Средства контроля навигационных вычислительных устройств.

27.1. Объем исходной информации для работы ПНК

При подготовке к полету основным источником информации для выбора данных по маршруту полета является перечень воздушных трасс, в котором указываются: поворотные пункты маршрута (ПМ) с указанием геодезических координат, расстояния между ПМ, ширина участков воздушной трассы, разрешенная высота полета и время су­ток, в которое можно использовать заявленные высоты. На основании координат ПМ на полимаршрутной карте наносится сеть воздушных трасс. Для каждого участка трассы относительно меридиана ПМ при­водится магнитный путевой угол β_М, истинный путевой угол 6_И и рас­стояние между пунктами маршрута S. По кратчайшему расстоянию между пунктами вылета и посадки, с учетом входных и выходных ко­ридоров, а также предписанного направления следования по участкам устанавливается маршрут полета. Маршрут полета с перечнем назва­ния ПМ является исходной информацией для создания программной траектории полета.

Исходные данные. Такими данными для ПНК самолета Ту-154 для выбранного маршрута являются: геодезические координаты ПМ (Впм, Lпм); магнитное склонение (ΔМ) для каждого ПМ; геодези­ческие координаты радиомаяков РСНБ (Врм, Lрм)- При необходи­мости определения элементов траектории полета β, S производится перерасчет геодезических координат В и L в сферические.

Далее рассчитываются начальный истинный путевой угол, расстояние и угол схождения меридианов для каждого участка маршрута. Дополнительно вычисляются:

поправка на угол схождения магнитных меридианов относительно аэродрома вылета (посадки) и i ПМ ортодромический магнитный путевой угол относительно меридиана аэродрома вылета (посадки)

где — магнитное склонение аэродрома вылета (посадки);

— заданный путевой угол.

При использовании РСНБ для коррекции счисленных частноорто­дромических координат ВС рассчитываются Z_M, S_M и истинный путе­вой угол участка маршрута относительно меридиана проходящего че­рез радиомаяк, именуемый в практике как угол карты η. Для привяз­ки радиомаяка к участку маршрута вычисляют следующие параметры:

η=arccos[cosβ_i cos(λ_i-λ_PM)-sinβ_i sinφ_i sin(λ_i-λ_PM)];

A_M=arcctg[cosφ_i tgφ_PM cosec(λ_i-λ_PM) – sinφ_i ctg(λ_i-λ_PM) ];

α=A_M – β_i;

S_M = 111,18 arctg (tgD sinα);

Z_M = 111,18 arcsin (sinD sinα);

D_i = arccos [sinφ_PM sinφ_i cosφ_i cosφ_PM cos(λ_i – λ_PM)

Полученные величины сводятся в таблицу установочных данных. Для более точного определения моментов пролета ПМ на каждый пункт маршрута, находящийся в зоне действия РСБН, рассчитывают­ся и (форма 1).

Геодезические координаты пунктов маршрутов предназначены для использования их для задания ЛЗП при наличии на борту ВС инер­циальной системы и РСДН.

Для выполнения полетов с ПНК самолета Ил-86 (Як-42) необхо­димы следующие исходные данные:

а) для аэродрома — геодезические координаты центра ВПП
(В_аэр, L_аэр); истинный путевой угол ВПП β_И; магнитное склонение
аэродрома ΔM_аэр; номер кадра микрофильма Nкф;

форма 1

б) для ПМ — геодезические координаты Впм, Lпм

в) для радиомаяков РСБН или VOR/DME — геодезические ко-
ординаты Врм, Lрм; частотно-кодовый канал радиомаяка Npk>
магнитное склонение для маяков ΔМрм.

г) для границ районных диспетчерских служб (РДС) — номер те-
кущего ПМ Nпм; частноортодромическая координата S₃; частота ка-
нала связи с диспетчером РДС N_PK.

Для выполнения предпосадочного маневрирования с автоматичес­ким полетом по схеме необходимы следующие данные:

— ширина прямоугольного маршрута — «Ширина схемы»;

— расстояние по оси ВПП от ее центра до точек (2)-го разворотов S₂;

— расстояние по оси ВПП от ее центра до точек 3 (4)-то разворотов S₄;

— удаление ДПРМ от центра ВПП Sдпрм (данная величина является постоянной и равна 6 км);

— значение посадочного путевого угла ВПП (βвпп).

Данные предпосадочного маневра являются оперативными и мо­гут уточняться в процессе выполнения маневра захода на посадку.

Для систематизирования данных составляется план полета, кото­рый включает в себя исходные, расчетные и справочные данные. В ка­честве образца приведен план полета международной авиалинии Ле­нинград—Рига (форма 2). План полёта состоит из четырех частей. В верхней приведены данные аэродрома вылета, в средней — данные маршрута полета, в нижней — информация об аэродроме посадки, в правых двух колонках — частоты УКВ-радиосвязи.

Для облегчения использования кодов приводится их нумерация: пунктов маршрута ПМ (№н/№к—от начального к конечному); аэрод­ромов АЭР (№аэр); радиомаяков РМ (№_рк) — частотно-кодовый канал радиомаяка или частота связи с РДС по их номеру; границ РДС (№_РК). Затем составляется диаграмма с указанием введенных

КОДОВ.

рис. 9.3 представлена диаграмма введенных кодов для полета от аэропорта Пулково на запасные аэродромы Шереметьево, Внуково и Рига. На Основании исходных данных, взятых из плана полета, в информационном вычислительном центре авиапредприятия подготавливаются перфокарты.Форма 2

На одной перфокарте пробиваются парамет­ры, приведенные в форме 2. В за­висимости от числа поворотных пунктов маршрута полный объем исходной информации размещается на 5…13 перфокартах.

Исходные данные для ПНК са­молетов Ту-204 (Ил-96) должны содержать необходимую информа­цию.

Данные аэродрома (вылета, по­садки) включают в себя: номер маршрута; наименование аэродро­ма; координаты центра ВПП; курс взлета и номер

ВПП; магнитное склонение; высоту аэродрома; вы­соту порога ВПП; располагаемые дистанции разбега, прерванного и

продолженного взлета; расстояниедо препятствия в полосе воздушного подхода и его высоту;

Форма 2

уклонВПП; номер стоянок самолета на перроне (каждому номеру стоянки присваиваются геодезические координаты).

Данные для стандартного маршрута вылета (прибытия) содержат: номер маршрута, наименование и высоту пролета навигационных точек маршрута выхода (прибытия).

Данные о поворотных пунктах маршрута (ПМ) включают: номера пунктов маршрута и их наименование, геодезические координаты ПМ,

рис 27.1

максимальную высоту рельефа между пунктами маршрута, магнитное склонение у ПМ.

Данные о радиомаяках, используемых в полете для коррекции счис­ленных координат ВС, содержат: наименование радиомаяка (РСБН, VOR/DME) и его геодезические координаты, высоту антенны радио­маяка, магнитное склонение места установки радиомаяка, канал на­стройки (частоту РМ), для приводных радиостанций — частоту на­стройки.

Данные для зоны ожидания (ЗОЖ) включают наименование пунк­та маршрута (аэродрома), над которым выполняется полет в ЗОЖ, тип ЗОЖ (стандартная или нестандартная, геодезические координаты точки начала первого разворота, путевой угол, расстояние и время по­лета по линии пути, удаления на курсе измененным на 180°).

Данные аэродрома посадки наряду с данными, указанными в первом пункте, содержат: круг полета (левый или правый), тип радиомаяч­ной посадочной системы, ее частоту, категорию посадки и минимум, угол наклона глиссады.

Перечисленная информация (константы) для 70 маршрутов записы­вается на съемный блок энергонезависимой памяти (ЭЗУ МП) в базо­вом аэропорту с использованием автоматизированной системы инфор­мационного обеспечения пилотажно-навигационных комплексов (АС ИО ПНК). Кроме констант аэронавигационной информации, съем­ный блок предназначен для хранения программ, констант и изме­няемой информации о маршрутах полета, технических и эксплуата­ционных характеристиках самолета и двигателей. Сохранность ин­формации в модуле памяти обеспечивается в течение ч, т. е. около 416 сут.

27.2. Способы ввода программы маршрута в ПНК

Существуют два способа ввода программы полета в ПНК: ручной (для Ту-154, Ил-76) и автоматизированный (для АН-74, Як-42, Ил-86, Ту-204, Ил-96).

В ПНК самолета Ту-154 вводятся предварительно рассчитанные параметры с помощью индикаторов-задатчиков.

На индикаторе-задатчике путевых углов устанавливайся значе­ние заданного путевого угла относительно опорного (магнитного) ме­ридиана аэродрома вылета для двух участков. На двух индикаторах задатчиков координат (рабочем и свободном) устанавливается рас­стояние между пунктами маршрута (с отрицательным знаком) для двух участков. Для участка маршрута, на котором планируется осу-

ществление коррекции счисленных координат с использованием РСБН, устанавливаются данные (рис. 27.2): на задатчике угла карты значение η; на рабочем индикаторе-задатчи-ке координат S_M и Z_M. Рис.27.2

При наличии на борту инерци­альной системы или РСДН на пуль­тах управления систем осущест­вляется ввод геодезических коор­динат пунктов маршрута.

При эксплуатации ПНК с авто­матизированным вводом програм­мы с использованием перфокарт (ПНК самолетов АН-74, Як-42,Ил-86) предусмотрен также оперативный ручной ввод данных, необ­ходимых для создания или изменения программы полета.

Ввод программы с использованием перфокарт производится с пульта подготовки и контроля (см. рис. 26.8) при перестановке пере­ключателя «Ввод прогр.» в положение «Авт.». Перфокарта вставляется в выдвинутую раму «Карта», после чего рама задвигается до упора. «Кнопка счит» высвечивается при отжатом стопоре рамы «Карта». Нажатие этой кнопки включает механизм выдвижения рамы и выклю­чает информационный подсвет кнопки. При правильном считывании информации загорается табло «Готов», в противном случае — табло «Сбой».

При правильном считывании информации перфокарта меня­ется на последующую. При сбое считывание повторяется, а при неод­нократном сбое перфокарта проверяется и при наличии дефектов заме­няется на новую.

Время автоматического ввода полного объема информации соглас­но техническим условиям не превышает 3 мин, а с контролем введен­ных данных путем их ручного вызова на индикацию ПВИ — не более 15 мин.

Ручной ввод данных производится при установке переключателя «Ввод прогр.» в положение «Ручн.», а сами параметры вводятся с ПВИ (см. рис. 26.9) с использованием кнопок-табло наборного поля параметров (НПП) и кнопок наборного поля чисел (НПЧ). Операция ввода параметров в память ЦВМ заканчивается нажатием высвеченной кнопки-табло «Испол.». Время ручного ввода полного объема исход­ных данных составляет около 60 мин в зависимости от числа ПМ. Вве­денные исходные данные сохраняются в памяти ЦВМ не менее 90 сут. В ПНК самолета Ту-204 (Ил-96) загрузка банка данных для програм­мы полета осуществляется наземным персоналом штурманского обес­печения полета (ШОП) путем подсоединения ЭЗУ МП к бортовой ЦВМ в перезаписи его содержимого в память ЦВМ.

В связи с тем что навигационный файл банка данных в памяти на­земной ЭВМ, содержащей информацию об аэропортах, маршрутах и наземных РТС навигации, обновляется через каждые 28 дней, ввод информации в бортовую ЦВМ тоже обновляется через 28 дней.

27.3. Контроль введенной программы полета в ПНК

Контроль ввода данных в ПНК самолета Ту-154 осуществляется членом экипажа, ответственным за данную процедуру путем сопо­ставления введенных параметров с исходны­ми данными, взятыми из таблицы установочных данных. Правильность введенных данных должна контролироваться другим членом экипажа. Такой порядок контроля рекомендован ИКАО и называется процеду­рой перекрестной проверки.

Контроль правильности программы полета ПНК самолета Ил-86 (Як-42, Ан-74) осуществляется наземным персоналом ШОП (экипа­жем):

автоматической встроенной системой автоконтроля; вызовом параметров для индикации на ПВИ;

индикацией места самолета на экране ИНО в режиме «Имитация» («Имитация норм.», «Имитация ускор.»).

Автоматический контроль обеспечивает предупреждение экипа­жу о сбое двух или более параметров программы: В, L, ПМ и АЭР, ЗПУвпп и АМ_АЭР.

Сохранность исходных данных в памяти ЦВМ подтверждается вы­свечиванием на ППК табло «Прогр. готов.» в режиме «Имитация» и «Контроль НК» (см. рис. 26.8). При сбое одного параметра производит­ся автоматическое восстановление информации. При сбое значений двух или более параметров подсвечивается табло «Проверь ПМ АЭР» на приборной доске и начинает мигать табло «Прогр. готов.» на ППК.

Вызов параметров на индикацию ПВИ обеспечивает полную про­верку всех введенных параметров в режиме «Ручной ввод программы», «Имитация» или «Контроль НК». Контроль правильности введения значений параметров производится членом экипажа визуально на индикаторах ПВИ путем нажатия соответствующей кнопки НПП и кода параметра. Данный способ рекомендуется при проверке отдель­ных параметров: ЗПУ (β_ni и S₀), а при отсутствии плана полета — всех введенных параметров, во время предполетной подготовки и в полете.

Вызов ЗПУ и на индикацию ПВИ в режиме «Контроль НК» обеспечивает проверку в статике ЗПУ ( ) и ортодромии введен­ной ветви маршрута от 1-го ПМ до КПМ путем последовательной сверки их с известными данными из плана полета.

Режим «Имитация» обеспечивает наглядную динамическую про­верку заданной программы полета от аэродрома взлета до аэродрома посадки, правильности функционирования основных режимов комп­лекса с имитацией изменения текущих навигационных параметров и индикацией их на ПВИ, экране ИНО, ПНП в наземных усло­виях.

В режиме «Имитация» (скорость полета в районе аэродрома 350, на маршруте 940 км/ч) могут быть проверены системы комплекса, которые осуществляют: счисление координат; полет по программному и оперативным маршрутам; динамику автоматического управления; временную задачу прохождения ПМ и границ РДС; предпосадочный маневр.

При имитации коррекции координат МС по данным РСБН по­правки AS и AZ имеют нулевые значения. Время проверки в режиме нормальной имитации соответствует реальному времени полета, в режиме ускоренной имитации позволяет проверить заданную про­грамму 4-часового полета в течение 40-50 мин за счет увеличения скорости полета на прямолинейных участках в 16 раз.

Проверка в режиме «Имитация» осуществляется с помощью уста­новленного в ИНО микрофильма и производится техническим персо­налом.

В ПНК самолета Ту-204 (Ил-96) после установки на борту блоков ЭЗУ МП с записанной информацией производится ее проверка с целью: считывания записанной информации из съемного модуля и проверки ее идентичности с исходной программой; визуальной про­верки записи данных конкретного маршрута, считываемых из съем­ного модуля и выводимых на экраны дисплея ПУИ-85 и сравнения их с планом полета.

Для контроля программы полета на борту должна находиться по­летная документация. Практика выполнения полетов на ВС, обору­дованных различными ПНК, показывает, что на борту ВС необходи­мо иметь документ, систематизирующий исходные данные и включаю­щий элементы программы полета (путевые углы и расстояния между пунктами маршрута) и навигационный расчет.

Первый тип документов, как правило, состоит из таблицы устано­вочных данных (штурманского планшета, плана полета) и палетки «Контроль полета по маршруту».

Таблица установочных данных (штурманский планшет, план по­лета) рассчитывается во время предварительной подготовки с использованием калькуляторов или ЭВМ и тиражируется среди экипажей. Палетка «Контроль полета по маршруту» составляется по рассчитан­ным установочным данным.

При выполнении полетов на ВС с ПНК экипажи, как правило, обеспечиваются навигационными расчетами, произведенными авто­матизированными системами: АСШОП, АСШР, «Вылет», а также авто­матизированными системами, разработанными индивидуально. Цель таких расчетов — облегчить предполетную подготовку экипажей, решение «топливно-временной задачи» для определения потребного количества топлива на полет и расчетного времени полета.

При отсутствии в аэропорту автоматизированной системы и дисп­лейного варианта штурманского расчета АСШОП один из членов эки­пажа во время предполетной подготовки производит расчет и запол­няет левую часть штурманского бортжурнала.

27.4. Подготовка к полету с использованием ПНК

Одной из особенностей подготовки экипажа к полету на самолетах с ПНК является обязательное наличие на борту первого типа доку­мента. При изменении маршрута полета и отсутствии заранее подго­товленных данных для задания и проверки программы полета их опре­деление осуществляется графическим способом с использованием по­летной карты масштаба 1:2 000 000. Точность определения путевых углов графическим способом составляет , расстояния — 2 км (σ).

Для ПНК самолетов с автоматизированным вводом программы по­лета подготовка таких данных производится персоналом группы штур­манского обеспечения полетов (ШОП).

Во время предполетной подготовки экипаж наряду с проверкой отдельных навигационных систем осуществляет подготовку ПНК.

Выставка установочных данных на НВУ-БЗ на самолете Ту-154. Она осуществляется следующим образом:

на пульте управления НВУ (см. рис. 26.3) после установки переклю­чателя в положение «Сеть» задатчик выбора координат устанавлива­ется в положение «Z» и нажимными клавишами «Установка координат» на индикаторе-задатчике координат (со светящимся табло «Самолет») устанавливается Z = 0. После переключения задатчика координат в положение «S» нажимными клавишами пульта управления устанавли­вается S, равная расстоянию первого участка маршрута со знаком «—». Аналогичная процедура выполняется для выставки Z и S для второго участка при последовательной установке задатчика выбора координат в положение «Пункт Z, S». Значения Z и S отсчитываются на счетчиках, расположенных выше светящегося табло «Пункт»;

значение первого участка маршрута устанавливается на верх­нем счетчике индикатора задатчика путевых углов с использованием нажимных клавиш под счетчиком, второго участка выставляется аналогично на нижнем индикаторе;

в зависимости от угла разворота между первым и вторым участ­ками устанавливается фиксированное значение ЛУР, кратное 5 км;

при эксплуатации навигационного вычислителя совместно авто­матическим планшетом ПА-3 производится его подготовка, для этого вставляется лента-карта, устанавливается требуемый масштаб, центр аэродрома вылета совмещается с центром визира.

Подготовка ПНК самолета Ил-86. Она осуществляется персоналом группы ШОП, а при его отсутствии — членом экипажа (штурманом). Для подготовки комплекса проводится:

установка кассеты микрофильма в ИНО (если производился ее съем);

установка органов управления комплекса в исходное положение; включение питания взаимосвязанных систем и ЦВМ; проверка ламп-табло сигнализации; подготовка в рабочее состояние БСКВ с ИKB; проверка исправности ИКВСП; включение ЦВМ;

ввод исходных данных основного и запасных маршрутов автомати­чески с перфокарт или вручную;

проверка правильности заданной программы путем вызова ЗПУ и на ПВИ по номеру ПМ на индикаторе И-4;

контроль отработки тестовых параметров ДИСС, РСБН, ДМЕ;

проверка готовности приведенного курса ИКВ;

включение в работу программы ЦВМ;

уточнение выставки курса стоянки самолета (если он известен с точностью ±0,3°) путем ввода в ЦВМ истинного курса по коду 95; начальная выставка ИНО;

введение в ЦВМ данных о текущем времени Т, времени прибытия в КПМ Т₃, аэронавигационном запасе топлива (АНЗ).

Подготовка к полету навигационного комплекса самолета Ту-204, Ил-96. Она осуществляется путем контроля технического состояния съемных модулей ЭЗУ МП средствами встроенного контроля бортовой ЦВМ, а также визуальной проверкой введенного в ЦВМ из ЭЗУ МП плана полета на экране ПУИ-85.

Ввод маршрутов полета предусмотрен в автоматическом и ручном режимах. Рассмотрим автоматический режим ввода маршрута, кото­рый является основным. В качестве примера выбран маршрут С. Пе­тербург—Рига.

Автоматический ввод предстоящего маршрута полета осуществля­ется путем выбора из числа введенных в память ЦВМ маршрутов (до 70) путем нажатия на ПУИ кнопки-табло «Стр. инф.» (при первом нажатии загорается ее подсвет), а на экране ПУИ поя­вится страница с информацией (рис. 27.5). После нажатия первой кноп­ки строки (показано стрелкой на рис. 27.5) с информацией «Ввод маршр. авт.» на экране появится страница с информацией (рис. 27.6). В строке «Годен до XX» будет указана дата, до которой действует навигацион­ная информация, записанная в память ЦВМ (обновление записи ин­формации при наличии изменений через 28 дней). Для ввода даты полета нажимается кнопка второй строки, после нажатия которой на последнем месте строки высветится курсор в виде знака «О, который является признаком введения данных в строке. Значение даты наби­рается кнопками цифрового поля ПУИ двумя цифрами, например число (25), месяц (11), год (92). После набора даты на последних зна­коместах строки высветится слово «Ввд», которое указывает, что для ввода информации о дате в память ЦВМ необходимо на ПУИ нажать клавишу «испол». После нажатия этой клавиши с экрана снимется под­свет слова «Ввд», а на первых трех знакоместах первой строки вы­светится слово «Исп».

Ввод текущего московского (гринвичского — UTC) времени осу­ществляется нажатием кнопки строки информации «Т_мск»- В третьей строке в последнем знакоместе появится курсор, а во второй строке снимется. После набора цифр (время набирается на 1-2 мин больше текущего) в последних знакоместах высветится слово «Ввд», Клавиша «Ввд» на ПУИ нажимается в момент равенства набранного времени текущему московскому времени, после чего слово «Ввд» на строке снимется; в строке будет высвечиваться текущее московское время, а в четвертой строке — текущее гринвичское время. Если вводится гринвичское время в строке 4, то в строке 3 будет высвечиваться мос­ковское время, пересчитанное ЦВМ.

Рис. 27.5 Рис.27.6

В дальнейшем последовательность процедур по вводу информа­ции для сокращения изложения опущена, а будет рассмотрена лишь очередность ввода самих параметров.

Ввод номера маршрута «Маршрут №ХХ» осуществляется из чис­ла маршрутов, хранящихся в памяти ЦВМ.

Ввод номера стоянки самолета «Стоянка № XX» производится с целью извлечения из памяти ЦВМ (вычислительной системы самолето­вождения) геодезических координат места стоянки, соответствующих вводимому номеру, и выдачи потребителям (инерциальным системам, РСДН и спутниковой навигационной системе).

После ввода номера стоянки и нажатия кнопки-табло «Испол.» на экране высветится страница с информацией (рис. 27.7). В строке 6 будут высвечиваться цифры от «7» до «0», характеризующие показатель готовности (ПГ) каждой инерциальной системы в режиме автономной

Рис.27.7 рис. 27.8

выставки «АВК». Для сокращения времени режима «АВК», при из­вестном (приближенном) значении истинного стояночного курса са­молета, системы могут быть выставлены в режиме «Выставка tio за­данному курсу», для чего в пятой строке вводится приближенное значение истинного курса самолета на стоянке. По окончании вы­ставки систем (ПГ = 0) нажимается кнопка-табло «Испол.», после чего автоматически загорится подсвет кнопки-табло «План полета» и на экране появится информация о плане полета (рис. 27.8).

Для просмотра всего плана полета нажимается кнопка смены стра­ницы информации « », на экране высветится страница (рис. 27.9) с информацией о последующих пунктах маршрута, аэродроме посадки и схеме маршрута прибытия (СМП). Число смен страниц информации зависит от протяженности маршрута и числа пунктов маршрута. Теку­щий номер страницы и общее число страниц указываются в Правом нижнем углу экрана (см. рис. 27.5).

Для аэродромов, имеющих несколько ВПП и схем маршрута вы­лета (СМВ), необходимо выбрать номер ВПП взлета и задать СМВ. Для этого следует нажать вторую кнопку строки с надписью «Ввод СМВ». При этом на экране появляется информация (рис. 27.10). В даль­нейшем набирают номер и признак ВПП (Л — левая, П — правая). При нажатии последовательно кнопки «Ввд» и кнопки-лампы «Испол.» на экране появится страница с информацией (рис. 27.11). При введении номера схемы маршрута вылета «СМВ № 1В» и нажатии кнопки-табло «Испол.» на экране высветится страница с информацией о навигацион­ных точках СМВ и пунктах маршрута (рис. 27.12). Если навигацион­ных точек маршрута выхода больше, чем строк на экране, то для про­смотра всего маршрута нажимается кнопка смены страниц.

Выбор данных смены маршрута прилета и аэродрома посадки осу­ществляется аналогично операциям выбора для аэродрома вылета. В процессе просмотра маршрута, введенного в постоянное запоминаю­щее устройство (ПЗУ) ЦВМ, высвеченные данные сверяются с «Пла­ном полета», подготовленным персоналом группы штурманского обес­печения полетов. При наличии расхождений в навигационных данных

Рис. 27.09 Рис. 27.10

Рис. 27.11 Рис. 27.12

уточнение параметров осуществляется вручную. Проверка готовности комплекта к работе заканчивается после ввода в ПЗУ ЦВМ всех не­обходимых данных из сменного блока модуля памяти и окончания ре­жима выставок инерциальных систем.

Для получения информации о готовности комплекса к полету нажимается кнопка-табло «СТР ИНФ» и кнопка смены страницы до высвечивания страницы. После нажатия кнопки пятой строки «Контроль» при готовности комплекса к работе высветится страница с информацией.

Оперативная корректировка метеорологической информации перед каждым полетом осуществляется через быстродействующие линии передачи сообщений, связывающих аэропорты и метеорологические станции.

В аэропортах, не оборудованных АС ИО НПК, корректировка банка данных ЦВМ, вычислительной системы самолетовождения и про­гностических метеоданных перед вылетом производится персоналом ШОП или экипажем с ПУИ-85.

27.5. Допустимые погрешности исходных данных

Исходной навигационной информацией для создания программ­ной траектории в плане являются геодезические координаты В_аэр, L_аэр,

Bпм, Lпм, Bрм, Lрм и магнитное склонение ΔМ_АЭР. ΔМ_ПМ.

Для определения профиля полета в вертикальной плоскости важное значение имеет знание высоты рельефа местности Н_р.

Определим допустимую погрешность исходных данных. Для этого можно воспользоваться суммарной погрешностью самолетовождения , когда используются навигационные системы группы АНС-Д или группы АНС-И. В каждой из них содержится частная по­грешность , учитывающая точность программирования ЛЗП. Результирующая точность счисления пути ПНК определяется выра­жением

где σ_rкор— радиальная СКП места ВС при осуществлении коррекции; Ксч — коэффициент, характеризующий точность счисления пути; S — пройден­ное расстояние.

Для того чтобы не оказывала влияния на , необходимо соблюдение условия:

(27.1)

Приближенно можно представить как

где — показатель точности счисления пути в продольном и боко­вом направлениях.

В ПНК, у которых счисление пути производится инерциальным способом (Ту-204, Ил-96), можно принять Ks = Kz, тогда

(27.2)

Значение зависит от точности определения геодезических координат . В дальнейшем для упроще­ния записи обозначим эти погрешности как и .

Тогда для угловых величин φ и λ, выраженных в минутах, мож­но записать:

(27.3)

Если принять указанные погрешности одинаковыми, т. е. , то выражение (9.3) примет вид:

Подставив в это выражение значение из (27.1) с учетом (27.2),
получим

откуда

Если оценить величину допустимой СКП исходных данных для ПНК с инерциальным способом счисления К_сч = 0,007, то значение « » = (0,0013 … 0,0018)S соответственно для широт φ = 0 и 90°. Отсюда видно, что чем меньше пройденное самолетом расстояние, тем точнее должны определяться исходные координаты. В качестве минимального значения можно принять расстояние, пролетаемое самолетом при выполнении большого прямоугольного маршрута, S = 75 км. В этом случае = (0,09…0,13)’ = 0,1′.

В ПНК с курсодоплеровским способом счисления пути значение К_cч — 0,016, тогда для рассмотренных выше условий = 0,2′. А так как должно иметь фиксированное значение и не зависеть от модификации ПНК, то целесообразно принять наиболее строгое условие, т. е. = 0,1′.

На основании этого можно заключить, что координаты ПМ графи­ческим способом можно определить на картах масштаба крупнее 1:200 000.

При вычислении магнитного путевого угла величина ΔМ берется с аэронавигационных карт, где ΔМ наносится с интервалом Г. В свя­зи с существованием вековых вариаций ΔM, нанесенное на карте, относится к определенному моменту времени — эпохе карты, обычно годам, кратным пяти.

Значение ΔM, как правило, соответствует элементам земного маг­нетизма на 1 июля эпохи карты. Изменение ΔM от эпохи к эпохе для различных районов земного шара может находиться в пределах 1…3,3⁰ а перемещение изогон за эпоху на земной поверхности мо­жет достигать 90 км.

Значение ΔМ, указанное на карте, соответствует высоте 200… 500 м. При выполнении полетов на высотах 8…12 км за счет сглажи­вания локальных аномалий и изогон, имеющих большую кривизну, ΔМ может достигать до 2 . По этой причине фактическое магнитное склонение на указанных высотах полета может отличаться от нанесен­ного на карте до 0,8° (σ).

В связи с изложенным величины ΔМ, используемые в навигаци­онных расчетах, необходимо уточнять через 5 лет.

Инерциальное счисление. Навигационные характеристики инерциальных систем. Определение навигационных элементов.

Исходной информацией для инерциальной навигационной системы (ИНС) являются составляющие , ускорения самолёта по осям принятой системы координат, которая моделируется с помощью стабилизированной гироплатформы по вертикали и в азимуте. В современных ИНС используются географическая (геодезическая) и частная ортодромическая системы координат.

По измеренным значениям ускорения по осям рассчитываются соответствующие составляющие путевой скорости путём интегрирования во времени:

(28.1)

Расстояние, пройденное по соответствующим осям, определяется посредством дальнейшего интегрирования составляющих скорости:

(28.2)

При определении географических координат места самолёта соотношения примут вид:

(28.3)

где — начальные координаты самолёта.

Если гироплатформа будет стабилизирована строго в горизонтальной плоскости и азимуте, то получают правильные значения составляющих и вектора путевой скорости по двум взаимно перпендикулярным осям, связанным с истинным меридианом или ортодромией. Следовательно, координаты места самолёта по соответствующим осям и другие параметры также будут определены без погрешности.

Важное преимущество ИНС состоит в том, что она позволяет определить вектор путевой скорости независимо от перемещения воздушной среды. Модуль этого вектора и его направление, определяемое путевым углом:

(28.4)

Наряду с этим ИНС обеспечивает измерение и формирование гироскопического и истинного курса. Гироплатформа ИНС по своим свойствам подобна трёхстенному гироскопу с горизонтально расположенной горизонтальной осью. По этому она позволяет измерять курс такими же методами, как и другие гироскопические приборы. Так, в процессе формирования истинного курса =А — (рис.28.1). На рисунке ОХ — горизонтальная ось гироплатформы, ОС — направление истинного меридиана места самолёта, А – истинный азимут оси гироплатформы. Для определения истинного курса вычисляется азимут А в цифровом вычислителе и измеряется гироскопический курс (угол между горизонтальной осью гироплатформы и линией курса самолёта). Если разность -А<0, то принимается равным дополнению этой разности до 360 . Азимут А вычисляется в цифровом вычислителе:

А=А А,

где А — начальный азимут определяемый при гирокомпосировании;

А – приращение азимутального угла за счёт сходимости меридианов.

Рис. 28.1 Рис. 28.2

Начальный азимут определяется после окончания горизонтирования гироплатформы при цифровой выставке.

Угол сноса с помощью ИНС находят по рассчитанным значениям истинного путевого угла и истинного курса : .

Ввод программы полета

При программировании маршрута производятся ввод географических координат (в настоящее время девяти) поворотных пунктов с помощью блока управления, ввода и индикации в запоминающее устройство навигационного вычислителя. На основе этих координат осуществляется формирование заданного путевого угла и бокового уклонения от линии заданного пути для обеспечения автоматизированного самолётовождения в горизонтальной плоскости на каждом из запрограммированных участков маршрута. При необходимости в полёте можно ввести географические координаты дополнительных ППМ по мере пролёта запрограммированных.

Введение в ИНС параметры являются достаточными, чтобы обеспечить автономно или совместно с системой автоматического управления (САУ) автоматический полёт по маршруту в соответствии с программой, введенной в неё перед полётом или в полёте.

Определяемые и индицируемые навигационные параметры в автоматическом режиме управления приведены на рис. 28.2. Из него видно, что ИНС также обеспечивает определение ортодромических координат, направления скорости и ветра (при наличии информации о воздушной скорости от СВС). Координата Z и её производная используются в САУ для выработки сигналов автоматизированного управления полётом по линии заданного пути. Текущий и заданный путевые углы вычисляются относительного истинного меридиана начальной точки текущего ортодромического участка маршрута. Истинный курс самолёта определяется относительно географического меридиана фактического места самолёта. Направление ветра — навигационное.

Перечень и возможный диапазон измеряемых навигационных параметров с помощью ИНС дозвуковых магистральных самолётов приведён в табл. 28.1.

Таблица 28.1

Точность определения навигационных параметров с помощью ИНС любого конструктивного оформления зависит от многих факторов. Однако основными источниками погрешностей в определении путевой скорости и координат самолёта являются: неточная установка гироплатформы в плоскости горизонта (по вертикали) и в азимуте; инструментальные погрешности акселерометров; собственный уход гироскопов (гироплатформы).

Если гироплатформа с расположенными на ней акселерометрами по двум взаимно перпендикулярным осям, связанными с истинным меридианом или ортодромией, не будет стабилизирована строго по вертикали и в азимуте, то и будут измерены с погрешностями. Это произойдёт потому, что акселерометры будут воспринимать не только составляющие ускорения , связанного с движением, но и проекцию ускорения силы тяжести , т.е. на акселерометры будет действовать гравитационное поле Земли. Предположим, что из-за этого ось акселерометра не совпадает с плоскостью горизонта и составляет с ним угол , поэтому измеряемые акселерометром ускорения .

При исправной работе механизма стабилизации гироплатформы по вертикали погрешность её всегда будет мала и тогда

, (28.5)

где — удельное ускорение, связанное только с движением самолёта; — ошибка ускорения на выходе акселерометра, обусловленная отклонением гироплатформы от горизонтальной плоскости.

При полёте самолёта с ИНС на постоянной высоте в плоскости ортодромами угол поворота вертикали

(28.6)

а при коррекции положения гироплатформы в реальных условиях угол её поворота

(28.7)

Поэтому ошибка определения вертикали

(28.8)

которая после двукратного дифференцирования

(28.9)

Это уравнение известно в математике как уравнение незатухающих гармонических колебаний. Оно представляет собой уравнение горизонтальной стабилизации гироплатформы.

Интеграл уравнения

Где — частота Шулера с периодом, равным 84,4 мин;

и — постоянные интегрирования.

При неточной начальной выставке по вертикали при t=0 имеем , где — погрешность начальной выставки гироплатформы по горизонту. Примем также

.

При начальных условиях

(28.10)

Так как гироплатформа наклонена на угол (согласно выражению 28.5), ускорения будут изменятся с ошибкой .

Проинтегрировав это равенство, погрешность в определении путевой скорости

(28.11)

Погрешность пройденного расстояния

(28.12)

Анализ соотношений (28.11) и (28.12) показывает, что погрешность начальной выставки гироплатформы по вертикали вызывает колебательные погрешности по скорости и пройденному расстоянию. Они имеют характер незатухающих колебаний с периодом мин и не накаливаются во времени. Амплитуды их пропорциональны погрешности начальной выставки .

Так как угловая скорость шулеровских колебаний

(при R=6371 км и g=9,81 ),

то после подстановки этих численных значений в уравнения (28.11) и (28.12) погрешность в определении путевой скорости (метр в секунду)

(28.13)

а погрешность пройденного расстояния (километры)

, (28.14)

где t – время, мин.

Начальная выставка гироплатформы в плоскости горизонта в современных ИНС осуществляется с погрешностью . Такая точность определения вертикали, как следует из формулы (28.13), приводит к амплитудной погрешности в скорости, равной 2,3 м/с (8,3 км/ч)

Из формулы(28.14) следует, что каждая минута погрешности определения вертикали даёт максимальное значение

км (при ).

Инструментальные погрешности акселерометров в измерении ускорения вызывают колебательные движения гироплатформы с периодом Шулера относительно горизонтального равновесия. Поэтому аналогичный характер имеют погрешности в определении путевой скорости и пройденного расстояния из-за погрешностей акселерометров в определении ускорения:

(28.15)

Отсюда видно, что погрешности навигационных параметров имеют колебательный характер и не накапливаются во времени (рис.28.3, 28.4).

Рис. 28.3 Рис. 28.4

Погрешность акселерометра принято выражать в долях ускорения силы тяжести к . Для современных акселерометров . При такой погрешности акселерометра ИНС определяет путевую скорость с частной ошибкой км/ч. отсюда следует, что ошибки акселерометров при современном уровне техники не вызывают существенных погрешностей ИНС по скорости и координатам.

Определим погрешности путевой скорости и пройденного расстояния из-за собственного ухода горизонтирующих гироскопов. Для этого воспользуемся уравнением движения гироскопа относительно плоскости горизонта для условий: , . Тогда уравнение движения гироплатформы относительно плоскости горизонта

Вследствие ухода горизонтирующих гироскопов ускорение будет определяться с погрешностью

.

Эта ошибка приведёт к погрешностям в определении путевой скорости и расстояния:

(28.16)

Характер изменения погрешностей, определяемых соотношениями (28.16), показан на рисунке.

Погрешность скорости имеет постоянную и переменную составляющие. Наибольшей величины погрешность достигает при и составляет .

Погрешность пройденного расстояния имеет периодическую и составляющую, непрерывно растущую во времени. Из второго соотношения системы (8.16) находим, что .

Если выразить угловую скорость в градусах в час, время в минутах и принять R=6371 ,то

Уход гироплатформы в азимуте у эксплуатируемых в настоящее время ИНС лежит в пределах 0,05-0,01%. При таком уходе постоянная составляющая равна 1 5 км за час полёта. Однако в перспективе ожидается уменьшение ухода гироплатформ в азимуте до 0,001%. Тогда составит лишь 0.1 км за 1 час полёта.

Погрешности ИНС по скорости и положению из-за неточной выставки гироплатформы в азимуте могут быть оценены как:

(28.17)

где — погрешность начальной выставки гироплатформы по азимуту;

— угловая скорость суточного вращения Земли.

Анализ второй формулы системы (28.14) показывает, что погрешность положения по широте существенно зависит от погрешности начальной выставки гироплатформы в азимуте. Основную часть погрешности измеренной широты создают колебания с частотой, равной угловой скорости суточного вращения Земли. Амплитудное значение этой погрешности равно . Уход азимутального гироскопа также влияет на положение самолёта относительно линии заданного пути.

Рассмотренные погрешности ИНС являются частными. Совместное проявление их определяет точность системы в целом. В качестве одного из основных показателей точности определения места самолёта с помощью ИНС используется радиальная погрешность, приходящаяся на 1 час полёта. По данным зарубежной литературы, современные ИНС обеспечивают определение места самолёта с двойной средней квадратической радиальной погрешностью, равной 3,7 км за 1 час полёта. Точность определения истинного курса на стоянке самолёта в процессе гирокомпасирования составляет 15-25 .

Техническая надёжность (безотказность) ИНС. В нашем случае надёжность воздушной навигации существенно зависит от уровня надёжности (безотказности) ИНС. Для достижения требуемых показателей надёжности этих систем широко используется структурная (аппаратурная) избыточность. Наиболее распространенным методом технической реализации структурной избыточности является резервирование. Поэтому в настоящее время на борт отечественных и зарубежных магистральных самолётов устанавливаются и используются параллельно две-три инерциальные навигационные системы. Например, на «Конкорде» установлены две и на Боинге-747 три ИНС фирмы «Литтон», т.е на дальние магистральные самолёты устанавливаются так называемые многоканальные ИНС. Каждый канал которых представляет собой обычную ИНС.

За рубежом разработана идеология создания четырёхканальной ИНС с расчётом обеспечения надёжности её работы порядка при отказе двух каналов. Обеспеченностью данной схемы являются то, что эти каналы идентичны и работают независимо друг от друга. Обмен информацией между ними производится только после обработки данных датчиков в ЦВМ каждого канала. Связи между каналами обеспечивают выявление отказавшего элемента. При применении осреднителя выдаётся более точная информация о счисленных координатах текущего места самолёта.

В многоканальных ИНС, являющихся структурно-избыточными, имеются возможности параллельного решения навигационной задачи. Можно считать, что при выходе из строя одного любого канала условия работы другого не изменятся.

Краткая характеристика спутниковых навигационных систем (СНС)

Система GNSS основана на использовании GPS и/или ГЛОНАСС в гражданских целях. GPS введена в действие в 1994, а ГЛОНАСС – в 1996 году. GPS и ГЛОНАСС представляют собой автономные среднеорбитные спутниковые системы определения местоположения, позволяющие с высокой точностью определять пространственные координаты подвижных и неподвижных объектов на поверхности Земли и в околоземном пространстве, а также осуществлять точную координацию времени.

Организация работы обеих систем является схожей, и GPS, и ГЛОНАСС состоят из трех основных сегментов:

— управляющий сегмент с наземным оборудованием для контроля за спутниками и обработки передаваемой ими информации. Система оперативного контроля обеспечивает контроль и координацию всей глобальной системы. Она выполняет три основные функции: слежение за спутниками, прогнозирование параметров их движения и пересылку информации. Состоит из нескольких контрольных станций и наземных антенн;

— космический сегмент GPS и ГЛОНАСС состоит из24 спутников: 21 рабочих и 3 резервных, расположенных практически на круговых орбитах таким образом, что с любой точки Земли обеспечивается постоянное наблюдение одновременно 4 8 спутников с углом возвышения над горизонтом более 15°. При этом каждый спутник может находится в поле зрения наблюдателя до 5 часов.

Конфигурация расположения спутников в системах GPS и ГЛОНАСС несколько различна: в системе GPS спутники равномерно распределены на 6 орбитах, плоскости которых наклонены под углом 55° к плоскости экватора и на каждой орбите находится по 4 спутника. Орбиты разнесены вдоль экватора с интервалом 60°.

В системе ГЛОНАСС спутники равномерно распределены на 3 орбитах, плоскости которых наклонены под углом 64.8° к плоскости экватора и на каждой орбите находится 8 спутников. Орбиты разнесены вдоль экватора с интервалом в 120°.

Следует отметить, что большой угол наклонения орбит ГЛОНАСС делает более предпочтительным использования этой системы в полярный широтах;

— сегмент пользователя состоит из неограниченного количества приемников, который принимают сигналы от спутников и производят расчёты текущих координат и других навигационных параметров.

Основные технические и функциональные характеристики систем:

GPS и ГЛОНАСС

Спутники (космический сегмент):

Созвездие………………………………… 24 спутника 24 спутника

(4 спутника х 6 орбит) (8 спутников х орбиты)

высота………………………………………. 20 200 км. 19 100 км.

период…………………………………….. 11 ч. 56 мин. 11 ч. 15 мин.

наклон…………………………………….. 55^о 64,8^о

расчетный ресурс спутника……. 7,5 лет не менее 3 лет

(в будущем не менее7 лет)

Наземные станции

(сегмент управления):

главная станция управления…… 1 —

центр управления…………………….. — 1

станция ввода данных на НКА… 8 —

командные станции слежения… — 8

контрольные станции ………..…… 1 —

лазерные станции слежения…… — 1

Радиочастотный канал:

несущая частота………………………. 1575,42 МГц (L1) 24 частоты в

диапазоне L1

уровень мощности сигнала……. – 160 дБВт – 161 дБВт

(на поверхности Земли) (на поверхности Земли)

Точность определения:

местоположения:

в горизонтальной плоскости…100 м (вероятность 95%) 28 м (вероятность 95%)

300 м (вероятность 99,99%)

по вертикали……………………156 м (вероятность 95%) 60 м (вероятность 95%)

скорости……………………………не превышает 2 м/с 15 см/с (вероятность 99,7%)

времени………………………… 340 нс (вероятность 95%) 1 мкс

Зона действия……………………………. глобальная глобальная

Количество одновременных

пользователей…………………………… не ограничено не ограничено

Система координат……………… Всемирная геодезическая Параметры Земли

система 1984 (WGS-84). 1990 года (ПЗ-90)

Неподвижная, с началом Неподвижная, с началом

в центре Земли в центре Земли

Принципы навигационных измерений с помощью искусственных спутников

Земли.

Координаты потребителя в системе ГЛОНАСС определяются по измеренным БОСН псевдодальностям до НКА(навигационных космических аппаратов). Псевдодальности рассчитываются в соответствии с соотношением:

D_i = ct_i,

где D_i – псевдодальность до i-го НКА;

С – скорость распространения радиоволн;

T_i – временная задержка сигнала i-го НКА.

Временные задержки определяются в результате сравнения принятых псевдослучайных даль номерных кодов НКА и генерируемых в БОСН копий этих кодов с учетом предварительно известных моментов излучения сигналов НКА.

Рис.29.1 система ГЛОНАСС

Каждый НКА излучает радиосигнал содержащий индивидуальный дальномерный код, который позволяет однозначно определить временной интервал t_i между моментом излучения сигнала по спутниковым часам и момента приема сигнала антенной потребителя по часам БОСН. Временные шкалы всех НКА синхронизируются путем использования атомных спутниковых часов и периодически корректируются по данным наземных станций слежения и управления. Таким образом, временная задержка t_i будет складываться из времени прохождения сигнала i-го НКА между спутником и потребителем t_i и сдвига временной шкалы БОСН относительно временной системной шкалы Δt.

В основе определения координат потребителя (x,y,z) и сдвига временной шкалы БОСН Δt лежит решение системы уравнений:

= cΔt Δd_i , (29.1)

Где — точное значение дальности до i-го НКА;

x, y, z – прямоугольные координаты потребителя (БОСН) в геоцентрической системе координат (ГСК)

x_i, y_i, z_i – прямоугольные координаты i-го НКА в ГСК (ПЗ-90 для ГЛОНАСС)

Δd_i – погрешность определения псевдодальности до i-го НКА.

При этом наличие четырех неизвестных приводит к необходимости использования сигналов по крайней мере четырех НКА и соответственно решению четырех уравнений (29.1).

Координаты НКА x_i, y_i, z_i, используемые в системе уравнений(29.1), вычисляются в любой требуемый момент времени на основе эфемерид НКА по специальным алгоритмам в БОСН. Эфемериды каждого НКА, характеризующие его положение на фиксированные моменты времени, передаются в составе навигационного сообщения.

При полной развернутой системе ГЛОНАСС в зоне видимости потребителя обычно находится от пяти до восьми НКА. В первых образцах БОСН решалась задача выбора по определенному критерию наилучшего созвездия из четырех НКА. В современном БОСН, как правило, решается система уравнений (29.1), число которых более четырех, при этом используется интерактивный метод наименьших квадратов, что позволяет получить оптимальные значения искомых параметров.

В результате решения системы уравнений (29.1) определяются прямоугольные геоцентрические координаты потребителя (x, y, z) в системе координат ПЗ-90, которые в навигационном процессоре БОСН по специальному алгоритму преобразуются в координаты, обычно используемые потребителем для решения навигационных задач. Как правило, в БОСН используются геодезические координаты φ(широта), λ(долгота), h(высота) над уровнем опорного эллипсоида(Красовского 1942г – СК 42, WGS-84 и др.)

Основные принципы навигационных определений, реализованные в системе ГЛОНАСС, используются также в американской системе GPS.

Любое оборудование СНС(класса А, В, С) имеет функцию наблюдения за достоверностью информации, получаемой от спутников. Ее назначение:

— своевременно обнаружить неустойчиво работающий спутник и исключить его из обработки для навигационных определений;

— рассчитывать текущую ошибку определения координат и, сравнивая расчетное значение с максимально-допустимой на данном этапе полета, предупредить экипаж о выходе расчетной ошибки за пределы значения;

— рассчитывать геометрию спутников в заданной точке, в заданное время и предупреждать экипаж о том, что требуемая точность и надежность навигации по СНС в этой точке не будут обеспечены, выдавать сообщение об отказе СНС в целом и невозможности ее использовать для навигации. Для решения этих задач бортовое оборудование СНС должно иметь функцию RAIM или аналогичную ей.

Обеспечение этой функции достигается обработкой сигналов, как минимум, одного дополнительного спутника. Такой алгоритм реализован в оборудовании класса А1, А2, В1, В2, С1, С2 и он заключается в том, что в целях RAIM производится несколько независимых определений, результаты которых сравнивают между собой. По результатам этих расчетов определяется четыре устойчиво работающих спутника и по этим «отфильтрованным» спутникам производится определение навигационных параметров (φ, λ, h). При этом «фильтрующие» расчеты при работе RAIM не используются для навигационных расчетов, но если RAIM отфильтровала один из пяти видимых спутников, сама функция RAIM перестает работать, о чем информирует экипаж ВС. Воспринимать такую информацию следует так: навигационные расчеты продолжают выполняться, но аппаратурой они никак не контролируются и эта функция возлагается на экипаж.

Если оборудованием СНС сопровождается 6 и более спутников, то RAIM другого продолжает работать и контролировать надежность навигационных определений.

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 реализован в аппаратуре подкласса В3, В4, С3, С4 и называется обычно «эквивалент RAIM» или «Бортовая автономная система контроля целостности» (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.

Интеграция СНС и ИНС.

Интеграцию СНС и ИНС можно рассматривать на примере НСИ-2000 –интегрированной инерциально-спутниковой навигационной системы.

Система НСИ-2000предназначена для следующих целей:

— определения навигационных и пилотажных параметров движения самолета на основе комплексной отработки информации от инерциальных датчиков (лазерных гироскопов и акселерометров), совмещенного ГЛОНАСС/GPS 24-канального спутникового приемника, а также от системы воздушных сигналов самолета;

— выработки управляющих сигналов и выдачи их в САУ для осуществления автоматического самолетовождения по данным НСИ-2000.

В НСИ-2000 высокие характеристики достигаются за счет рационального комплексирования как входящих в состав системы навигационных измерителей различной физической природы (инерциальных, радиотехнических), так и барометрических.

В системе в качестве инерциального измерителя используется безплатформенная инерциальная навигационная система (БИНС)

В качестве корректирующего радиотехнического измерителя в НСИ-2000 использована аппаратура потребителей (АП) спутниковых навигационных систем ГЛОНАСС/GPS (24-канальный приемник GG-24), обеспечивающая высокоточные измерения координат и составляющих скорости ВС в геодезической системе координат.

Рациональное комплексирование БИНС и АП СНС обеспечивает простоту и удобство начальной выставки и возможности навигации без ограничений относительно всей поверхности Земли, включая полярные области.

Воздушная навигация и аэронавигационное обеспечение полетов на международных воздушных трассах (МВТ).

Единицы измерения.

В мире нет единства в применении единиц измерения, в том числе, и по выполнению навигационных измерений в воздухе, и измерений на земле, связанных с выполнением полётов.

Это обстоятельство создаёт проблемы , непосредственно связанные с безопасностью выполнения международных полётов. Целью Международной организации гражданской авиации ИКАО в этом направлении является унификация единиц измерения в воздушных и наземных операциях гражданской авиации.

а) морских миль в километры и обратно: 1 NM = 1,852 km; NM — Nautical Mites (морские мили)

Snm x 1,852 = Skm;

Skm x 0,539 = Snm или Skm : 1,852 = Snm ( S число )

Приближенный перевод:

Skm = Snm x 2 — 1/10 произведения: 35 NM x 2 — 7 NM = 63 km

Snm = Skm ; 2 1/10 частного; 200 km: 2 10 km = 110 MM

Перевод на НЛ 10:

100 (1000) «МM» 100 (1000) «МM»

14 ¾¾¾¾¾¾¾¾ 14 ¾¾¾¾¾¾¾

15 ç ç 15 ç ç

Sмm Skm? Sмm? Skm

б) перевод футов и метры и обратно:

1 ft = 0,305 m; 1m = 3,281 ft;

Приближенный перевод:

1ft » 0,3 m; 1m » 3,3ft ;

1000ft х 0,3 = 300 m; 1000m x3,3 = 3300ft

Перевод на НЛ 10:

100 (1000) «футы» 100 (1000) «футы»

14 ¾¾¾¾¾¾¾¾ 14 ¾¾¾¾¾¾¾¾¾

15 ç ç 15 ç ç

Hм Hft? Hм? Hft

в) поступательная скорость:

1 kt =1 NM/h =30,86 m/min =0,514 m/s; kt —knot — узел;

Vkt x 1,852 = Vkm/h; Vkm/h x 0,539 = Vk

Перевод скоростей из узлов в км/час и об­ратно производится аналогично переводу расстояний в морских милях в расстояния выраженные километрах

г) вертикальная скорость:

Vft/min x 0,00508 = Vm/s

Vm/s x 196.85 = Vft/min.

Для практических расчетов принимают:

1 m/s = 200 ft/min;

5 m/s » 1000 ft/min;

600 ft/min : 200 » m/s;

4 m/s x 200 » 800 ft/min.

д).Давление

1 hPa = 1 nib ( 1 гекгопаскаль = 1 миллибару);

1 hPa (mb) = 0,75 mm of mercury (мм рт. ст.) или 1 hPa (mb) = 3/4 mm of mercury;

1000 mb x 0,75 = 750 мм рт. ст.;

1 мм рт. ст. = 4/3 mb;

720 мм рт. ст. х 4/3 = 960 mb.

Перевод давления в дюймах ртутного стол­ба в давление, выраженное в миллиметрах н миллибарах ртутного столба:

1 inch of mercury = 25,4 mm of mercury;

29,76 inches x 25,4 = 756 мм рт. ст.;

1 inch of mercury = 33,863 mb;

29,76 inches x 33,863 = 1007,8 mb.

Высота полета

2.1. Уровни отсчета высот, обозначения высот (рис. 30.1)

Рис 30.1 Уровни отсчета высоты полета

В практике самолетовождения для кон­троля высоты полета с помощью баромет­рических высотомеров используют следую­щие уровни изобарических поверхностей:

1).Уровень стандартного давления 1013,2 mbs (hPa) или 29,92 inches of mercury или 760 мм рт. ст.

Этот уровень, условно обозначаемый как QNE, используется для контроля высоты при полете по маршруту.

Высота полета задается эшелоном (FL — Flight Levely). По давлению QNE контролируется также высота полета при снижении до эшелона перехода и после высоты перехода при наборе заданного эшелона полета.

2). Средний уровень моря (QNH).

QNH — Altitude above sea level based on local station pressure — абсолютная высота над средним уровнем моря по давлению ме­стной станции наблюдения. Высоту относительно этого уровня назы­вают «Altitude», Давление QNHиспользуется для контроля высоты в районе аэродрома. При снижении ниже эшелона перехода и заходе на посадку, а также в наборе высоты после взлета до высоты перехода. Этот уро­вень используется и при полете по маршруту на высотах ниже нижнего эшелона полета.

3). Уровень аэродрома или порога ВПП (QFE).

QFE — Height above airport elevation (or runway threshold elevation) based on local station pressure-

— относительная высота над превышением аэродрома (или превышением порога ВПП) по давлению местной станции наблюдения. Высоту относительно этого уровня называют «Height». По давлению QFE контролируется высота полета при снижении ниже эшелона перехода и при заходе на по­садку а также после взлета до высоты перехода.

Эшелон перехода, высота перехода и переходный слой.

Transition Level (TL) — эшелон перехода — самый нижний эшелон полета, который может быть использован для полета выше (абсолютно), (относительной) высоты перехода. При снижении ВС на эшелоне перехода устанавливают давление QNH (QFE).

Transition Altitude (ТА) — абсолютная высота перехода — абсолютная высота (по давлению QNH), на которой и ниже кото­рой положение ВС в вертикальной плоско­сти даётся в величинах абсолютной высоты. На абсолютной высоте перехода перестав­ляют давление с QNH на QNE после взлета в наборе заданного эшелона.

Transition Height (TH) — относительная высота перехода — относительная высота (по давлению QFE), на которой и ниже ко­торой высота полета контролируется в ве­личинах относительной высоты. На относи­тельной высоте перехода переставляют дав­ление с QFE на QNE после взлета в наборе заданного эшелона.

Transition Layer — переходный слой — воздушное пространство между высотой перехода и эшелоном перехода. Этот слой используется для перестановки давления, горизонтальные полеты в нем запрещаются.

Для аэродромов, близко расположенных друг от друга, когда требуется координация действий по управлению воздушным дви­жением. устанавливают общий эшелон пе­рехода и общую высоту перехода.

Эшелоны перехода, абсолютные (относи­тельные) высоты перехода указывают на картах инструментального захода на посад­ку (Approach Chart) и картах стандартных маршрутов прибытия (STAR) и убытия (SID) воздушных судов.Все относительные высоты на картах за­хода на посадку даются в скобках рядом с абсолютными.

В случае полета на абсолютной высоте пе­рехода, она должна обеспечить безопасный пролет препятствий по всему маршруту полёта.

Как правило, относительную высоту пере­хода устанавливают не менее 900 м (3000′). Расчетная относительная высота перехода округляется в сторону увеличения до числа кратного 300 м (1000′).

В США, Канале эшелон перехода рассчи­тывается по специальным таблицам с учетом давления QNH.

Пример: QNH > 29,92 inches — эшелон пе­рехода FL180;

QNH= 29,91–29,42 inches — эшелон пе­рехода FL185 и т.д

Примечание: Термины «относительная высота» и («абсолютная высота» означают при­борные, а не геометрические относительные и абсолютные высоты.

Пересчет давления QNH в QFE.

При выполнении международных полетов воздушные суда, кроме барометрических и электромеханических высотомеров, должны быть оборудованы футомерами. На баромет­рических и электромеханических высотоме­рах устанавливают давление QNE или QFE в миллиметрах ртутного столба. При входе в зону FIR аэродрома посадки экипаж получа­ет с помощью ATIS(Automatic Terminal Information Service) давление QNH. Для опре­деления QFEнеобходимо выполнить расчет:

а) Высота аэродрома (порога) в метрах, по­лученное давление QNH в миллибарах (гектопаскалях). Для определения QFE необхо­димо знать значение барометрической ступе­ни, т.е. знать, как изменяется высота при из­менении давления на 1 мм рт. ст.

Среднее значение барометрической ступе­ни в зависимости от высоты (К м/мм рт. ст.)представлено в таблице 30.1.

Эшелонирование по высоте (табл. 30.2).

Положение ВС в вертикальной плоскости при полете по маршруту выше абсолютной (относительной) высоты перехода выражает­ся через эшелоны полета. Эшелоны полета должны обеспечивать безопасную высоту по­лета над рельефом местности и искусствен­ными препятствиями а также безопасные интерва­лы в вертикальной плоскости между ВС следующими на эшелонах. В ИКАО принята полукруговая система эшелонирования

отсчет направления полета ведется от северного направления магнитно­го меридиана.

Предусматривается также раз­дельное эшелонирование: для полетов на эшелонах поППП (IFR — Instrument Flight Rules) и ПВП (VFR — Visual Flight Rules).Раздельное эшелонирование применяют только днем при метеорологических услови­ях, соответствующих ПВП.

Эшелоны полета выдерживаются относи­тельно условного уровня изобарической по­верхности с давлением 1013,2 mbs (hPa), 29,92 inches или 760 мм рт. ст.

При полете на Восток (путевые углы0° — 179°) эшелоны нечетные (ODD), при полете на Запал (путевые углы 180° — 359°) эшело­ны четные (EVEN), четными являются и эшелоны 310,350, 390,430 и т. д.

Таблица 30.2

Номер эшелона полета (FL — Flight Level) соответствует сотням футов высоты.

Например, FL180соответствует высоте 18000′

Воздушная трасса —диспетчерский район или его часть представляет собой коридор осевая линия которого определяется радионавигационными средствами. Международные полёты выполняют по тем воздушным трассам, которые оговариваются при двухсторонних соглашениях на воздушные перевозки.

Деление воздушных трасс (ВТ) по их расположению в воздушном пространстве.

По расположению в воздушном пространстве трассы подразделяются на:

— трассы нижнего воздушного пространства (Low Altitude Airspace);

— трассы верхнего воздушного пространства (High Altitude Airspace);

Граница между нижним и верхним воздушным пространством указывается для каждого государства на титульном листе маршрутной карты LOWв таблице LIMITS AND CLASSIFICATIONS OF DESIGNATED AIRSPACE.

Например, для воздушного пространства России этой границей является высота 6100 метров (FL200) для Германии — FL245, а для Италии — FL195. Пределы верхнего воздушного пространства государств указаны на титульном листе карты HIGHв таблице AIRSPACE CLASSIFICATIONS AND LIMITS. Например для Австрии этим пределом является —FL460. Если верхний предел пространства не ограничен то применяют сокращение UNL(Unlimited).

Деление воздушных трасс по виду ОВД.

По ввиду обслуживания трасс службой воздушного движения трассы делят на:

— контролируемые, обеспеченные диспетчерским обслуживанием (Controlled airways);

— с консультативным обслуживанием (Avisory routes);

— с полётно-информационным обслуживанием (Flight information routes).

Диспетчерское обслуживание ВС в полёте имеет целью:

— предотвращение столкновений ВС в полёте;

— обеспечение быстрого и упорядоченного потока воздушного движения;

— обеспечение информацией необходимой для безопасного и эффективного выполнения полётов;

— Предоставление сведений в отношении ВС для служб, обеспечивающих поиск и спасение в случае аварийной

ситуации.

Целью полётно-информационного обслуживанияВС является предоставление, консультаций и информации полезной и безопасного и эффективного проведения полётов, т.е такой информации как состояние аэродромов,

работоспособность наземных (РНС), метеоусловия по маршруту и на аэродромах информация об опасных зонах и зонах с ограниченным режимом полётов, атмосферном давлении. Диспетчер службы полётно-информационного

обслуживания на основе имеющейся у него информации предупреждает экипаж о возможности опасного сближения ВС.

Консультативное обслуживание полётов ставит целью повысить эффективность информации об опасном сближении воздушного судна в полёте по сравнению с тем, как это достигается при простом полётно-информационном обслуживании. Этим видом обслуживания обеспечиваются ВС выполняющие полёты по ППП

по консультативным маршрутам и в консультативных районах контролируемого воздушного пространства.

Поскольку орган консультативного ОВД не имеет полной достоверной информации об обстановке в воздухе, то он не передает указаний экипажам ВС, а свои предложения сопровождает словами «советую» и «рекомендую».

Диспетчер консультативного органа ОВД:

— советует экипажу вылетать в определённое время и следовать на крейсерском эшелоне согласно плана

полёта;

— дает рекомендации экипажам для избежания опасных сближений;

— передаст экипажам информацию об осно­вном воздушном движении.

Экипажи ВСнезамедлительно информи­руют диспетчера о принимаемых решениях.

Ширина воздушных трасс.

Полную информацию о ширине ВТ, прохо­дящих над территорией конкретного государ­ству можно получить в сборнике аэронави­гационной информации (AIP — Aeronautical Information Publication) данного государства,

На маршрутных картах LO и H/L фирмы «Jeppesen» ширину трассы можно опреде­лить по белой полосе вдоль оси трассы, т.к. эта полоса нанесена с учетом масштаба кар­ты, или по расстоянию между двумя белыми полосками для ВТ с консультативным обслу­живанием. Если трасса оборудована маяками NDB и VOR, рекомендуется устанавливать переменную ширину трассы. Пример опреде­ления защищенного воздушного пространст­ва в Канаде для трасс, оборудованных мая­ками VOR, представлен на рис.30.2.

Рис. 30.2. Минимальная ширина участка трассы, оборудованной маяками VOR.

Практически очень часто устанавливают ширину трассы, разную 10 NM (18,5 км).

По своему назначению карты делятся на:

1).Planning Charts — карты планирования.

2). Enroute Charts — маршрутные карты.

3). Area Charts — карты зон аэроузлов.

4). SlDs and STARs — карты стандартных маршрутов вылета и прибытия по прибо­рам,

5). Approach Charts — карты инструмен­тального захода на посадку.

6). Airport (Landing) Charts — карты аэро­дрома или карты посадки.

7). Noise Charts — карты процедур по сни­жению шума.

Кроме перечисленных, для некоторых аэропортов могут издаваться карты:

— RADAR — карта зон радиолокационного обеспечения;

— TAXI — карта руления;

— APRON — карта перрона;

— PARKING — карта стоянок;

— VICINITY — карта окрестности и т.д.

1). Planning Charts.

Карты планирования предназначены для получения справочных данных при планиро­вании полетов. Используются они также и при проведении предварительной подготовки к полету. Они позволяют:

— подсчитать общее расстояние по маршру­ту полета;

— выбрать запасные аэродромы;

— определить предварительно общую за­правку ВС топливом;

— выбрать маршрутные карты.

Издаются карты планирования в мелком масштабе и охватывают большие территории земной поверхности.

На карте с обратной стороны иногда дастся таблица расстоянии между основными аэро­дромами и таблица навигационных радиосредств.

Не всегда наносятся на карту также и зоны с ограниченным режимом полетов.

2). Enroute Charts и Area Charts.

При подготовке и выполнении междуна­родных полетов применяются аэронавигаци­онные карты, издаваемые, в частности, фир­мой «Jeppesen». Эти карты построены в рав­ноугольной конической проекции на основе лучших аэронавигационных и топографиче­ских карт. Большинство маршрутных карт фирма издает в конической конформной про­екции Ламберта. Проекция строится на се­кущем конусе, сохраняет величину углов и подобие небольших фигур земной поверхно­сти (свойство конформности).

Карты в проекции Ламберта издаются в следующих масштабах: 5; 7,5; 10; 15; 20; 30; 40; 48 и 60 морских миль в 1 дюйме, что со­ответствует 3,6; 5,5; 7,3; 11; 14,6; 21,9; 29,2; 35 и 43,8 км в 1 см. Для перевода масштабов можно использовать коэффициент 0,729.

3). Карты SID и STAR.

SID — Standard instrument Departure — Схема стандартного маршрута вылета,

STAR — Stamford Terminal Arrival Routes -Схема стандартного маршрут при­бытия.

Эти карты графически отображают проце­дуры вылета и прибытия, предписываемые соответствующими полномочными органа­ми. Кроме графической иллюстрации карты дополняются текстовым описанием проце­дур, когда она предоставляется полномочны­ми* органами.

В некоторых аэропортах мира для выпол­нения процедур SID и STAR текстовая информация является необходимой.

Карта STAR содержит данные, которые не­обходимы для входа в зону ожидания, и дан­ные для подхода ВС к точке начала инструментального захода на посадку.

Карта SID обеспечивает переход из воз­душного пространства аэродрома на соответ­ствующий маршрут.

Карты SID и STAR издаются не в масштабе.

Кроме, карт STAR могут издаваться карты: — FMS STAR с использованием системы управления полетом:

— RUNAV STAR с использованием аппарату­ры зональной навигации;

— DME or GPS ARRIVAL с использованием DME и CPS;

—ARRIVAL —прибытия.

— PROFILE DESCENT — профильного сни­жения..

Кроме карт SID издаются карты:

— FMS,SID.RNAV SID :

— DEPARTURE — вылета;

— SID(R) и RADAR DEPARTURE — вылета под управлением диспетчера РЛК;

— VISUAL DEPARTURE — визуального вылета.

На картах SID и STAR указываются в рамке данные о эшелоне перехода и абсолютной вы­соте перехода. Кроме этого, на картах SID в рамке указывается диспетчерская частота выхода, а на картах STAR частота ATIS.

Запретные зоны указываются на картах STAR, если они расположены и радиусе 5 NM от основного аэродрома или от оси маршрута.

4) Approach Charts — Карты захода

Minimum Climb Gradient может быть также вы­ражен:

а) В процентах.

Пример: MCG = 5%, W=240 kts. Определить V_y. V_y = MCG% x W = 5 x 240 = 1200 ft/mm (6 м/сек).

б) Углом набора.

Пример: MCG = 2°, W=240 kts. Определить Vy. Vy = MCG° x W x 1,75 = 2 x 240 x 1,75 = 840 ft/min (4,2 м/сек).

в) Отношением высоты набора к пройденному расстоянию.

Примечание: Карты захода на посадку, систематизированные в сборнике АНИ фирмы «Jаppesen» в алфавитном порядке, содержат важные сведе­ния, необходимые для безопасного выполне­ния маневра захода на посадку по приборам и ухода на второй круг.

5). Airport (Landing) Chan.

Карта аэродрома содержит основные данные об аэродроме, ВПП, светооборудовании, минимумах и другую информацию. Для круп­ных аэропортов может издаваться несколько карт, на которых дается подробная информа­ция о рулежных дорожках, стоянках ВС коор­динатах мест стоянок, о порядке парковки, за­пуска и тд.

6). Карта NOISE

Приемы снижения шума применяют лишь в том случае, если доказана их необходимость, Предпочтительные по шуму маршруты уста­навливаются для того, чтобы самолеты могли избегать, насколько это практически воз­можно. пролета над зонами, чувствительны­ми к шуму, в окрестностях аэродрома. Пред­почтительные по шуму маршруты следует совмещать со стандартными маршрутами вылета и прилета.

При установлении предпочтительных по шуму маршрутов:

а) не следует требовать выполнения разворо­тов при наборе высоты и взлете если само­лет не достиг (и сможет сохранять в разворо­те) высоты не менее 150 м (500 футов) над местностью и самым высоким препятствием над траекторией полета: при развороте угол крена ограничен значением 15°.

б) не следует требовать никаких разворотов одновременно с уменьшением тяги, связанных со снижением шума;

в) для соблюдения самолетом установленно­го маршрута следует обеспечивать соответ­ствующее радионавигационное наведение.

Никакие требования по снижению авиаци­онного шума не препятствуют командиру ко­рабля пользоваться предоставленными ему полномочиями по обеспечению безопасности полета.

На картах NOISE фирмы «Jeppcsen» дается описание процедур по снижению шума (NOI­SE ABATEMENT PROCEDURES), а при не­обходимости текстовая информация допол­няется графической, которая включает в себя:

— траектории вылета;

— взлетно-посадочные полосы;

— пункты замера шума;

— госпитали;

— жилые кварталы;

— обозначения навигационных средств, обес­печивающих наведение;

— обозначения маршрутов SID, совпадаю­щих с траекториями вылета

Часто ВС прибывают на аэродромы с ин­тервалами, которые меньше минимально до­пустимых для безопасной посадки на ВПП. В этом случае ВС могут быть направлены в зону ожидания (ЗО).

Находясь в режиме ожидания, ВС должны выполнять полет в районе установленного пункта ожидания, т.е. схема полета в ЗО при­вязана к контрольной точке (Holding Fix). После пролета точки Fix ВС выполняет пра­вый или левый разворот для полета по схеме ЗО. Здесь рассматриваются схемы полетов в ЗО с правым разворотом. Схемы полетов с левым разворотом располагаются симмет­рично по отношению к линии пути прибли­жения ЗО.

Точки Fix зон ожидания образуют с помо­щью наземных радиомаяков типа NDB, VOR, VORDME. Кроме того, точка Fix может быть образована с помощью радиала и дальности, полученных с помощью маяков VORDME, установленных в стороне от точки Fix (альте­рнативные схемы входа в ЗО).

1). Радионавигационное средство расположено в точке Fix зоны ожидания.

Вход в зону осуществляют согласно трем секторам, при этом допускается отклонение в 5° с каждой стороны от границ секторов.

Вход из сектора 1 (parallel entry — парал­лельный вход):

— достигнув Fix, ВС выполняет левый раз­ворот и идет в направлении от радиомаяка в течение 1 мин, если высота полета 4250 м (FL140) или ниже; если высота полета выше 4250 м, время полета составляет 1,5 мин; секундомер включается при пролете Fix;

— по истечении времени выполняется левый разворот на стороне зоны ожидания для выхода на линию пути приближения или на Fix;

— после Fix выполняется правый разворот и дальнейший полет по схеме ЗО; время по­лета от траверза маяка 1 (1,5) мин в зави­симости от высоты.

Иногда для зон устанавливается и указыва­ется на карте единое время полета по линии пути удаления независимо от высоты полета, например, 2 мин (<^>).

При наличии маяка DME публикуют пре­дельное расстояние от маяка по линии пути удаления, что позволяет более точно выпол­нить схему зоны ожидания. Общее мини­мальное время полета по схеме ЗО составля­ет 4 (5) мин при стандартном времени полета по линии пути удаления (1 или 1,5 мин).

Вход из сектора 2 (off set entry — смещен­ный вход):

достигнув Fix, ВС выполняет отворот вле­во на 30° и следует в течение 1 (1,5) мин в зависимости от высоты полета; секундо­мер включается при пролете Fix;

по истечении времени выполняется пра­вый разворот для выхода на линию пути приближения;

после Fix правый разворот и полет по схе­ме.

Предельное удаление также может контро­лироваться с помощью маяков DME или радиалов маяков VOR, пересекающих линию пути удаления.

Вход из сектора 3 (direct entry — прямой вход):

— достигнув Fix, ВС выполняет правый раз­ворот для дальнейшего следования по схеме ЗО.

Для определения сектора входа в ЗО необ­ходимо использовать расчетчик фирмы «Jeppesen» (HOLDING PATTERN COMPU­TER), инструкция пользования которым да­ется на самом расчетчике.

Вход в ЗО может быть осуществлен и по дуге DME, проходящей через точку Fix. Про­летев над точкой Fix, ВС входит в зону ожи­дания по правилам входа из сектора 1 или 3.

2). Альтернативные схемы входа в зоны ожидания с использованием VORDME.

На рисунке 30.4 представлены методы подхо­да к зоне ожидания, основанной на VORDME:

а) Подход по радиалу VOR, обозначающему линию пути приближения. Траектория подхода или ее последний участок сопрягается с линией пути приближения. Вход включает в себя схему полета в зоне ожидания (рис 30.4 А).

б) Подход по радиалу VOR, обозначающему линию пути приближения, с курсом, обратным линии пути приближения. После пролета контрольной точки ожидания ВС выполняет разворот в сторону ожидания на угол 30° и следует до достижения предельного расстояния по DME на линии
пути удаления; в этой точке ВС выполняет разворот с целью выхода на линию пути приближения (рис 30.4 В).

в) Подход по дуге DME, определяющей контрольную точку ожидания, со стороны, противоположной стороне ожидания. При пролете контрольной точки ожидания ВС выполняет разворот для следования по линии пути, параллельной линии пути удаления, до достижения предельного расстояния по DME на линии пути удаления; в этой точке ВС выполняет разворот с целью выхода на линию пути приближения (рис 30.4 С).

г) Подход по дуге DME со стороны ожидания. Линию пути при данном типе подхода, по возможности, не указывают особенно в случае схемы ожидания в направлении от VORDME (рис 30.4 D).

д) При ограниченности воздушного пространства может быть предусмотрен подход по дуге DME, определяющей контрольную точку ожидания, со стороны ожидания. После пролета контрольной точки ожидания ВС выполняет разворот и следует по линии пути, параллельной и обратной по направлению линии пути приближения, до достижения предельного удаления по DME и в этой точке выполняется разворот с целью выхода на линию пути приближения (рис 30.4 Е).

е) Если точка входа является контрольной в конце линии пути удаления, подход осуществляется по радиалу VOR, проходящему через контрольную точку на линии пути удаления. После пролета этой контрольной точки выполняется разворот по схеме ожидания (рис 30.4 F и G).

Подход к ЗО, основанной на VORDME, мо­жет осуществляться:

вдоль направления линии пути приближе­ния;

по опубликованной линии пути;

с помощью радиолокационного наведения. Точкой входа в ЗО является контрольная точка ожидания или контрольная точка в конце линии пути удаления. Подход к точке входа осуществляется в первом случае по ра­диалу VOR, обозначающему линию пути приближения, или используется дуга DME, определяющая контрольную точку ожида­ния. Во втором случае подход к точке входа, как правило, осуществляется с использова­нием радиала VOR, проходящего через кон­трольную точку в конце линии пути удале­ния.

Радиус дуги DME, используемой для под­хода к схеме ожидания, основаной на VOR­DME, не должен быть меньше 18,5 км (10 м.

миль).

Рис. 30.4 Схемы входа в зону ожидания с использованием VOR/DME.

3). Специальные схемы зон ожидания с использованием средств RNAV (RNAV — Area Navigation — зональная навигация).

Схемы ожидания с использованием средств RNAV можно строить с использо­ванием одной или двух точек пути (Waypo- ints). Основываются схемы на использовании маяков VORDME и других современных средств зональной навигации. ВС должно иметь оборудование зональной навигации, одобренное государством эксплуатанта. При этом:

оборудование RNAV воздушного судна исправно;

пилот имеет знания и навыки эксплуата­ции этого оборудования и может достиг­нуть оптимальной навигационной точно­сти;

средства обеспечения зональной навига­ции исправны.

Вход в обычные схемы ожидания с исполь­зованием средств RNAV или в схемы ожида­ния с использованием RNAV и одной точки пути аналогичен входу, предписанному для обычного ожидания.

Секторы входа в схемы ожидания с исполь­зованием RNAV и двух точек пути разделя­ются линией, проходящей через эти две точ­ки. Входы со стороны каждого сектора осу­ществляются через соответствующую точку пути. После прохождения точки пути выполняется разворот и дальнейший по­лет по схеме.

Вокруг точки пути устанавливается зона определенного радиуса, значение которого всегда таково, что пилот может выбрать лю­бую удобную линию пути приближения к контрольной точке зоны ожидания. После пролета контрольной точки пилот выполняет левую или правую стандартную зону ожида­ния. Полет может выполняться и по любой другой схеме, которая будет находиться в пределах указанной зоны.

Координаты точек пути определяют с точ­ностью до секунды, а расстояния на схемах ожидания с точностью до 0,18 км (0,1 NM).

4). Правила полета в зоне ожидания.

Если ВС направляется в ЗО, то экипажу указывается:

номер зоны или ее условное наименова­ние;

высота полета в ЗО;

расчетное время выхода из ЗО для посад­ки EAT {Expected Approach Time),

За исключением альтернативных схем ЗО вход в зону осуществляется только через точ­ку Fix. За 3 мин до входа в зону начать сни­жение скорости Vnp до установленной для полета в зоне. Для этих целей иногда на мар­шрутах подхода к зонам устанавливают ру­бежи начала гашения скорости (SLP — Speed Limit Point). В разделе Air Traffic Control сборника фирмы «Jeppesen» имеются четыре таблицы скоростей полета в ЗО: новая и ста­рая ИКАО, Франции и США. Каждое госу­дарство имеет право выбрать ту или иную та­блицу скоростей полета. В таблице 7.2 пред­ставлена новая таблица ИКАО, на которую постепенно переходит большинство госу­дарств мира. Все развороты в зоне выполня­ются с креном 25° или меньше, чтобы угло­вая скорость не превышала 3°/сек (в зонах ожидания США крен 30°). Если при опреде­ленных условиях полета (Н и t_H) V_u = 400 км/час (Vпр = 405 км/час или 425 км/час), то угловая скорость при крене 25° составляет 2,36°/сек. Практически Vиcт для указанных приборных скоростей и больших всегда вы­ше, а следовательно, и угловая скорость зна­чительно меньше 3°/сек.

Экипажи должны учитывать ветер, внося поправки в курс и время полета. Отсчет вре­мени по линии пути удаления начинается над точкой Fix или на ее траверзе. Если положе­ние траверза определить невозможно (осо­бенно при входе в ЗО из сектора 3 при боль­ших углах подхода к линии пути приближе­ния со стороны Non-holding side), то отсчет — времени начинают после выполнения разво­рота на линию пути удаления.

Если ВС сначала выходит на предельный радиал, то оно должно следовать по этому радиалу до начала разворота на линию пути приближения. Начало разворота осуществля­ют после выхода на предельное расстояние от DME.

Если экипаж не может по каким-то причи­нам следовать правилам, установленным для конкретной ЗО, то он должен немедленно со­общить об этом службе ОВД.

Выход из ЗО выполняется через точку Fix в заданное диспетчером время. Экипаж, при этом, может скорректировать свой полет в пределах установленной зоны ожидания. При наличии радиолокационного контроля дис­петчер может вывести ВС из зоны с любой точки схемы. Иногда на схеме ЗО указывает­ся маневр покидания зоны, т.е. выход осуще­ствляется не через точку Fix.

Если командир ВС заявляет о намерении оставаться в ЗО до улучшения метеоусловий или по другим причинам, ему это разрешает­ся, В этом случае диспетчер может предло­жить самый верхний эшелон или направить ВС на другую контрольную точку.

Схема захода на посадку в целом зависит от окружающей аэродром местности, типа предполагаемых полетов и категорий воз­душных судов. А эти факторы, в свою оче­редь, учитываются при выборе типа и места расположения навигационных средств отно­сительно ВПП или аэродрома.

Заход на посадку по приборам с использо­ванием информации об азимуте и глиссаде, например, от ILS или PAR, является точным заходом на посадку.

Схема захода на посадку по приборам мо­жет иметь пять отдельных участков: подхода, начальный, промежуточный, конечный и ухода на второй круг (рис. 30.5).

Рис. 30.5, Участки инструментального захода на посадку,

Если при построении схемы захода на по­садку предусматривается наведение по линии пути, то каждый из пяти участков включает в себя определенный объем воздушного про­странства, поперечное сечение которого в вертикальной плоскости представляет собой зону, расположенную симметрично относи­тельно осевой линии каждого участка.

1). Заход на посадку по ILS .

Начальный участок захода на посадку с помощью ILS должен обеспечивать такое положение ВС, при котором оно находилось бы в пределах зоны действия курсового мая­ка.

Максимальная длина промежуточного уча­стка при заходе по ILS, как правило, не пре­вышает 46 км (25 м. миль) от антенны курсо­вого маяка.

Конечный участок при заходе по ILS начи­нается в точке FAP, которая располагается в пространстве на осевой линии курсового ма­яка в точке прохождения номинальной глис­сады на абсолютной/относительной высоте промежуточного участка.

Вход в глиссаду, как правило, происходит на относительных высотах от 300 м (984 фу­тов) до 900 м (2955 футов) над превышением ВПП (порога ВПП). При угле наклона глис­сады, составляющем 3°, вход в глиссаду про­исходит на удалении от 6 км (3 м. миль) до 19 км (10 м. миль) от порога ВПП.

Снижение по глиссаде ни в коем случае не начинается до тех пор, пока ВС не выйдет на линию пути приближения (вертикальная пла­нка прибора находится в пределах половины отклонения на полную шкалу), так как зона конечного этапа захода на посадку по ILS значительно уже аналогичных зон при не­точных заходах.

При снижении на конечном этапе ВС долж­но удерживаться на курсе и глиссаде, по­скольку отклонение от курса более чем на половину шкалы нулевого индикатора или отклонение от глиссады более чем на поло­вину шкалы «Лети выше» в сочетании с дру­гими допусками для системы ILS может при­вести ВС к границе или нижнему пределу защищаемого воздушного пространства, где может быть не обеспечена защита от столк­новения с препятствиями.

При пролете контрольной точки снижения (внешний маркер или контрольная точка, об­разованная с помощью DME) необходимо сравнить приборную глиссаду и показания высотомера (с учетом температурной попра­вки). Допуск контрольной точки составляет ±0,9 км (0,5 м. мили). До пролета контроль­ной точки снижение может быть выполнено только до опубликованной абсолютной (от­носительной) высоты пролета контрольной точки.

Если при заходе на посадку теряется наве­дение по глиссаде, заход становится неточ­ным, и в случае ухода на второй круг необ­ходимо пользоваться опубликованными зна­чениями MDA(H), а не DA(H). Минималь­ный запас высоты над препятствиями при отказе глиссады составляет 75 м (246 футов) в основной зоне конечного этапа. Этот запас высоты учитывается при определении ОСА(Н) для случая, когда глиссада не рабо­тает. Линия пути на картах захода на посадку без наведения по глиссаде (вертикальный разрез) изображается пунктирной линией.

2). Схема захода на посадку по VOR, NDB без контрольной точки FAF

Схемы неточного захода на посадку без ко­нтрольной точки конечного этапа (FAF) дол­жны включать полет по обратной схеме или схеме типа «ипподром». Начальный участок начинается после пролета навигационного средства (IAF) и заканчивается выходом на линию пути приближения. Навигационное средство должно располагаться в пределах 1,9 км (1 м. миля) от ближайшего участка по­садочной поверхности.

После выхода на линию пути приближения сразу начинается конечный участок (проме­жуточный участок отсутствует).

Часто разрабатываются схемы, когда имею­щееся навигационное средство служит одно­временно в качестве IAF и MAP*.

На этих схемах указывается минимальная абсолютная (относительная) высота полета по обратной схеме или схеме типа «иппод­ром» для конечного этапа захода на посадку. Снижение до MDA(H) начинается только по­сле выхода на линию пути приближения.

При отсутствии данных о градиенте сниже­ния необходимо ориентироваться на угол на­клона глиссады 3°.

Минимальный запас высоты над препятст­виями в основной зоне конечного этапа со­ставляет 90 м (295 футов), а к внешней гра­нице дополнительной зоны уменьшается до 0 (рис. 30.6).

Рис. 30.6. Зона конечного этапа захода на посадку по VOR (NDB). Расстояние 4.6 км (2,5 NM) и угол 10,3° применяются для NDH.

При использовании контрольной точки принижения на конечном участке, удаление которой от MAP_t не должно превышать 7 км (4 м. мили), запас высоты над препятствиями между контрольной точкой и MAP* может быть уменьшен до 75 м (246 футов).

Сопряжение линии пути конечного этапа и осевой линии ВПП определяет, каким обра­зом будет производиться заход на посадку: с прямой или с круга (визуально).

На рисунке 30.7 представлено сопряжение линии пути конечного этапа и осевой линии ВПП, когда может производиться заход на посадку с прямой.

Рис. 30.7. Сопряжение линии пути конечного этапа и осевой линии ВПП при заходе на посадку с прямой.

При заходе на посадку визуально применя­ется запас высоты над препятствиями, уста­новленный для каждой категории ВС.

3). Схема захода на посадку по NDB, VOR при наличии контрольной точки FAF

Неточные схемы захода на посадку при на­личии FAF могут иметь промежуточный участок, который должен пересекаться под углом не более 120° с линией пути начально­го участка. Если этот угол более 120°, при­меняется схема типа «ипподром» или обрат­ные схемы. В этом случае промежуточный участок начинается от точки выхода на ли­нию пути приближения.

Сопряжение линии пути конечного этапа и осевой линии ВПП для захода на посадку с прямой должно быть таким, каким оно пред­ставлено на рисунке 30.7. В противном слу­чае применяется заход на посадку по кругу.

При наличии промежуточного участка до­пускается пересечение его линии пути с ли­нией пути конечного участка в точке FAF под углом не более 30°.

Запас высоты над препятствиями в основ­ной зоне на конечном этапе (между FAF и MAP_t) при заходе с прямой составляет 75 м (246 футов), а к внешней границе уменьша­ется до 0.

Оптимальный градиент снижения на ко­нечном этапе — 5%, максимально допусти­мый — 6,5%.

При необходимости градиент снижения (угол наклона глиссады) может быть вычис­лен по известным данным: расстоянию меж­ду FAF и порогом ВПП, высоте пролета FAF,

высоте над порогом ВПП (15 м).

При наличии DME даются данные для кор­ректировки снижения на конечном этапе (удаление — высота). Удаление обычно да­ется с интервалами, равными одной или двум морским милям.

4). Схема захода на посадку по СНС.

Публикуемые некоторыми государствами карты захода на посадку по GPS являются картами неточного захода. При этом госу­дарство устанавливает определенные требо­вания к бортовому приемоиндикатору GPS (многие государства придерживаются требо­ваний TSO С129) и его базе данных, соот­ветствующей формату и содержанию, кото­рые установлены фирмой «Jeppesen».

Информация в заголовке карты захода на посадку с применением GPS может быть представлена в одном из трех представленных на рисунке 8.22. вариантах.

Рис. 30.8. Заголовки карт Захода на посадку с при­менением GPS (варианты):

а)заход но посадку только по GPS;

в)заход на посадку по GPS совпадает с неточным за­ходом по NDB:

с)GPS не является частью системы захода на посад­ку, но информация по GPS охватывает процедуру не­точного захода.

Для этих трех вариантов использования GPS име­ются сведения в базе дан­ных, выпускаемой корпо­рацией «Jeppesen». О нали­чии таких сведений в базе данных говорит и наличие кода аэропорта (KFDK, LSGG).

При подготовке к международному полету и выполнении полета экипажи российских воздушных судов в основном используют следующие документы:

— сборники АНИ по международным воз­душным трассам, издаваемые ЦАИ ГА РОССИИ;

— сборники АНИ фирмы «Jeppesen»;

— SUPPLEMENTS — приложения англий­ской фирмы British Airways AERAD;

— инструкции по производству полетов по международным маршрутам;

— планшеты с маршрутными картами;

— папки справочного материала;

— бюллетени предполетной информации;

— бланки флайт-планов (если рейсы не обе­спечены повторяющимися планами поле­тов).

Если при подготовке к полету требуется получить недостающую или более полную информацию, необходимо обращаться к сборнику AIP (Aeronautical Information Publi­cation) государства, который является основ­ным официальным документом, содержащим аэронавигационную и другую информацию, необходимую для обеспечения полетов ино­странных воздушных судов в пределах воз­душного пространства государства.

План полета (FPL – Flight Plan)

План полета представляется до начала:

а) любого полета с целью обеспечения его диспетчерским обслуживанием;

б) полета по ППП в пределах консультатив­ного воздушного пространства;

в) любого полета в пределах заданного рай­она, или в заданный район, или по задан­ным маршрутам, когда этого требует пол­номочный орган ОВД в целях упрощения обслуживания, касающегося полетной ин­формации, аварийного оповещения, поис­ка и спасения, а также в целях упрощения координации действий с военными орга­нами или органами ОВД соседних госу­дарств во избежание перехвата.

г) любого полета с пересечением государст­венных границ.

При отсутствии других предписаний со стороны соответствующего органа ОВД план полета предоставляется, по крайней мере, за 60 минут до вылета. Если план предоставля­ется в полете, то он должен быть предостав­лен в такое время, которое гарантирует его получение соответствующим органом ОВД, по крайней мере, за 10 минут до расчетного времени достижения воздушным судном:

границы входа в диспетчерский или кон­сультативный район;

точки пересечения ВТ или консультатив­ного маршрута.

При задержке выполнения контролируемо­го полета на 30 минут после расчетного вре­мени уборки колодок или на 1 час неконтро­лируемого полета FPL должен быть изменен или предоставлен новый.

Принимая план полета, диспетчер:

проверяет его на соответствие формату и соблюдение правил группировки данных;

проверяет его полноту и точность;

при необходимости предпринимает дей­ствия, которые сделают его приемлемым для целей ОВД;

сообщает составителю о принятии плана полета.

Принятый FPL не позднее, чем через 5 мин, передается на телеграф. План полета идет в адреса:

органов ОВД районов, через которые бу­дет выполняться полет, и районов, где находятся запасные аэродромы;

АДП аэропорта назначения;

представителю авиакомпании.

Соблюдение плана полета.

Экипаж должен строго придерживаться те­кущего плана полета, если не был сделан за­прос на его изменение и не получено разре­шение на это от соответствующего органа ОВД. Если возникла чрезвычайная ситуация, требующая немедленных действий, экипаж как можно быстрее уведомляет службу ОВД о своих действиях.

При уклонении ВС от ЛЗП предпринима­ются немедленные действия для выхода на линию пути.

Если ожидается, что истинная скорость между двумя контрольными пунктами изме­нится на ±5% по отношению к указанной в плане полета, необходимо сообщить об этом органу ОВД.

При изменении расчетного времени проле­та очередного пункта доклада границы рай­она FIR или расчетного времени прибытия на аэродром назначения больше чем на 3 мин, если не требуется другой точности, необхо­димо как можно быстрее сообщить о пере­смотренном расчетном времени органу ОВД.

Запрос на изменение плана полета включа­ет:

а) при изменении крейсерского эшелона: опо­знавательный индекс ВС, правила полета, запрашиваемый новый эшелон и крейсер­скую скорость на этом эшелоне, при необ­ходимости новое расчетное время;

б) при изменении маршрута: опознаватель­ный индекс ВС, правила полета, описание нового маршрута, начиная с места, где на­чинается изменение, пересмотренное рас­четное время прибытия и любая другая относящаяся к делу информация.

Если аэродром назначения меняется, до­полнительно указываются запасные аэродро­мы.

При ухудшении погодных условий ниже минимумов ВМУ при выполнении контро­лируемого полета по ПВП экипаж обязан:

а) запросить измененное разрешение на про­должение полета до аэродрома назначения в ВМУ или на запасной аэродром, или выйти из пределов контролируемого воздушного пространства (для полетов по ППП или ПВП);

б) если нет разрешения по пункту «а» — про­должить полет в ВМУ и сообщить диспет­черу о своем решении, либо о выходе из контролируемого воздушного пространст­ва для дальнейшего полета по ППП или ПВП, либо о решении произвести посадку на ближайшем аэродроме; или

в) если полет будет выполняться в пределах диспетчерской зоны — запросить разреше­ние на специальный полет по ПВП; или

г) запросить полет по ППП

Переход от ПВП к ППП:

а) если был предоставлен FPL, сообщить органу ОВД о необходимых изменениях в текущем плане полета (изменение правил полета);

б) получить разрешение на выполнение по­лета по ППП в контролируемом воздуш­ном пространстве.

Переход от ППП к ПВП:

а) если был представлен FPL, уведомить со­ответствующий орган ОВД о прекращении полета по ППП и необходимости внесения изменений в план полета; при этом, состав­ленное КВС донесение должно содержать выражение: «отменяю полет по ППП»;

б) орган ОВД, как правило, не должен давать другого ответа, кроме подтверждения: «полет по ППП отменен… (время)».

Рис.30.9. Бланк FPL (бланк плана полета)

.

Закрытие плана полета.

Доклад о прибытии делается лично или по радио незамедлительно после посадки соот­ветствующему органу ОВД.

Если на аэродроме посадки орган ОВД от­сутствует, то доклад делается ближайшему органу ОВД с помощью любых наиболее бы­стрых средств передачи информации.

Когда предполагается, что такой доклад после посадки сделать будет невозможно, он делается перед посадкой. Доклад о прибытии включает:

— опознавательный индекс ВС;

— аэропорт вылета;

— аэродром назначения (только в случае посадки с изменением маршрута);

— аэродром прибытия;

— время прибытия.

Невыполнение требований по докладу мо­жет вызвать серьезные нарушения в обслу­живании воздушного движения и повлечь значительные расходы на проведение ненуж­ных поисково-спасательных работ.

Практикум

1. По виду измеряемых параметров бортовая РЛС относится к:

А) угломерным средствам

Б) дальномерным средствам

В) угломерно-дальномерным средствам 19.1

2. Бортовые РЛС позволяют решать следующие задачи:

А) управлять воздушным судном с помощью автопилота в боковом и продольном каналах (по курсу и тангажу)

Б) вести ориентировку и определять МС; определять УС и W; обнаруживать грозовые очаги; предупреждать опасные сближения с другими ВС 19.1

В) определять истинную высоту полета, определять УС и путевую скорость, предупреждать опасные сближения с земной(водной) поверхностью

3. .Бортовая РЛС имеет следующие режи­мы работы:

«Готов», «Земля», «Север», «Юг» и «Боковое уклонение»

«Готов», «Земля», «Опасная высота» и «Завал ГА»

«Готов», «Земля», «Метео», «Контур» и «Снос». 19.2

4. Наклонная дальность — это расстояние:

А) по наклонной линии от ВС до ориентира 19.2

Б) в горизонтальной плоскости от ВС до ориентира

В) в вертикальной плоскости от ВС до ориентира

5. Грозовые очаги обнаруживаются и видны на экране в виде ярких засветок с размытыми контурами на дальностях:

А) 50 – 150 км

Б) 150—250 км 19.3

В) 250 – 400 км

6. Дальность обнаружения ВС бортовой РЛС не превышает:

А) 25 км 19.4

Б) 40 км

В) 50 км

7. Для обнаружения ВС и предупреждения опасных сближений с ними необходимо установить режим работы «Метео»и масштаб раз вертки:

А) 30 км 19.4

Б) 60 км

В) 125 км

Тесты по теме 20

Самолетовождение в особых условиях полета

1. К особым относятся условия поле­тов:

А) на малых и предельно малых высотах, над малоориентирной местностью, в горной местности, в полярных областях, над водным пространством, в условиях грозовой деятельности 20.1

Б) на малых и предельно малых высотах, над малоориентирной местностью, в горной местности, в полярных областях, над водным пространством, с одним выключенным двигателем

В) на малых и предельно малых высотах, над малоориентирной местностью, в горной местности, в полярных областях, над водным пространством, с отказавшей радиосвязью

2. Предельно малыми называют высоты … над рельефом местности или над водной поверхностью

А) до 100 м

Б) до 200 м 20.2

В) до 300 м

3. Малыми называют высоты … над рельефом местности или водной по­верхность

А) от 100 до 500 м

Б) от 200 до 1000 м 20.2

В) от 500 до 1500 м

4. Самолетовождение при выполнении полета над малоориентир­ной местностью по ПВП осуществляют:

А) точным выдерживанием расчетного курса следования, заданной скорости и высоты полета 20.2

Б) полетом с произвольными курсами и высотами

В) полетом от одного ориентира к другому

5. При полете над горной местностью дальность действия при­водных радиостанций:

А) такая же как и над равнинной местностью

Б) примерно в 2 раза больше, чем над равнинной

В) примерно в 2 раза меньше, чем над равнинной. 20.2

6. В полярных районах принято полеты выполнять:

А) по ортодромическим путевым углам, отсчитываемым от опорного истинного меридиана 20.2

Б) по ортодромическим путевым углам, отсчитываемым от опорного магнитного меридиана

В) по локсодромии

7. Полет над верхней границей мощно-кучевых и кучево-дождевых облаков разрешается выполнять с превышением над ними не менее:

А) 200 м

Б) 500 м 20.2

В) 1000 м

8. Погрешности в определении радиопеленгов вследствие ночного эффекта могут достигать:

А) 3 — 5°

Б) 10 — 15°

В) 30 — 40° 20.3

Тесты по теме 21

Информационное обеспечение полетов

1. NOTAM 1-го класса составляется и рассылается не реже:

А) 1 раза в неделю

Б) 1 раза в месяц 21.2

В) 1 раза в 3 месяца

2. NOTAM 2-го класса составляется и рассылается не реже:

А) 1 раза в неделю

Б) 1 раза в месяц

В) 1 раза в 3 месяца 21.2

3. . Листы предупреждений составляют

А) ежедневно и вручают летным экипажам перед вылетом 21.2

Б) ежедневно и вручают летным экипажам после вылета

В) еженедельно и вручают летному составу перед вылетом

4. Служба аэронавигационной информации нашей страны имеет:

А) двухуровненную структуру

Б) трехуровневую структуру 21.1

В) четырехуровненную структуру

5. Контрольный перечень циркуляров аэронавигационной информации рассылается:

А) 1 раз в квартал

Б) 1 раз в 6 месяцев

В) 1 раз в год 21.2

6. Бюллетень предполетной информации регулярно обновляются и доводятся до экипажей ВС в процессе:

А) предварительной подготовки

Б) предполетной подготовки 21.2

В) послеполетной подготовки

7. NOTAM 1-го класса специальной серии SNOWTAM содержит информацию:

А) об изменениях в аэронавигационном оборудовании или порядке его использования, обслуживании воздушного движения, процедурах, о возможных опасностях в полете

Б) о существовании или ликвидации опасных условий, связанных с ремонтом рулежных дорожек, ВПП, стоянок

В) о существовании или ликвидации опасных условий, связанных с наличием снега, льда, слякоти, стоячей воды на рабочей площади аэродрома. 21.2

Тесты по теме 22