что такое угол сноса

Угол сноса

Угол сноса — угол между продольной осью летательного аппарата (ЛА) и направлением его движения относительно земной поверхности. [1] [2] В горизонтальном полёте без скольжения обусловлен боковым ветром.

Угол сноса должен учитываться при самолётовождении по истинному или магнитному курсу. Он может быть рассчитан штурманом косвенно, либо получен через непосредственное измерение доплеровским измерителем скорости и сноса (ДИСС).

Источники

Полезное

Смотреть что такое «Угол сноса» в других словарях:

УГОЛ СНОСА — (дрейфа) угол между продольной осью самолета и фактическим курсом полета при ветре. См. Угол дрейфа. Самойлов К. И. Морской словарь. М. Л.: Государственное Военно морское Издательство НКВМФ Союза ССР, 1941 … Морской словарь

угол сноса судна — Угол между истинным курсом и линией пути судна, обусловленный влиянием течения. Примечание Угол сноса судна измеряется в сторону правого или левого борта от 0 до 180° со знаком «плюс» или «минус» соответственно [ГОСТ 23634 … Справочник технического переводчика

Угол сноса корабля — (дрейфа корабля) угол между линией пути и истинным курсом корабля. EdwART. Толковый Военно морской Словарь, 2010 … Морской словарь

Угол сноса судна — 10. Угол сноса судна Угол между истинным курсом и линией пути судна, обусловленный влиянием течения. Примечание. Угол сноса судна измеряется в сторону правого или левого борта от 0 до 180° со знаком «плюс» или «минус» соответственно Источник:… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

Сноса угол — в авиации, угол между продольной осью и вектором путевой (относительно Земли) скорости летательного аппарата. Возникает при боковом ветре. Обычно С. у. совпадает с углом между векторами воздушной (относительно воздушной среды) и путевой… … Большая советская энциклопедия

Доплеровский измеритель скорости и сноса — (ДИСС) бортовое радиолокационное устройство, основанное на использовании эффекта Доплера, предназначенное для автоматического непрерывного измерения и индикации составляющих вектора скорости, модуля путевой скорости, угла сноса и координат… … Википедия

устанавливать угол между курсом судна и заданным направлением — Для компенсации сноса из за бокового ветра или течения [http://slovarionline.ru/anglo russkiy slovar neftegazovoy promyishlennosti/] Тематики нефтегазовая промышленность EN crab … Справочник технического переводчика

УС — угол сноса узел сборочный узел связи указатель скорости (напр. вертолёта) указатель скорости укрепленный сектор уплотнение для подвижных соединений, передающих сложные движения (в маркировке) уплотнение для подвижных соединений, передающих… … Словарь сокращений русского языка

ГОСТ 23634-83: Морская навигация и морская гидрография. Термины и определения — Терминология ГОСТ 23634 83: Морская навигация и морская гидрография. Термины и определения оригинал документа: 14. Абсолютная скорость судна Скорость движения судна по линии пути Определения термина из разных документов: Абсолютная скорость судна … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

ЦИЛИНДРИЧЕСКИЕ МАГНИТНЫЕ ДОМЕНЫ — «магнитные пузырьки», изолированные однородно намагниченные подвижные области ферро или ферримагнетика (домены), имеющие форму круговых цилиндров и направление намагниченности, противоположное направлению намагниченности остальной его части (рис … Физическая энциклопедия

Источник

Сноса угол

Смотреть что такое «Сноса угол» в других словарях:

Угол сноса — в горизонтальном полёте без скольжения, обусловленый боковым ветром. Угол сноса угол между продольной осью летательного аппарата (ЛА) и направлением его движе … Википедия

угол сноса судна — Угол между истинным курсом и линией пути судна, обусловленный влиянием течения. Примечание Угол сноса судна измеряется в сторону правого или левого борта от 0 до 180° со знаком «плюс» или «минус» соответственно [ГОСТ 23634 … Справочник технического переводчика

УГОЛ СНОСА — (дрейфа) угол между продольной осью самолета и фактическим курсом полета при ветре. См. Угол дрейфа. Самойлов К. И. Морской словарь. М. Л.: Государственное Военно морское Издательство НКВМФ Союза ССР, 1941 … Морской словарь

Угол сноса корабля — (дрейфа корабля) угол между линией пути и истинным курсом корабля. EdwART. Толковый Военно морской Словарь, 2010 … Морской словарь

Угол сноса судна — 10. Угол сноса судна Угол между истинным курсом и линией пути судна, обусловленный влиянием течения. Примечание. Угол сноса судна измеряется в сторону правого или левого борта от 0 до 180° со знаком «плюс» или «минус» соответственно Источник:… … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

Доплеровский измеритель скорости и сноса — (ДИСС) бортовое радиолокационное устройство, основанное на использовании эффекта Доплера, предназначенное для автоматического непрерывного измерения и индикации составляющих вектора скорости, модуля путевой скорости, угла сноса и координат… … Википедия

устанавливать угол между курсом судна и заданным направлением — Для компенсации сноса из за бокового ветра или течения [http://slovarionline.ru/anglo russkiy slovar neftegazovoy promyishlennosti/] Тематики нефтегазовая промышленность EN crab … Справочник технического переводчика

Навигация воздушная — аэронавигация, наука о методах и средствах вождения летательных аппаратов (ЛА) самолётов, вертолётов, ракет и др.; совокупность операций по определению навигационных элементов наземными пунктами управления полётами или на борту ЛА и… … Большая советская энциклопедия

УС — угол сноса узел сборочный узел связи указатель скорости (напр. вертолёта) указатель скорости укрепленный сектор уплотнение для подвижных соединений, передающих сложные движения (в маркировке) уплотнение для подвижных соединений, передающих… … Словарь сокращений русского языка

ГОСТ 23634-83: Морская навигация и морская гидрография. Термины и определения — Терминология ГОСТ 23634 83: Морская навигация и морская гидрография. Термины и определения оригинал документа: 14. Абсолютная скорость судна Скорость движения судна по линии пути Определения термина из разных документов: Абсолютная скорость судна … Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

Источник

Навигационный треугольник скоростей. Зависимость путевой скорости и угла сноса от угла ветра

ВС движется относительно воздушной массы с истинной воздушной скоростью V, воздушная масса относительно земли со скоростью U,и скорость перемещения ВС относительно земной поверхности (полная скорость) W_п является векторной суммой этих скоростей. При горизонтальном движении ВС его полная скорость практически совпадает с путевой скоростью W. Поэтому можно записать векторное соотношение:

Навигационный треугольник скоростей (НТС) (рис. 3.3) – векторный треугольник, образованный векторами истинной воздушной скорости, ветра и путевой скорости..

Конфигурация навигационного треугольника скоростей может быть различной. Ведь векторы V и U могут быть направлены в любую сторону. Но соединены в треугольник они должны быть вполне определенным образом (рис.3.4). Ведь навигационный треугольник скоростей отражает то, что V и U складываются, образуя путевую скорость W как их сумму. Формула (3.3) является векторной записью этого треугольника и наоборот – навигационный треугольник скоростей является графическим выражением формулы.

Рис. 3.3. Навигационный треугольник скоростей

На рисунке (см. рис. 3.3) НТС дан в той конфигурации, в которой его обычно изображают для ознакомления с его элементами. Элементами НТС называют его стороны, углы между ними, а также углы, которые характеризуют направление сторон треугольника (векторов скоростей) относительно меридиана.

На рисунке изображены многие элементы, которые уже рассматривались ранее:

— курс γ – угол между северным направлением меридиана и направлением вектора V (как уже упоминалось, его принято считать у самолетов направленным по продольной оси ВС);

— фактический путевой угол β_Ф – угол между северным направлением меридиана и направлением вектора W;

Конечно, элементами НТС являются и модули всех трех скоростей.

Но, кроме этих элементов, появляются и новые, характеризующие углы между векторами.

Одним из таких элементом, самым важным для понимания влияния ветра на полет ВС, является угол ветра.

Его принято отсчитывать от вектора W по часовой стрелке от 0˚ до 360˚. Однако на практике при решении некоторых навигационных задач его удобнее считать изменяющимся от 0˚ до ±180˚.

Необходимо обратить внимание, что УВ измеряется именно между направлениями, куда направлены векторы W и U (на рисунке эти направления показаны пунктиром). Поэтому неправильно было бы показать УВ как внутренний угол треугольника, расположенный между этими же векторами: ведь тогда это будет это угол между направлениями, противоположными направлениям W и U. В данной конфигурации НТС этот угол, конечно, численно равен УВ, но в других конфигурациях это может оказаться не так.

Не следует путать направление ветра δ_н и угол ветра ε. В то время как δ_н характеризует, куда дует ветер относительно меридиана (на север, восток и т.д.), угол ветра показывает, куда дует ветер относительно направления полета (вправо, влево, вперед, назад и т.д.).

Курсовой угол ветра (КУВ, ψ ) – угол, заключенный между направлениями вектора истинной скорости V и вектора ветра U.

Отсчитывается аналогично углу ветра: от направления, куда направлен вектор V, до направления вектора U по часовой стрелке от 0˚ до 360˚ (иногда от 0˚ до ±180˚). Название этого элемента (курсовой угол) подсказывает, от какого направления он измеряется: ведь вектор V направлен по продольной оси самолета, то есть по линии курса.

Полезно запомнить, что, если измерять УВ и КУВ в диапазоне от 0˚ до ±180˚, то они всегда имеют одинаковый знак, да и по абсолютной величине отличаются друг от друга незначительно – на величину угла сноса.

Угол сноса (УС, α) – угол, заключенный между направлениями вектора истинной V и путевой W скоростей.

Отсчитывается УС от направления вектора V, которое в свою очередь совпадает с направлением продольной оси ВС. В отличие от УВ и КУВ он всегда измеряется в диапазоне от 0˚ до ±180˚ : вправо (по часовой стрелке) с плюсом, влево (против часовой стрелки) с минусом. По-английски угол сноса – drift angle или кратко просто drift (снос).

Название этого элемента отражает его физический смысл. Продольная ось самолета направлена в одну сторону (в направлении вектора V), но летит ВС относительно земной поверхности несколько в другую сторону (в направлении вектора W). То есть ветер как бы сносит ВС с того направления полета, куда направлен нос ВС. Так самолет и перемещается с отвернутой от ЛФП на угол сноса продольной осью (рис. 3.5).

Важнейшим элементом НТС является угол ветра, который равен разности навигационного направления ветра и фактического путевого угла. Один и тот же угол ветра может иметь место при различных направлениях векторов W и U, поскольку важно их взаимное положение, а не ориентация относительно меридиана.

Рассмотрим некоторые частные случаи конфигурации НТС.

1. Предположим, что курс К (γ), то есть направление вектора V, и навигационное направление ветра НВ (δ_н) совпадают. Тогда такое же направление ФПУ (β_ф) будет иметь и вектор путевой скорости W. Навигационный треугольник «вырождается», превращаясь в одну линию. Но соотношения между векторами остаются теми же (рис.3.7, а). В этом случае УВ=0; УС=0; КУВ=0. При этом ФПУ=К. Поскольку векторы V и U направлены по одной линии, их можно складывать просто алгебраически:

Рис. 3.7. Частные случаи навигационного треугольника скоростей

2. Пусть К и НВ имеют противоположные направления, то есть различаются на 180° (рис. 3.7, б). В этом случае векторы также лежат на одной прямой, но направления W и V совпадают, а направление U им противоположно.

В этом случае УВ = 180°; КУВ =180°; УС =0; ФПУ = К. Путевая скорость может быть рассчитана алгебраически, но уже как разность истинной скорости и скорости ветра.

3. Направление ветра перпендикулярно направлению вектора путевой скорости. Ветер может дуть слева или справа, при этом УВ будет соответственно 90° (рис. 3.6, в) или 270°. Угол сноса при этом по модулю будет максимальным (УС_макс), но в первом случае положительным, во втором – отрицательным. Это следует из формулы (3.9), поскольку наибольшее по модулю значение sinУВ=±1 будет иметь место как раз при этих значениях УВ.

Нетрудно рассчитать этот максимальный угол сноса из формулы (3.9):

.

Эту формулу для практического применения можно упростить, учитывая, что синусы малых углов равны самим углам, выраженным в радианах. А чтобы УС по формуле получался все же в градусах, надо радианы умножить на 57,3 или приближенно на 60. Тогда

. (3.12)

По этой формуле можно рассчитать, какой может быть самый большой угол сноса (в градусах) при данной истинной скорости самолета и данной скорости ветра. Например, при V=500 км/ч и U=100 км/ч получим УС_макс=±12°.Это значит, что какими бы ни были курс и направление ветра, угол сноса не превысит 12°.

Поскольку УС невелик, то гипотенуза данного НТС (то есть V, см рис. 3.7, в) будет не сильно отличаться от катета W. То есть путевая скорость будет приблизительно равна истинной W≈V.

Нетрудно показать, что точное равенство V и W будет иметь место при УВ меньшем 90° (или при большем 270°) на величину УС/2.

Если в полете с постоянной истинной скоростью при постоянном ветре самолет выполнит разворот на 360°, то в таком же диапазоне (от 0° до 360°) будет изменяться и ФПУ, и следовательно УВ.

То же самое произойдет, если ВС будет лететь с постоянным курсом, но ветер, сохраняя свою скорость, будет менять свое направление от 0° до 360°.

Рассмотрим как будут меняться УС и W при изменении УВ на 360°.

В точке А (рис.3.8) изображен самолет, а отрезок АО – вектор его истинной скорости V. С этим вектором складывается вектор ветра U (отрезок ОВ). При изменении направления ветра (а значит и УВ) на 360° конец вектора ветра (точка В) опишет окружность. Во всех его положениях вектор путевой скорости W будет представлен отрезком АВ.

Соответственно УВ – это угол между АВ и ОВ, а УС – между АО и АВ. Отсюда можно видеть, как меняется УС при повороте вектора ветра, то есть при изменении УВ (рис. 3.8).

При расположении текущей точки В в положении В₁ (строго попутный ветер) УС=0; УВ=0; W=V+U. Поворот ветра по часовой стрелке приводит к увеличению УС, который будет здесь положительным, а W будет уменьшаться.

Максимальный УС= +УС_макс будет достигнут при УВ=90° (боковой ветер), когда ОВ окажется перпендикулярным АВ (положение В₂). Очевидно при этом АВ будет являться касательной к окружности. Как уже отмечалось, путевая скорость при этом будет приближенно равна истинной.

При дальнейшем увеличении УВ (вращении вектора ветра) угол сноса, оставаясь положительным, по модулю начнет уменьшаться. Путевая скорость будет продолжать уменьшаться (теперь она уже меньше истинной).

В положении В₃ УВ=180°; УС=0; W=V−U. Это строго встречный ветер.

При дальнейшем вращении ветра УВ уже больше 180°, УС станет отрицательным (сносит влево) и будет возрастать по модулю. Путевая скорость будет расти. В точке В₄ (она симметрична точке В₂) УВ=270°; УС=−УС_макс; W≈V.

Рис. 3.8. Изменение УС и W в зависимости от угла ветра

Дальнейшее вращение приводит к уменьшению отрицательного УС по модулю и продолжению возрастания W до ее максимального значения в точке В₁.

Таким образом, при изменении УВ на 360° угол сноса сначала возрастает до максимального положительного значения, затем уменьшается до 0 (при встречном ветре), затем становится отрицательным и возрастает до −УС_мак, а затем уменьшается по модулю до 0°. Значение УС изменяется приблизительно по синусоидальному закону. Приблизительно, а не точно потому, что по синусоиде изменяется не сам УС, а его синус в соответствии с формулой (3.9 ). Но для малых углов, как уже отмечалось, сам угол и его синус примерно равны и изменяются пропорционально. Это и дает основание говорить о примерно синусоидальном законе изменения УС (рис. 3.9, а).

Таким образом УС=0 при УВ=0° и 180°, а максимальное значение (положительное и отрицательное) принимает при УВ=90° или 270°.

Путевая скорость также изменяется примерно по синусоидальному закону. Точнее – по косинусоидальному, потому что максимальное ее значение (V+U) имеет место при УВ=0, а минимальное (V−U) при УВ=180°. Обратите внимание, что на графике W=V не при УВ=90° (или 270°), а при несколько меньшем (соответственно большем) УВ (рис. 3.9, б).

Рис. 3.9. Графики зависимости УС и W от угла ветра

На рис. 3.10 изображен вектор путевой скорости W и четыре положения вектора ветра U. Угол между ними, отсчитываемый от W по часовой стрелке, это угол ветра. Из изложенного можно сделать вывод, что УС положителен (сносит вправо) при 0° V) когда ветер дует вперед (270°

Источник

Что такое угол сноса

Под самолетовождением понимается комплекс действий экипажа по определению местонахождения самолета в воздухе и направлению его к цели полета.

Для целей самолетовождения используются различные технические средства, к которым относятся самолетные навигационные приборы и устройства и средства земного обеспечения самолетовождения.

В любой обстановке полета экипаж выполняет самолетовождение комплексным применением всех самолетных и наземных технических средств.

Навигационный треугольник скоростей

Навигационный треугольник скоростей (рис. 26) состоит из трех векторов: воздушной скорости, путевой скорости и скорости ветра.

Рис.26 Навигационный треугольник скоростей

Направление вектора воздушной скорости определяется курсом, а его величина — воздушной скоростью.

Направление вектора путевой скорости определяется путевым углом, а его величина — путевой скоростью.

Направление вектора ветра определяется направлением ветра, а его величина — скоростью ветра.

Воздушная скорость (V) — скорость движения самолета относительно воздуха.

Курс самолета (К) — угол между северным направлением меридиана и направлением продольной оси самолета (линией курса). Курс самолета может быть истинным (ИК), магнитным (МК) и компасным (КК) в зависимости от меридиана, относительно которого производится отсчет.

Путевая скорость (W) — скорость движения самолета относительно земной поверхности.

Путевой угол (ПУ) — угол, составленный северным направлением меридиана и линией пути самолета. Путевой угол может быть магнитным (МПУ), истинным (ИПУ) и компасным (КПУ). Кроме того, путевой угол может быть заданным или фактическим.

Скорость ветра (U) — скорость перемещения воздушных масс относительно земной поверхности.

Направление ветра ( d ) — угол между северным направлением меридиана и горизонтальным направлением перемещения воздушных масс относительно земной поверхности.

Угол сноса (УС) — угол между векторами: воздушной скорости и путевой скорости. Правый снос (+), когда самолет сносит относительно линии курса вправо, левый (-), когда самолет сносит относительно линии курса влево.

Угол ветра (УВ) — угол между линией пути самолета и направлением ветра.

Навигационный треугольник скоростей можно решать двумя способами: аналитическим и графическим на ветрочете.

Аналитическим способом навигационный треугольник скоростей решается по формулам:

sin УС = (U*sin УВ) / V

W = V cos УС + U cos УВ

Пример. Рассчитать курс и путевую скорость, если V = 360 км/час, ПУ = 80°, d = 170°, U = 30 км/час.

2) sin УС = (U sin УВ) / V = 30*1 / 360 = 1/12 = 0,0833;

4) W = V соs УС + U соs УВ.

Так как соs 90° = 0, значит второй член выражения равен нулю.

В практике считают, что косинус угла до 10° равен 1, отсюда:

Ответ. К = 75°; W = 360 км/час.

Примеры решения задач на ветрочете

Пример 1. Рассчитать МК, УС и W, если ЗМПУ = 45°, d = 320°, U = 60 км/час, V = 360 км/час.

Ответ. d = 22°; U = 48 км/час.

Пример 3. Определить скорость и направление ветра, если V = 400 км/час, при МК = 260°, УС = + 6°, а при МК = 340°, УС = + 4°.

Пересечение этих двух линий и будет точкой ветра.

Ответ. d = 22°; U = 48 км/час.

Ошибки показаний компаса

Девиация D _К — угол между магнитным и компасным меридианами. Девиация возникает от действия на картушку компаса самолетного магнитного и электромагнитного поля, кренов и ускорений самолета.

Величина девиации определяется как разность между магнитным курсом самолета и показанием компаса:

Поворотная ошибка. Сущность поворотной ошибки заключается в том, что при виражах самолета картушка компаса получает почти такой же крен, как и самолет. Следовательно, картушка подвергается влиянию не только горизонтальной, но и вертикальной составляющей силы земного магнетизма.

В результате картушка при вираже совершает движения, зависящие от угла магнитного наклонения и угла крена самолета. Движение картушки при этом настолько энергично, что пользование компасом почти невозможно. Наиболее резко эта ошибка проявляется на северных курсах, поэтому она называется северной.

Креновая девиация. Креновая девиация получается в основном при продольных кренах самолета вследствие того, что создается дополнительная сила, которая действует на картушку компаса. Эта ошибка не имеет большого влияния на самолетовождение современных самолетов, поэтому в практике она не учитывается.

Девиация от ускорений самолета происходит в результате действия различных ускорений на картушку магнитного компаса. Эта девиация может быть уменьшена правильной установкой компаса на самолете и хорошей его амортизацией, а также путем выдерживания летчиком постоянного режима полета.

Правила устранения и определения девиации и допуски ошибок магнитных компасов

Девиационные работы на самолете производятся с целью определения и уничтожения постоянной и полукруговой девиации и определения остаточной девиации.

Постоянная и полукруговая девиация устраняется на земле при неработающих моторах самолета с включенным электро- и радиооборудованием, которое питается постоянным током и работает большую часть полета.

Остаточная девиация на одномоторных и двухмоторных самолетах, как правило, определяется на земле. На четырехмоторных самолетах остаточная девиация определяется обычно в воздухе.

Самолеты, не имеющие дистанционных компасов, при девиационных работах устанавливаются в линию полета.

Для устранения постоянной девиации (установочной ошибки) необходимо определить девиацию на четырех главных магнитных курсах (0°, 90°, 180° и 270°) и вычислить величину постоянной девиации по формуле:

Если постоянная девиация (установочная ошибка) более 2°, ее надо устранить. Для этого необходимо:

Полукруговая девиация устраняется постоянными магнитами девиационного прибора на четырех главных магнитных курсах (0°, 90°, 180° и 270°).

Для устранения девиации этим способом необходимо:

Если первоначальная девиация на курсах 0° и 90° не превышает 10°, то можно поступать так:

У дистанционных компасов типа ПДК-45 полукруговая девиация устраняется вторым способом. При этом необходимо, чтобы в противоположные продольные или поперечные пеналы вкладывалось одинаковое число магнитов равной силы (одного цвета).

Остаточная девиация определяется после устранения полукруговой и постоянной девиации на пяти магнитных курсах (0°, 70°, 145°, 215°, 290°) или на восьми магнитных курсах (0°, 45°, 90°, 135°, 180° 225°, 270°, 315°).

При устранении и определении девиации на земле самолет на магнитные курсы устанавливается:

Определение остаточной девиации в полете производится:

Определение девиации в полете необходимо производить при спокойной погоде.

Вычисление остаточной девиации по коэфициентам обязательно для всех родов авиации. Если вычисленная остаточная девиация отличается от наблюденной в точках наблюдений более чем на 2°, то наблюдения и вычисления остаточной девиации необходимо повторить заново.

Вычисленная девиация наносится на график девиации, который строится по компасным курсам.

Для вычисления остаточной девиации необходимо по результатам наблюдений девиации на пяти или восьми курсах вычислить приближенные коэфициенты девиации А, В, С, D, Е.

Остаточная девиация вычисляется на 24 курсах.

Компенсация девиации дистанционного индукционного компаса

У дистанционных индукционных компасов компенсация девиации производится механически с одновременным устранением ошибок дистанционной передачи.

Компенсация девиации производится на 24 равноотстоящих магнитных курсах; она может быть произведена как на земле, так и в воздухе изменением профиля ленты кулачкового компенсационного механизма. Профиль изменяется вращением компенсационных винтов на лицевой части главного указателя. Следует иметь в виду, что при компенсации девиации на каком-либо курсе не нарушается регулировка и на тех курсах, на которых девиация уже скомпенсирована.

При выполнении работ по компенсации девиации необходимо следить, чтобы гироскоп датчика был всегда свободен (разарретирован) и главная ось вращения гироскопа занимала вертикальное положение.

Осмотр и проверка компасов перед полетом

При осмотре следует установить:

Перевод курсов

Основные формулы для перевода курсов следующие:

1. Для перевода компасного курса в магнитный

Решение. МК = 240 + (- 4) = 236°.

2. Для перевода магнитного курса в компасный

Решение. КК = 84 — (+5) = 79°.

3. Для перевода магнитного курса в истинный

Решение. ИК = 315 + (+9) = 324°.

4. Для перевода истинного курса в магнитный

Практические советы экипажу при использовании магнитного компаса на разворотах

Определение угла сноса в полете

Угол сноса (УС) в зависимости от навигационной обстановки и навигационного оборудования самолета определяется:

Способы измерения угла сноса с помощью визира могут быть следующие:

Измерение угла сноса по “бегу земли” (визирных точек)

Для измерения угла сноса визир устанавливается на курсовой угол 180°, вертикальный угол визира на 0° (петелька в поле зрения — на деление 0°), пузырек уровня приводится в центр перекрестия сетки визира.

Окуляр визира устанавливается на необходимую для штурмана резкость изображения.

После указанных установок на визире и пяте штурманом подается летчику команда “Промер”.

Летчик обязан установить заданный режим полета (курс, скорость и высоту) с максимально возможной точностью.

Промер угла сноса производится после того, как летчик установит заданный режим полета и компас успокоится. Наблюдая через визир за местностью, добиваются поворотом трубы визира, чтобы визирные точки перемещались параллельно курсовой черте, после чего замечается показание компаса, а затем показание шкалы сноса.

Таких измерений требуется произвести не менее трех. Чем больше будет разница в отсчетах, тем больше следует произвести измерений. Возможная ошибка данного способа при многократном измерении угла сноса 1—2°.

Данный способ применяется на бреющем полете, на малых и средних высотах до 800 м.

Измерение угла сноса обратным визированием

Для измерения угла сноса обратным визированием необходимо установить визир так, чтобы подвижная призма была обращена в хвост самолета, затем, вращая барабан вертикальных углов, устанавливают петельку на нуль. Визир держат в таком положении, чтобы пузырек уровня находился в центре поля зрения. Летчик при промере должен строго сохранять заданный режим полета и курс.

Штурман, держа визир в строго отвесном положении, наблюдает за местностью и ожидает, когда через пузырек визира пройдет какая-либо заметная визирная точка. Затем он следит за ней, не вращая визира в пяте. Когда визирная точка удалится от вертикали, штурман быстрым поворотом визира в пяте добивается такого положения, чтобы визирная точка оказалась на курсовой черте.

В этот момент штурман замечает показание компаса и отсчитывает угол сноса по шкале на пяте визира.

Практически бывает достаточным при средних высотах визирование выполнять под вертикальным углом 40—50°, при больших высотах — под вертикальным углом 25—35°.

Измерение угла сноса повторяется несколько раз, после чего берется среднее значение угла сноса и средний курс во время промера.

В тех случаях, когда возможно произвести только однократный промер, угол сноса определяют уточненным способом. Этот способ заключается в том, что в момент выбора визирной точки под самолетом приступают к определению среднего курса самолета.

В момент максимального удаления визирной точки отсчитывают курс и угол сноса. К измеренному углу сноса алгебраически прибавляют поправку, равную разности между последним отсчетом курса и средним курсом.

Пример. Магнитный курс во время отсчета угла сноса равен 95°. Средний магнитный курс во время промера равен 97°. Измеренный угол сноса + 8°. Найти правильное значение угла сноса.

Измерение угла сноса визированием вперед

Определение угла сноса визированием вперед заключается в том, что под некоторым вертикальным углом, при курсовом угле визира 0° (подвижная призма обращена вперед), выбирается впереди самолета на линии курса визирная точка и в момент прихода ее на траверс к линии курса определяется боковое уклонение.

Угол сноса рассчитывается по формуле:

где БУ — боковое уклонение визирной точки на траверсе к линии курса;

ВУ — вертикальный угол визирования.

Боковое уклонение выбранной визирной точки определяется по градусным делениям поперечной черты визира.

При вертикальном угле 45° угол сноса равняется боковому уклонению, при ВУ = 26°,5, УС = 2 БУ, при ВУ = 63°,5 УС.= 0,5 БУ. Знак угла сноса определяется по стороне бокового уклонения визирной точки.

Рассмотрим порядок работы экипажа при промере угла сноса этим способом.

После команды штурмана «Промер» летчик выдерживает с максимальной точностью режим полета. Штурман, установив визир на курсовой угол 0° и вертикальный угол 45° (26°,5 или 63°,5), приступает к выбору визирной точки. Визирная точка должна пройти через центр пузырька уровня. Зафиксировав визирную точку в центре пузырька уровня, в дальнейшем барабаном вертикальных углов удерживает ее в передней части поля зрения прицела.

Когда петелька придет на 0°, штурман прекращает вращение барабана вертикальных углов и в момент пересечения визирной точкой поперечной черты читает боковое уклонение и курс самолета.

Для получения необходимой точности нужно произвести несколько определений угла сноса и курса самолета. Результаты нескольких измерений осреднить. В зависимости от вертикального угла и бокового уклонения рассчитать угол сноса.

Описанный способ применяется ночью и на больших высотах, при отсутствии болтанки, а также при использовании визиров, при помощи которых нельзя определить угол сноса обратным визированием.

Определение угла сноса двухкратным пеленгованием визирной точки

Определение угла сноса двухкратным пеленгованием визирной точки заключается в том, что на некотором вертикальном угле под курсовым углом 45° или 315° выбирается визирная точка. Когда визирная точка вторично окажется на том же вертикальном угле, вторично определяется ее курсовой угол.

Угол сноса рассчитывается по формуле:

при визировании с правого борта или

при визировании с левого борта,

где КУ₂ — курсовой угол при втором визировании.

Как правило, этот способ применяется при полетах ночью и над морем, причем в тех случаях, когда нельзя измерить УС обратным визированием или по бегу земных ориентиров. При определении угла сноса визир устанавливается на курсовой угол 45°, если визирная точка с правого борта, или на курсовой угол 315°, если она с левого борта.

Промер угла сноса следует выполнять после того, как летчик установит заданный режим полета и картушка компаса успокоится. Небольшими поворотами барабана вертикальных углов, не меняя установленного курсового угла (45° или 315°), привести характерную визирную точку в центр пузырька уровня. После этого вращение барабана прекратить.

Вращением визира в пяте удерживать визирную точку на курсовой черте.

Сначала выбранная визирная точка отойдет от пузырька уровня, а затем, когда самолет пройдет траверс точки, она снова станет перемещаться к пузырьку. Вращением визира в пяте необходимо привести визирную точку в пузырек уровня.

В момент прихода визирной точки в центр пузырька произвести отсчет показания компаса и курсового угла при втором визировании и рассчитать угол сноса но указанным выше формулам.

Точность определения угла сноса данным способом 2—3°.

Определение истинной воздушной скорости

Для определения истинной воздушной скорости по показаниям обычного указателя скорости необходимо:

Порядок перерасчета воздушной скорости на НЛ-9 следующий (рис. 27):

Пример. Показание указателя скорости 438 км/час; сумма инструментальной и аэродинамической поправок, выбранная из графика, плюс 12 км/час, высота 8000 м; показание термометра наружного воздуха минус 10°, приближенная скорость самолета 600 км/час. Рассчитать истинную воздушную скорость.

Решение. Находим температурную поправку и температуру на высоте

Находим аэродинамическую скорость:

V_а = 438 + 12 = 450 км /час.

Находим истинную воздушную скорость V_ист = 698 км/час.

Определение путевой скорости

Путевая скорость может быть определена:

Для определения путевой скорости по времени пролета известного расстояния необходимо отметить время пролета каких-либо двух ориентиров. Измерив по карте расстояние между ними, легко определить путевую скорость по формуле

При определении путевой скорости по высоте полета и времени пробега визирной точкой известного вертикального угла пройденный самолетом путь за время визирования будет равен высоте полета или определенной ее части. Обычно берут либо угол, равный 45°, при котором пройденный самолетом путь (база) равен высоте полета, либо угол, равный 26°,5, при котором база равна половине высоты.

Зная истинную высоту полета, легко вычислить путевую скорость по формуле

где H — истинная высота полета в метрах;

t — время пролета базы в секундах.

Порядок определения путевой скорости по времени прохождения визирной точкой базы, равной половине высоты полета, с помощью счетного приспособления визира АБ-52 следующий:

Для определения путевой скорости двухкратным пеленгованием боковой визирной точки при курсовом угле 60° + УС с правого борта или 300° + УС с левого борта выбирают визирную точку на вертикальном угле не менее 60°. В момент прихода ее в центр пузырька пускают секундомер и останавливают его в момент вторичного прихода визирной точки на тот же вертикальный угол (рис. 28). Пройденное самолетом расстояние АВ будет равняться дистанции до ориентира в момент пуска или остановки секундомера (АО). Дистанцию можно определить по высоте и вертикальному углу.

Рис.28 Определение путевой скорости двухкратным пеленгованием боковой визирной точки

Зная пройденное самолетом расстояние между двумя визированиями боковой точки под равными вертикальными углами и время пролета его, легко на навигационной линейке определить путевую скорость. Данный способ применяется при полетах на большой высоте, ночью и при полетах над морем при видимости береговой черты.

Штурманский глазомер

Определение направления на карте

Для этого надо знать восемь основных румбов (0°, 45°, 90°, 135°, 180°, 225°, 270°, 315°) и натренироваться в определении промежуточных направлений.

Например, угол в 15° можно получить делением угла в 45° на три равных угла.

Определение расстояний на карте

Для этого надо знать масштаб карты и натренироваться в глазомерном откладывании отрезков в 1, 5, 10, 15 и 20 см. Умножив полученный отрезок в сантиметрах на масштаб карты, получим определяемое расстояние.

Так, например, отрезок на карте масштаба 1 : 500 000 равен 20 см; определяемое расстояние будет равно 20*5 = 100 км.

Исправление курса по боковому уклонению

Для этого необходимо знать следующую таблицу:

а) Если БУ = 50% от пройденного расстояния, значит самолет уклонился на 3°;

если БУ = 10% от. пройденного расстояния, значит самолет уклонился на 5°;

если БУ = 15% от пройденного расстояния, значит самолет уклонился на 9°.

б) Если оставшееся расстояние равно пройденному, то поправка в курс, равна удвоенному боковому уклонению.

Пример. S_пр = 80 км, S_ост = 80 км, БУ = 4°.

Ответ. Поправка в курс равна 8°.

в) Если оставшееся расстояние в два раза меньше пройденного расстояния, то поправка в курс равна утроенному боковому уклонению.

Пример. S_пр = 100 км, S_ост = 50 км, БУ = 3°.

Ответ. Поправка в курс равна 9°.

г) Если оставшееся расстояние в два, три и более раза больше пройденного, то поправка в курс равна полуторному боковому уклонению.

Пример. S_пр = 60 км, S_ост = 120 км, БУ = 8°.

Ответ. Поправка в курс равна 12°.

Определение расстояния до ориентира по вертикальному углу

Для этого надо знать соотношение вертикального угла (ВУ) и расстояния до ориентира (S), выраженного в высоте полета.

Приближенные расчеты в уме

Определение путевой скорости, пройденного расстояния и времени полета

а) Если известны путевая скорость (W) и общее путевое время (t), то пройденное расстояние (S) можно определить следующими способами.

Решение. 420/10 = 42; 24/6 = 4; S = 42*4 = 168 км.

Пример. W = 420 км/час, t = 12 мин. Определить S.

Решение. S = (420*12)/60 = 84 км.

б) Если известны пройденное расстояние и время его пролета, путевая скорость определяется следующим образом.

Пример. S = 95 км, t = 15 мин. Определить W.

Решение. 60/15 = 4; W = 95*4 = 380 км/час.

Пример. S = 64, t = 8 мин. Определить W.

Решение. 64/8 = 8 км/мин; W = 8*60 = 480 км/час.

в) Для определения времени полета по пройденному расстоянию и путевой скорости надо узнать количество километров, пролетаемых за 1 мин., а потом общее расстояние до ориентира разделить, на полученное число километров, пролетаемых в 1 мин.

Пример. W = 300 км/час; S = 67 км. Определить t.

Решение. 300/60 = 5 км/мин; t = 67/5 » 13 мин.

Округлять путевое время надо всегда в меньшую сторону.

Определение истинной и приборной воздушной скорости

Для определения истинной воздушной скорости расчетом в уме надо к скорости по прибору прибавить поправку, которую следует запомнить для каждой высоты полета.

Пример. Высота полета 3000 м, скорость по прибору 420 км/час. Определить истинную воздушную скорость.

Решение. 1) Поправка для высоты 3000 м. равна 15%.

2) 15% от 420 км/час составляет: 10% — 42 км/час плюс 5% от 420 км/час — 21 км/час, т. е. 63 км/час. Следовательно, V = 420 + 63 = 483 км/час.

Для определения скорости по прибору расчетом в уме надо поправку отнять от значения заданной. истинной воздушной скорости.

Пример. Определить воздушную скорость по прибору, если истинная воздушная скорость должна быть 600 км/час, а высота полета 2000 м.

Решение. Поправка для высоты 2000 м. равна 10%, т. е. от 600 км/час она составляет 60 км/час. Воздушная скорость по прибору

V_пр = 600 — 60 = 540 км/час.

Расчет обратного магнитного курса следования

Иногда экипаж вынужден прекратить выполнение задания и вернуться обратно на исходный пункт маршрута. В этом случае, зная угол сноса, который был на курсе следования, обратный курс рассчитывается по следующей формуле:

Пример. МК_след = 30°, УС = + 5°. Рассчитать обратный магнитный курс.

Решение. МК_обр = 30° + 180° + 10° = 220°.

Расчет элементов разворота

Разворот одиночного самолета

tg b = V 2 / gR или tg b = 2 p V / gt₃₆₀,

V — воздушная скорость;

R — радиус разворота;

g — ускорение силы тяжести;

t₃₆₀ — время полного виража.

б) Разворот на любой угол

t_ур = (2 p R / V) * (УР / 360°)

t_ур = (2 p V / g tg b ) * (УР / 360°)

где УР — угол разворота;

t_ур — время разворота.

Радиус разворота (рис. 29) и крен

а) Для внутреннего самолета:

б) Для внешнего самолета:

в) Для среднего самолета:

Линейное упреждение разворота

Для точного выхода на линию заданного пути при изменении курса более чем на 30° рассчитывается линейное упреждение разворота (рис. 30):

ЛУР = AB = BC = R tg(УР/2).

Рис.29 Радиус разворота

Рис.30 Разворот самолета

ЛУР рассчитывается до полета. Величину его откладывают от поворотного пункта маршрута В по линиям АВ и ВС.

Техника выполнения разворота заключается в следующем:

Выход на цель в заданное время

1. Маневрирование скоростью

Способ маневрирования скоростью для прибытия к цели в заданное время применяется в том случае, когда самолет (группа) имеет достаточный диапазон скорости, обеспечивающий погашение избытка или недостатка времени прибытия к цели.

Эту задачу можно решить следующим образом:

Пример. При истинной воздушной скорости 280 км/час фактическая путевая скорость 300 км/час; оставшееся время до выхода на цель 45 мин.; оставшееся расстояние до цели 215 км. Определить требуемую истинную воздушную скорость.

V_тр = 280 км/час + (-15) = 265 км/час.

Чтобы не производить в полете перерасчетов скорости для прибытия на цель в заданное время, лучше произвести их предварительно.

Для этого нужно определить минимальное расстояние, на котором возможно погашение опоздания или избытка времени:

где S_мин — минимальное расстояние до цели;

V — крейсерская воздушная скорость;

V_макс — максимальная воздушная скорость;

D t — максимально возможный избыток или недостаток времени.

В начале этого расстояния намечается контрольный ориентир, около которого для всех возможных моментов (через 2 мин.) рассчитывается таблица требуемых путевых скоростей прибытия на цель в заданное время. Данные расчеты наносятся на полетную карту.

2. Способ произвольного изменения курса

Способ произвольного изменения курса для прибытия на цель в заданное время применяется в тех случаях, когда имеющийся избыток времени вследствие недостаточного диапазона скоростей не может быть погашен способом маневрирования скоростями.

Решать такие задачи можно на карте или схеме (рис. 31).

Рис.31

Для этого необходимо:

3. Погашение избытка времени способом петли

Расчет производится по следующей формуле:

где t₁ — время полета от точки начала петли до момента начала разворота в обратную сторону петли;

D t — избыток времени до выхода на цель;

t₃₆₀ — время полного разворота;

W₂ — путевая скорость при полете в обратную сторону петли;

V — истинная воздушная скорость при полете на петле.

Смыкания и размыкание способом маневрирования скоростями

Расчет на смыкание подразделений при известной линейной дистанции производится по формуле:

где t — время смыкания;

d₁ — первоначальная дистанция;

d₂ — дистанция, на которую нужно сомкнуться;

n — число подразделений в колонне;

D V — скорость сближения.

Расчет на смыкание подразделений при известной временной дистанции производится по формуле:

где V₁ — скорость ведущего подразделения при смыкании;

D t₁ — временная дистанция, на которую необходимо сомкнуться;

D t — временная дистанция.

Расчет на размыкание подразделений производится по формулам:

где t — время размыкания;

d — первоначальная дистанция;

d₁ — дистанция, на которую нужно разомкнуться;

n — число подразделений в колонне;

V — воздушная скорость замыкающего подразделения;

D V — скорость размыкания;

D t₁ — временная дистанция, на которую нужно разомкнуться;

D t — первоначальная временная дистанция.

Формулы для решения задач сближения самолетов

а) Самолеты находятся на одной высоте

Определение скорости сближения:

— при полете на встречу

— при полете на догон

Необходимое время полета на сближение

Путь, проходимый самолетом-истребителем к моменту встречи,

Путь, проходимый самолетом-бомбардировщиком к моменту встречи,

Встреча и догон в заданной точке С:

S — исходное расстояние между истребителем и бомбардировщиком;

S_В — расстояние от истребителя до заданной точки встречи;

V_И — воздушная скорость истребителя;

V_б — воздушная скорость бомбардировщика;

t_сбл — время, необходимое на сближение.

б) С учетом набора высоты истребителями по маршруту

Определение точки встречи:

Определение точки догона:

При решении задач по вышеуказанным формулам необходимо помнить, что в том случае, когда сумма или разность S ± V_б*t _e меньше пути, проходимого истребителями за время набора высоты по маршруту, формулы примут вид:

Встреча в заданной точке С

Догон в заданной точке С

S_В — расстояние от истребителя до заданной точки встречи;

S — исходное расстояние между истребителем и бомбардировщиком;

S_H — путь, проходимый самолетом при наборе высоты;

V_гор — воздушная скорость по горизонту;

t _e — суммарное время от момента отдачи приказаний на вылет до момента набора заданной высоты;

n — отношение скорости бомбардировщиков к скорости истребителей, т. е. n = V_б / V_И.

2. Сближение самолетов на пересекающихся курсах

Решение треугольника сближения в общем виде:

Критический курсовой угол, при котором возможно сближение в одной точке:

КУ_б — курсовой угол бомбардировщика;

КУ_И — курсовой угол истребителя.

3. Сближение методом погони

Длина кривой погони

Время полета по кривой погони

Самолетовождение с помощью радиотехнических средств

Основные формулы

1. Формулы для расчета радиуса круга вероятного местонахождения самолета

а) С помощью угломерных систем:

,

где r — радиус круга вероятного местонахождения самолета;

S₁ и S₂ — расстояния до радионавигационных точек;

D п — ошибка в определении пеленга;

y — угол пересечения пеленгов.

б) С помощью дальномерных систем:

,

где D S — ошибка в определении расстояния до радионавигационной точки.

в) С помощью угломерно-дальномерных систем:

,

где D п — в радианах.

2. Длина волны в метрах

l = C/f = 3*10 8 м/сек / f(1/сек)

(точнее С = 299776 ± 4 км/сек).

3. Дальность распространения ультракоротких радиоволн

где Д — расстояние в км;

H₁ и H₂ — высота над землей приемной и передающей антенн в м.

4. Поправка на угол схождения меридианов

Для карт конической проекции поправка определяется по следующей формуле:

Для карт, построенных на секущем конусе, величина К рассчитывается по следующей формуле:

Для карт, построенных на касательном конусе, К рассчитывается по формуле:

где j _кас — параллель касания.

Практически поправки на угол схождения меридианов для карт конической проекции рассчитываются по формуле:

Поправка на угол схождения меридианов на сфере рассчитывается по формуле:

где l _р и j _р — географические координаты РНТ;

l _c и j _c — географические координаты района предполагаемого местонахождения самолета.

Определение местонахождения самолета по пеленгам двух-трех РНТ

Основные условия для определения местонахождения самолета по двум-трем РНТ следующие:

Приведение радиопеленгов к одному моменту выполняется так:

Кроме вышеизложенного, можно делать перенос линии первого радиопеленга.

Перенос линии радиопеленга выполняется так:

Расчет предвычисленного КУР (ОРК)

Предвычисленный КУР зависит от величины заданного радиопеленга и курса, с которым намечен выход самолета на заданную линию.

Эта зависимость выражается следующими формулами:

Если радиодевиация не скомпенсирована, то следует учитывать ее.

Расчет предвычисленного ОРК производится по формулам:

Определение и компенсация радиодевиации

Величина радиодевиации зависит от курсового угла радиостанции и определяется как разность КУР и ОРК, т. е.

Определение радиодевиации производится на 24 курсовых углах (0°, 15°, 30°, 45°, 60° и т. д.).

Радиодевиацию определяют по радиостанции, находящейся на удалении не менее 100 км и работающей на среднем диапазоне АРК (РНК).

В исключительных случаях определение радиодевиации на земле может быть произведено по видимой радиостанции, удаленной от самолета не менее трех длин волн.

1. Подготовка к определению радиодевиации

При подготовке к определению радиодевиации необходимо:

Подготовка АРК к определению радиодевиации заключается, как правило, в установке компенсатора в исходное положение и в устранении установочной ошибки рамки.

Подготовка РПК заключается только в устранении установочной ошибки рамки.

2. Установка компенсатора АРК в исходное положение

Установка компенсатора производится в следующем порядке:

3. Устранение установочной ошибки рамки АРК

Для выявления установочной ошибки рамки необходимо:

Если ОРК не равно нулю, рамка имеет установочную ошибку.

Для устранения установочной ошибки рамки АРК необходимо:

Источник