК ОК УК ПУ ЗПУ ФПУ УПУ ИПУ МПУ ОПУ ПК δ δм А Аи Ам

ИПР, МПР УПР, ОПР ИПС, МПС УПС, ОПС

α, УС υ γ θп εц εк

qop qр

qc, КУС qсв, КУС

ω h

∆Н hа hм V

Vnp W U Vp

Vpaд Т t

– курс ЛА – магнитный курс – истинный курс – ортодромический курс – условный курс – путевой угол – заданный путевой угол – фактический путевой угол – условный путевой угол – истинный путевой угол – магнитный путевой угол – ортодромический путевой угол – поправка в курс – направление ветра навигационное – направление ветра метеорологическое – азимут – истинный азимут – магнитный азимут – истинный пеленг НТ, магнитный пеленг РНТ – условный пеленг РНТ, ортодромический пеленг РНТ – истинный пеленг ЛА, магнитный пеленг ЛА – условный пеленг ЛА, ортодромический пеленг ЛА – угол сноса – угол тангажа – угол крена – угол пикирования – курсовой угол ориентира – угол места цели – курсовой угол ветра – курсовой угол РНТ – курсовой угол ЛА – курсовой угол светила – угловая скорость ЛА – высота полета – разность высот – высота РИТ над уровнем моря – высота мачты антенны – воздушная скорость – приборная скорость – путевая скорость – скорость ветра – скорость полета ракеты – радиальная скорость – время – продолжительность

147

tбд tвзл, tпос

∆Т tбп, dбп

∆tбп, ∆dбп Da, НД В, L φ, λ σ, μ х, у

– продолжительность периода боевых действий – интервал взлета, посадки – интервал времени – глубина боевого порядка во времени, расстоянии – временной интервал, линейная дистанция в боевом порядке – наклонная дальность – геодезическая широта, долгота – сферическая широта, долгота – ортодромическая широта, долгота – ортодромическая широта, долгота в линейной мере

ОГЛАВЛЕНИЕ

Глава I. Общие положения Основные определения Основные задачи воздушной навигации Глава II. Возможности технических средств воздушной навигации Геотехнические средства навигации Средства определения высоты и скорости полета Средства определения и выдерживания направления полета ЛА Инерциальные навигационные система Радиотехнические средства навигации ЛA Угломерные радионавигационные системы Угломерно-дальномерные радионавигационные системы Разностно-дальномерные радионавигационные системы Бортовые радиолокационные станции Доплеровские измерители путевой скорости и угла сноса (ДИСС) Астрономические средства и системы навигации. Глава III. Оценка точности воздушной навигации Способы и оценка точности определения координат местоположения ЛА Способы и методика оценки точности воздушной навигации Организация контроля точности воздушной навигации Глава IV. Штурманская подготовка к полету Объем и содержание подготовки к полету Предварительная штурманская подготовка экипажа Подготовка карт Выбор и прокладка маршрута. Расчет полета Изучение маршрута полета и средств РТО Изучение метеорологических условий Инженерно-штурманский расчет полета Разработка штурманского плана полета Предварительная штурманская подготовка ПНС Подготовка карт Выбор и построение ортодромической системы координат Определение навигационных координат программируемых точек маршрута Определение угловых поправок Расчет данных, необходимых для проверки правильности решения нави-гационных задач Программирование маршрута полета и ввод программы полета в ПНС Проверка исправности ПНС Контроль штурманской подготовки к полету Предполетная штурманская подготовка к полету Глава V. Общие правила и порядок осуществления воздушной навигацииПорядок выполнения маршрутного полета Выход на исходный пункт маршрута и линию заданного пути Выполнение полета на этапах маршрута Способы контроля за работой ПНС Применение навигационного оборудования ЛЛ для выхода на заданные цели и при перенацеливании

2 2 6 8 8 8 9 11 13 13 14 15 15 16 16 21 21 32 37 40 40 41 41 42 47 48 48 50 51 51 51 57 59 61 62 63 64 64 70 70 70 72 85

149

Выход на конечный пункт маршрута и аэродром посадки Особенности осуществления навигации в различных условиях обстановки Глава VI. Решение задач межсамолетной навигации Построение боевых порядков Выдерживание боевых порядков при полете по маршруту Маневрирование при встрече для дозаправки топливом в полете Роспуск боевых порядков и заход на посадку Глава VII. Обеспечение безопасности воздушной навигации Расчет предельных ошибок навигации Обеспечение безопасности от столкновений и попадания в запретные зоны Исключение случаев потери ориентировки

86 90 91 95 95 107 113 120 139 139 142 146

Источник

Стерлигов, Б. В. — Руководство по воздушной навигации [Текст] : Для летчиков-наблюдателей ВВС РККА

Карточка

Стерлигов, Б. В.

Руководство по воздушной навигации [Текст] : Для летчиков-наблюдателей ВВС РККА / Б. В. Стерлигов, старш. летчик-наблюдатель ; Аэронавигационный отд. Науч.-испытательного ин-та ВВС РККА. — [Москва] : Гос. изд-во : Отд. воен. литературы, 1930 (тип. «Красный пролетарий»). — 535 с., [6] вкл. л. черт., карт., табл. : ил., черт., граф., карт.; 23х15 см.

В картонном переплете с коленкоровым корешком и золотым тиснением

RuMoRGB

Шифр хранения:

FB Я 2/105

Описание

Автор
Заглавие	Руководство по воздушной навигации [Текст] : Для летчиков-наблюдателей ВВС РККА
Коллекции ЕЭК РГБ	Каталог документов с 1831 по настоящее время
Дата поступления в ЭК	28.10.2010
Каталоги	Книги (изданные с 1831 г. по настоящее время)
Сведения об ответственности	Б. В. Стерлигов, старш. летчик-наблюдатель ; Аэронавигационный отд. Науч.-испытательного ин-та ВВС РККА
Выходные данные	[Москва] : Гос. изд-во : Отд. воен. литературы, 1930 (тип. «Красный пролетарий»)
Физическое описание	535 с., [6] вкл. л. черт., карт., табл. : ил., черт., граф., карт.; 23х15 см.
Примечание	В картонном переплете с коленкоровым корешком и золотым тиснением
	RuMoRGB
Язык	Русский
Места хранения	FB Я 2/105

Источник

… Руководство по воздушной навигации: Для летчиков-наблюдателей ВВС РККА / Аэронавигационный отд. Науч.-испытательного ин-та ВВС РККА

Сохранено в:

Вид документа:	Книги
Автор:	Стерлигов, Б. В.
Опубликовано:	[М.] : Гос. изд-во. Отд. воен. лит-ры, тип. «Красный пролетарий», 1930
Физические характеристики:	535 стр., с илл., черт., граф. и карт., [6] вкл. л. черт. : карт. и табл. ; 23×15
Язык:	Русский
Предмет:	Аэронавигация

Источник

Теоретическая подготовка

летного состава авиапредприятий гражданской авиации России к полетам

в системе точной зональной навигации (P-RNAV) Европейского региона

Связь. Для Европейского региона характерно следующее:

Европейская аэронавигационная региональная стратегия (выдержки)

СТРАТЕГИЯ развития навигации в странах ЕКГА

8.1.2. Штатное оборудование (доработка оборудования ВС не потребовалась)

8.2. Целостность (достоверность) базы данных

Процедуры обновления базы данных с циклом AIRAC должны соответствовать стандартам EUROCAE ED-76 / RTCA DO-200A (см. п. 10.6).

Темы подготовки по P—RNAV

Параметры

IF — Initial fix (обязательно для P-RNAV и RNP-RNAV)

TF — Track to a fix (обязательно для P-RNAV и RNP-RNAV)

RF — radius arc to a fix (рекомендуется для P—RNAV, обязательно для RNP—RNAV)

DF- Direct to a fix (обязательно для P-RNAV и RNP-RNAV)

FA — Course from a fix to an altitude (обязательно для P-RNAV и RNP-RNAV)

<img decoding="async" onError="javascript: wp_broken_images = window.wp_broken_images || function(){}; wp_broken_images(this);" loading="lazy" width="317" height="119" src="http://polet-info.narod.ru/Docs/PRNAV.files/image028.jpg" />

Fly-Over à TF

Fly—Over à DF

Fly-By à TF

FAà DF (conditional transition)

Описание процедур в документах аэронавигационной информации и базах данных

Для сокращения текстовых описаний процедур применяется следующая система:

PG274 — имя точки Fly—Over подчеркивается;

PG278 — имя точки Fly—By не подчеркивается;

Абитуриенту

Стерлигов, Б. В. — Руководство по воздушной навигации [Текст] : Для летчиков-наблюдателей ВВС РККА

Карточка

Описание

… Руководство по воздушной навигации: Для летчиков-наблюдателей ВВС РККА / Аэронавигационный отд. Науч.-испытательного ин-та ВВС РККА

Теоретическая
подготовка

в
системе точной зональной навигации (P-RNAV)
Европейского региона

Связь.
Для Европейского региона характерно
следующее:

Европейская аэронавигационная региональная стратегия
(выдержки)

СТРАТЕГИЯ
развития навигации в странах ЕКГА

8.1.2. Штатное
оборудование (доработка
оборудования ВС не потребовалась)

Процедуры обновления базы данных с циклом
AIRAC должны соответствовать стандартам EUROCAE ED-76 / RTCA DO-200A (см. п. 10.6).

Темы
подготовки по
P—RNAV

IF — Initial fix

(обязательно для
P-RNAV

и RNP-RNAV)

TF — Track to a fix

(обязательно
для

P-RNAV

и RNP-RNAV)

RF — radius arc to a fix
(рекомендуется для

P—RNAV, обязательно для
RNP—RNAV)

DF-
Direct to a fix
(обязательно
для

P-RNAV

и RNP-RNAV)

FA
— Course from a fix to an altitude

(обязательно
для

P-RNAV

и RNP-RNAV)

Fly-Over

à TF

Fly—Over
à
DF

Fly-By

à TF

Описание процедур в документах
аэронавигационной информации и базах данных

Для сокращения текстовых
описаний процедур применяется следующая система:

PG278 —
имя точки Fly—By не подчеркивается;