Вывод ВС на опорные пункты маршрута и ЛЗП

Управление движением ВС но за­данной траектории осуществляется путем последовательного его вывода в опорные пункты маршрута ЮПМ) — ИПМ. ИПМ, К. ПМ и др. В зависимости от того, по какому параметру осуществляется управле­ние, различают путевой, курсовой и маршрутный способы полета по ЛЗП н вывода ВС и ОПМ. Задача полета но ЛЗП и вывода ВС в ОПМ путе­вым способом решается в подвижной системе полярных координат (рис. 14.1,о). Полюс О совмещается с МВС. а полярная ось направляется в опорный пункт маршрута В путе­вом способе управление движением в боковом направлении осуществляется с помощью путевою пеленга опорно­го пункта маршрута фи. Для полета во ЛЗП и последующего обеспечения вывода ВС в ОПМ вектор путсной скорости постоянно должен быть на­правлен в заданную точку. Для этого угол путевого пеленга маршрута "Фи = Рэ— Рф = Ра— ( V + U) необходимо вы держивать рапным нулю. Эти ус­ловия обеспечат полет к заданной точке по кратчайшему расстоянию по ортодромии, проходящей через дан­ную точку и опорный пункт маршру та. Это преимущество данного спосо­ба. Однако при отклонении ВС от ли­нии заданного пути способ не обеспе — чивает выхода на нее, что является некоторым ею недостатком Если па­раметры ветра иеизнестиы, то экипаж считает угол сноса равным нулю, и путевой способ превращается в кур­совой.

Курсовой способ основан на ис­пользовании связанной с ВС системы координат, полярная ось которой 0.4 совпадает с продольной осью самоле та (рис. 14.1.6). В курсовом способе управление движением в боковом направлении осуществляется с помо шью курсового угла ф,;, который вы­держивается рапным нулю. При от­сутствии ветра ВС будет подходить к ОПМ по кратчайшему расстоянию, а в условиях ветра — по сложной тра — ектории, не совпадающей с линий за­данного пути. В ряде случаев воз­можны значительные отклонения фак­тической линии пути от заданной и значительные отклонения направле­ния выхода ВС в ОПМ от заданного.

Маршрутный способ полета по ЛЗП и вывода ВС в ОПМ реализует­ся при использовании АПК, когда обеспечивается непрерывное опреде ление и индикация координат z, s Задача решается в системе земных координат, одной из осей которой служит линия заданного пути, а вто­рой — перпен дикуляриое к ней на­правление (рис. 14.1, в). Управляю шин параметр в маршрутном способе управления полетом ВС — линейное боковое уклонение от заданного мар шрута г. При 2=0 ВС следует по заданному маршруту и обеспечивает­ся его выход в опорный пункт марш­рута. При управлении маршрутным способом форма линии фактического пути определяется формой заданной линии пути. Если точки излома марш-

Рис 14 I. Способы управлении дви­жением ВС по ЛЗП: а — путевой; б курсовой; в — маршрут­ный

рута, соединяются отрезками орто­дромии, то маршрутный способ обес­печивает движение по ортодромии. Маршрутный способ является един­ственным, обеспечивающим движение ВС по заданным криволинейным мар­шрутам (криволинейным учас. кам маршрута). В этом его преимущество, так как при отклонениях от заданно­го маршрута ВС вновь выводится на ЛЗП.

В практике самолетовождения точ­ный вывод на Г1М, как правило, не производится: не толстая до него на величину линейного упреждения раз ворота (ЛУР), экипаж выполняет разворот на УР (точка Л на рис. 14.2), и ВС выводится иа новый участок марвірута (точка С) так, чтобы в процессе разворота оно не оказалось за пределами границы ши рины трассы (ШТ) При полетах на эшелонах разворот ВС иа новый уча­сток маршрута выполняется, как пра­вило, с креиом 15°. Однако линия фактического пути от точки начала разворотадо точки конца разнорота для обеспечения полета в пределах ширины трассы 2ft по кратчайшему расстоянию должна проходить через точки А. В н С (см рис 14.2) и

Рис. 14.3. Алгоритм вычисления Ruпт (а) и ЛУР (б)

представлять собой дугу окружности оптимального радиуса

Я,.пт Ь |1—соч(УР 2|| (14 1)

Сели R>Rс„т, то ВС выйдет за пре делы ВТ, если же R<Ru, it. то в за данных конкретных условиях (ft, УР) длина пути прн переходе с одного частка маршрута иа другой не будет наименьшей Для того чтобы факти ческий радиус разворота был равен оптимальному, разворот необходимо выполнять (при заданной скорости полета Рв) с углом крена

‘/..пт — arctg I’J/ЯЯинт arctg І У* (1 —cos і Р 2) gft|, (14.2)

где g — ускорение свободного пале­ния

При рассчитанном Rппт и задан­ном УР лииенное упреждение разво­рота

ЛУР Я„||Т tg УР 2, (14 3)

а время разворота на заданный угол УР

f у р — 360. (14.4)

Время выполнения разнорота на 360°

гэьо = 2л (ЯопТ V„). (14.5)

Расчеты радиуса разворота R„uт (по заданным Р„ и х) и величины ЛУР на НЛ Юм выполняются по алгорит­мам, приведенным иа рис. 14 3, а вре мени разворота — на рис. 13.3 а