М. А. Черный, В. И. Кораблин самолетовождение

Решение. 1. Определяем поправку на угол схождения меридианов:

σ= (λ_о.м — λ_м.с) sinφ_ср = (77° — 71°)·0,8 = + 5°.

2. Рассчитываем фактический ортодромический курс по показанию стрел­ки «Г»:

ОМК_ф = МК + (± Δ_м.м.с) + (±σ) — (± Δ_м.о.м) = 298° + (+ 8°) + (+5°) — (+ 11°) = 300°.

3. Сравниваем фактический ортодромический курс с ортодромическим кур­сом, отсчитываемым по указателю штурмана:

σ = ОМК_ф — ОК = 300° — 303° = — 3°.

4. Производим корректировку показаний КС.

5. Определяем угловую скорость ухода гироскопа:

ω_с = (α·60)/t = ((— 3·60)/45 = —180/45 = —4 град /ч.

6. Находим для широты 54° величину смещения шкалы широт для устра­нения ухода гироскопа: 6·4=24°.

7. Устанавливаем на пульте управления широту на 24° меньше установ­ленной средней широты, т. е. 30°.

В случае значительных уходов гироскопа необходима регули­ровка КС в лабораторных условиях.

Использование режима «МК». В этом режиме на все указате­ли курсовой системы выдается магнитный курс. В связи с этим при использовании КС в режиме «МК» руководствуются общими правилами самолетовождения по магнитному компасу.
10. Контроль пути по направлению при полете по ортодромии
При полете по ортодромии для контроля пути по направлению используются ортодромические радиопеленги, которые могут быть отсчитаны по УШ или получены путем расчетов. При полете по ортодромии от радиостанции контроль пути по направлению ведется сравнением ОМПС с ОЗМПУ (рис. 23.10).

ОМЛС отсчитывается на УШ против тупого конца стрелки радиокомпаса по внутренней шкале или опре­деляется по формуле: ОМПС= ОМК+КУР±180°. Если ОМПС = ОЗМПУ, то, самолет находится на ЛЗП. При уклонении самолета вправо ОМПС>ОЗМПУ, а при уклонении влево — меньше.

При полете по ортодро­мии на радиостанцию кон­троль пути по направлению ведется сравнением ОМПР с ОЗМПУ (см. рис. 23.10). ОМПР отсчитывается на УШ против острого конца стрелки радиокомпаса по внутренней шкале или оп­ределяется по формуле: ОМПР = ОМК+КУР. Если ОМПР = ОЗМПУ, то само­лет находится на ЛЗП. При уклонении самолета влево ОМПР больше, а при уклонении вправо меньше ОЗМПУ.
11. Расчет ИПС при полете по ортодромии
При полете по ортодромии для прокладки радиопеленга на карте нужно рассчитать ИПС (рис. 23.11). Когда курс выдержи­вается относительно магнитного опорного меридиана, ИПС рас­считывается по следующей формуле:

ИПС = ОМК + (± Δ_м.о.м) + КУР ± 180° — (± α),

где σ = (λ_о.м — λ_р) sin φ_cp.

Как видно из формулы, в этом случае не нужно знать долготу места самолета, что позволяет заранее, при подготовке к полету, рассчитать поправки на угол схождения меридианов для радио­станций, намеченных к использованию. Рассчитанные поправки за­писываются у соответствующих меридианов, на которых располо­жены радиостанции. Такая предварительная подготовка значи­тельно упрощает расчет ИПС.

Решение. I. Определяем поправку на угол схождения меридианов:

σ = (λ_о.м — λ_р)sin φ_cp = (50° — 40°)·0,8;= + 8°.

2. Рассчитываем ИПС:

ИПС = ОМК + (±Δ_м.о.м) + КУР ± 180° — (± σ) = 260°+ (+5°) + 60° —180°—( + 8°) = 137°.
12. Корректировка показаний КС-6 для отсчета курса по магнитному меридиану аэродрома посадки
В тех случаях, когда полет выполняется с ортодромическим кур­сом на аэродром, где горизонтальная составляющая геомагнитно­го поля мала, необходимо до начала снижения с эшелона уста­новить на УШ курс полета самолета относительно магнитного ме­ридиана аэродрома посадки. Для этой цели в режиме «ГПК» уста­навливают УШ на отсчет:

ОМК_а = МК_Г + (± Δ_м.м.с) + (λ_а—λ_м.с) sin φ_cp — (± Δ _м.а),

где ОМК_а — ортодромический магнитный курс, отсчитываемый от­носительно магнитного меридиана аэродрома посадки: МК_г — магнитный курс по стрелке «Г» указателя УГА-1У; Δ _м.а. — магнитное склонение аэродрома посадки; λ_а — долго­та аэродрома посадки; λ_м.с — долгота места самолета.
13. Использование курсовых приборов самолета Ан-24
Самолет Ан-24 оборудован гироскопическим индукционным ком­пасом ГИК-1 и гирополукомпасом ГПК-52, которые позволяют вы­полнять полет по заданному маршруту как по локсодромии, так и по ортодромии.

При подготовке к полету штурман обязан решить, какой вид по­лета будет применяться, и в зависимости от этого подготовить и нанести на карту необходимые данные.

Для выполнения полета по локсодромии необходимо:

1. Определить и нанести на карту для каждого участка маршрута средние ЗМПУ.

2. Выдерживать в полете по ГИК-1 магнитные курсы, рассчитанные для средних ЗМПУ с учетом углов сноса.

3. Одновременно для дублирования использовать ГПК-52, ус­танавливая его показания по показаниям ГИК-1 не реже чем че­рез каждые 15 мин полета.

Полеты по ортодромии осуществляются в районах полюсов, а также в умеренном и тропическом поясах, когда отрезки заданной линии пути перекрывают более 3° ПО долготе.

Для выполнения полета по ортодромии необходимо:

1. Определить по карте для каждого участка маршрута магнит­ные путевые углы относительно магнитных опорных меридианов.

2. Нанести на карту для каждого участка маршрута значения ортодромических заданных магнитных путевых углов (ОЗМПУ) справа от ЛЗП и вдоль нее.

3. На исполнительном старте и при пролете ППМ устанавливать на ГПК-52 ортодромический магнитный курс (ОМК), равный МК самолета в данный момент, т. е. отсчету по ГИК-1.

4. Выдерживать в полете по ГПК-52 рассчитанные для ОЗМПУ ОМК с учетом угла сноса.

5. Вследствие схождения меридианов и изменения магнитного склонения по маршруту при полете по ортодромии между показа­ниями ГПК-52 и ГИК-1 будет наблюдаться разница, называемая азимутальной поправкой Δ, которая при правильном показании ГПК-52 определяется по формуле

Δ =ОМК —МК = (±Δ_м.м.с) — (±Δ_м.о.м) + (λ_о.м —λ_м.c)sin φ_ср,

где ОМК — ортодромический магнитный курс по ГПК-52 относи­тельно магнитного опорного меридиана; МК — магнитный курс по ГИК-1 в момент сличения показаний ГПК-52 и ГИК-1; Δ_м.м.с — магнитное склонение в точке линии пути на меридиане места самолета; Δ_м.о.м — магнитное склонение в точке линии пути на опорном меридиане пройденного ППМ; λ_о.м — долгота опорного меридиана ППМ; λ_м.c — долгота места самолета; φ_ср — средняя широта листа карты.

6. Для удобства азимутальные поправки рассчитать заранее и нанести на карту в красных кружках через 1—2° долготы справа от ЛЗП.

7. Проверять не реже чем через каждые 30 мин полета соот­ветствие фактической разницы между показаниями ГПК-52 и ГИК-1 значению азимутальной поправки, указанной на карте для меридиана места самолета.

8. Если разница между показаниями ГПК-52 и ГИК-1 отли­чается от азимутальной поправки более чем на 2°, провести кор­ректировку показаний ГПК-52, т. е. установить его на отсчет, рав­ный значению МК по ГИК-1 плюс азимутальная поправка. Этим самым устраняется уход оси гироскопа за время полета. Гироскоп с уходом на 2° за 30 мин полета в дальнейшем подлежит регули­ровке.

При полетах в районе полюсов необходимо иметь в виду, что остаточная девиация магнитных компасов увеличивается по мере уменьшения горизонтальной составляющей напряженности геомаг­нитного поля, а при напряженности 0,06 эрстеда и менее показа­ния гиромагнитных (магнитных) компасов становятся неверными. Поэтому в полярных районах применение курсовых приборов самолета Ан-24 имеет некоторые особенности.

При вылете с аэродрома, где горизонтальная составляющая геомагнитного поля нормальная, ГПК-52 устанавливают на курс перед

взлетом в обычном порядке по показанию ГИК-1. Если же вылет производится с аэродрома, где горизонтальная составляю­щая геомагнитного поля слишком мала, то для установки ортодромического курса на ГПК-52 необходимо:

1. Вырулить на ВПП и установить самолет строго по ее оси.

2. Установить на ГПК-52 ортодромический курс, равный ПМПУ данного аэродрома.

3. В дальнейшем ГПК-52 будет указывать ОМК относительно меридиана аэродрома вылета. В полете переводить ГПК-52 вруч­ную недопустимо, так как система отсчета будет нарушена.

4. При подлете к аэродрому посадки, где горизонтальная со­ставляющая геомагнитного поля также мала, рассчитать азиму­тальную поправку, приняв меридиан этого аэродрома за меридиан места самолета, затем с помощью задатчика курса довернуть шка­лу ГПК-52 на величину рассчитанной поправки, взятой с обратным знаком.

5. Подход к аэродрому и заход на посадку выполнять по ГПК-52, принимая его показания за магнитный курс, определяемый относительно магнитного меридиана данного аэродрома.

1. Трудность ведения визуальной ориентировки вследствие ухудшения видимости ориентиров мелких и средних размеров и невозможности их детального распознавания. При дымке ведение визуальной ориентировки еще больше затрудняется. Кроме того, полет на большой высоте проходит в большинстве случаев за обла­ками, что вообще исключает ведение визуальной ориентировки.

В ясную погоду при отсутствии дымки ведение визуальной ориентировки с больших высот облегчается большой дальностью видимости крупных ориентиров, контуры которых хорошо про­сматриваются до дальностей, равных десятикратной высоте. Зимой в ясную погоду с высоты 10000 м дальность видимости крупных городов достигает 100— 120км, а летом — 70—80 км. Но при незначительном ухудшении условий видимости контуры крупных ориен­тиров различаются на удалении, равном семи высотам полета, а характерные отличительные признаки этих ориентиров распозна­ются в зоне с радиусом, равным только двум высотам полета.

Вследствие того что ведение визуальной ориентировки на боль­шой высоте затруднено, экипаж должен уметь осуществлять само­летовождение с помощью технических средств. Эта особенность вы­зывает необходимость оснащения высотных самолетов более совер­шенным навигационным оборудованием, а летный состав застав­ляет знать это оборудование и уметь грамотно его применять.

2. Снижение точности визуального определения места самоле­та. Если при полете на средних высотах незначительные угловые ошибки при глазомерном определении вертикали не вызывают больших отклонений в определении места самолета, то эти же угловые ошибки, допущенные в полете на больших высотах, влекут за собой большие линейные отклонения и снижают точность опреде­ления места самолета. Неточность отметок места самолета на карте приводит к ошибкам в расчете путевой скорости и снижает точность определения угла сноса и фактического путевого угла.

Ввиду трудности самолетовождения на больших высотах; эки­пажу предусмотрена помощь службой движения, которая ведет радиолокационный контроль за полетом самолетов и по требова­нию экипажа сообщает фактические координаты МС, обеспечивает необходимой информацией о воздушной обстановке и метеорологи­ческих условиях полета.

Для достижения достаточной точности самолетовождения необ­ходимо, чтобы экипаж использовал в комплексе все технические средства.

3. Увеличение влияния ветра. На больших высотах скорость ветра составляет в среднем 100 км/ч, а максимальное значение ветра может достигать 300 км/ч. Нередко в зоне струйных течений скорость ветра превышает 600—800 км/ч. Вследствие этого Даже при больших скоростях полета угол сноса может достигать 10°—15° и неучет ветра может привести к значительным уклонениям от ЛЗП.

Большая скорость ветра вызывает значительное расхождение путевой скорости с воздушной, и поэтому точное счисление пути возможно лишь при знании путевой скорости самолета. Эта осо­бенность самолетовождения также приводит к необходимости обя­зательного учета ветра.

4. Увеличение дальности действия радиотехнических средств. При полетах на больших высотах увеличивается дальность дейст­вия наземных радиолокационных станций, средств связи и радио­технических систем самолетовождения. Поэтому имеется более ши­рокая возможность использования их для контроля пути и сохра­нения ориентировки.

Однако надо учитывать, что при полете на больших скоростях, особенно при полетах в облаках и осадках, возникают сильные электростатические помехи, уменьшающие точность пеленгования радиостанций с помощью радиокомпаса. В облаках и осадках даль­ность действия радиокомпаса по приводным радиостанциям может сократиться до 30—50 км. Подстройку и перестройку радиокомпа­са необходимо производить до входа самолета в облачность.

На больших высотах возрастают ошибки в определении момен­та пролета радиостанции с помощью радиокомпаса. Величина за­паздывания момента пролета радиостанции может достигать рас­стояния, равного одной — трем высотам полета. Наибольшая точность пеленгации радиостанций с помощью радиокомпаса полу­чается на расстоянии до радиостанции не ближе трехкратной высо­ты полета и не далее прямой геометрической видимости.

5. Большие ошибки в определении высоты барометрическим высотомером. С увеличением высоты полета возрастают не только инструментальные ошибки барометрических высотомеров. Большие погрешности в показании высоты на скоростных самолетах возни­кают также вследствие того, что к высотомеру трудно подвести фактическое атмосферное давление. Давление воздуха, поступаю­щего в высотомер, несколько отличается от фактического давления, что приводит к появлению так называемых аэродинамических оши­бок.

Значительные суммарные ошибки в определении высоты по ба­рометрическим высотомерам вызывают необходимость эшелони­ровать полеты на больших высотах через больший безопасный ин­тервал по сравнению с безопасным интервалом, установленным для средних высот.

6. Уменьшение часового расхода топлива по мере увеличения высоты при полете на одном и том же режиме. Часовой расход топ­лива на самолетах с ГТД при полете на одном и том же режиме зависит от высоты полета. Чем меньше высота полета, тем больше часовой расход топлива. В связи с этим дальность полета самолета с ГТД на больших высотах значительно больше, чем при полетах на средних и особенно малых высотах. Поэтому определение наи­выгоднейшей высоты полета и места начала снижения на самоле­тах с ГТД приобретает особо важное значение.

7. Выполнение полета на больших высотах связано с большими истинными воздушными скоростями. Вследствие уменьшения плот­ности воздуха с подъемом на высоту при постоянной скорости по прибору истинная скорость будет увеличиваться. Если на высоте полета 2000 м истинная скорость отличается от приборной на 10%, то на высоте 8000 м это отличие достигает 50%.

При полетах на скоростях более 300 км/ч в показаниях указате­ля скорости возникает ошибка за счет сжимаемости воздуха. Эта ошибка в зависимости от скорости и высоты полета может дости­гать больших значений и должна учитываться при расчете скорости полета. Все это требует обязательного расчета для целей самоле­товождения истинной воздушной скорости.

Полеты на больших скоростях усложняют работу всего экипажа и особенно штурмана. Сама обстановка полета требует быстрых действий

при навигационных расчетах и установке данных на аппаратуре. Все это требует от штурмана лучшей подготовки и четкости в работе.

8. Необходимость учета по­правки в показания термометра наружного воздуха. На самолетах с ГТД для измерения темпе­ратуры наружного воздуха уста­навливается термометр ТНВ-15. Вследствие нагревания его чув­ствительного элемента в затор­моженном потоке показания термометра становятся завышенны­ми. Поэтому для определения фактической температуры наружного воздуха необходимо в пока­зания термометра вводить поправки, которые определяются по шкале, составленной специально для термометра ТНВ-15 (см. рис. 6.2). Для пользования шкалой поправок истинную воздушную скорость полета отсчитывают по узкой стрелке КУС.

9. Увеличение радиуса и времени разворота. Большие скорости полета значительно увеличивают радиус и время разворота. Обыч­но эти величины рассчитывают на НЛ-10М, как это показано в гл. 22. Однако некоторые расчеты, например, времени разворота на 360°, можно произвести в уме. Для этого следует помнить, что вре­мя разворота t₃₆₀, измеренное в секундах, численно равно при кре­не 10° истинной скорости V_и км/ч, при крене 20° — примерно ¹/₂ V_и км/ч и при крене 15° — ²/₃V_и км/ч.

Пример. V_и = 600 км/ч. Определить продолжительность разворота на 360° при кренах самолета 10, 20 и 15°.

Решение. Применяя указанное выше правило, находим:

при крене 10° t₃₆₀ ≈ 600 сек = 10 мин;

при крене 20° t₃₆₀ ≈ 600/2 = 300 сек = 5 мин;

при крене 15° t₃₆₀ ≈ 600 — 600/3 = 400 сек = 6 мин 40 сек.

10. Необходимость учета радиуса разворота при выходе на но­вое направление, что достигается началом разворота с упрежде­нием (рис. 24.1).

Величина линейного упреждения разворота

ЛУР = R tgУР/2

Для расчета ЛУР на НЛ-10М необходимо треугольный индекс шкалы 4 установить на величину радиуса разворота, взятого по шкале 5. Затем против половинного значения угла разворота, взятого по шкале 4, прочитать по шкале 5 величину ЛУР.

Выход в точку начала разворота определяют визуально, с по­мощью радиотехнических средств или по времени.

Решение. 1. Определяем на НЛ-10М значения R, ЛУР и время пролета ЛУР: R=10600 м; ЛУР=17000м; t_ЛУР —2 мин.

3. Определяем на НЛ-10М время разворота на 360° и на заданный угол разворота: t₃₆₀ = 6 мин 35 сек; t_ур = 2 мин 07 сек.

4. Рассчитываем время окончания разворота:

Т_{ок.разв} = Т_{нач.разв}+ t_ур = 14.18 + 02,07 = 14.20,07.

11. Полеты высотно-скоростных самолетов осуществляются в основном с ортодромическими путевыми углами (курсами). Ортодромическая система счисления пути имеет некоторые особенности в подготовке к полету и в его выполнении. Она требует определен­ной теоретической и практической подготовки пилотов и штурма­нов.

Таблица 24. 1

Режим полета выбирается в зависимости от условий полета. Наивыгоднейшая скорость полета для нужного режима находится по табл. 24.1 с учетом полетного веса самолета и высоты полета. Рассмотрим на примере порядок пользования таблицей крейсер­ских режимов.

Решение. 1. Выбираем наивыгоднейший режим полета. Так как по мар­шруту полета прогнозируется встречно-боковой ветер, то для полета по распи­санию необходимо использовать режим наибольшей крейсерской мощности.

2. Находим по табл. 24.1 наивыгоднейшую скорость полета. По данным о долетном весе самолета и высоте полета получаем: V_и = 462 км/ч, V_пр =362 км/ч.

Все данные таблицы режимов соответствуют условиям полета при стандартной температуре наружного воздуха и нормальной регулировке двигателей. При увеличении или уменьшении темпера­туры наружного воздуха на каждые 5°С от стандартной расход топлива соответственно уменьшается или увеличивается примерно на 1 % при выдерживании одной и той же скорости полета.

Полет на режимах А и Б осуществляется путем выдерживания заданной скорости по прибору, для чего необходимо регулировать работу двигателей, не превышая при этом режима 52° по УПРТ.

Полет на режимах В и Г осуществляется путем выдерживания заданного режима работы двигателей (заданного УПРТ), но при этом скорость полета не должна превышать наибольшую допусти­мую скорость по прибору (460 км/ч).

Часовой расход топлива и истинную воздушную скорость поле­та для полетных весов, не указанных в табл. 24.1, следует опреде­лять путем интерполирования или принимать для ближайшего по­летного веса.
3. Расчет общего запаса топлива с помощью графика
Для каждого полета рассчитывают количество топлива, необ­ходимое для заправки самолета. При этом исходят из того, что полет по трассе включает в себя следующие этапы:

взлет и маневрирование в районе аэродрома взлета для выхо­да на линию заданного пути;

набор заданного эшелона;

горизонтальный полет на заданном эшелоне по маршруту;

снижение до высоты начала построения маневра захода на по­садку;

маневр захода на посадку и посадку.

При расчете потребного количества топлива для обеспечения безопасности полета необходимо учитывать расход топлива не только на перечисленных этапах, но и расход топлива для работы двигателей на земле, а также навигационный запас топлива, кото­рый должен быть на борту воздушного судна на случай направле­ния на запасный аэродром, увеличения времени полета, вызванно­го усилением встречного ветра, обходом грозы и другими обстоятельствами.

Общий запас топлива, необходимый для выполнения рейса, рас­считывается по следующей формуле

где Q_н.з — навигационный запас топлива, количество которого оп­ределяется командиром воздушного судна в соответствии с требованиями НПО ГА-71; Q_пол — количество топлива, расходуемого в полете от момента взлета до

Расчет общего запаса топлива начинают с определения необхо­димого его количества для полета от аэродрома назначения до за­пасного аэродрома с учетом расхода топлива на 30 мин полета для захода на посадку на запасном аэродроме. После определения нави­гационного запаса топлива рассчитывается расход топлива в полете от аэродрома взлета до аэродрома назначения, а затем определяет­ся потребная заправка самолета топливом.

Рассмотрим на примере порядок расчета общего запаса топлива.

Пример. МПУ_ср = 190°; S_общ = 1100 км; H_вш = 6000 м; δ_ср = 170°; U_ср = =80 км/ч; время полета от аэродрома назначения до запасного аэродрома 45 мин; количество топлива, расходуемого на земле, 100 кг; невырабатываемый остаток топлива 50 кг; среднля норма расхода топлива для расчета навигаци­онного запаса 800 кг/ч. Определить общий запас топлива, необходимый для выполнения рейса.

Решение. 1. Рассчитываем навигационный запас топлива для данного полета.

Время полета от аэродрома назначения до запасного аэродрома 45 мин, время, предназначенное для захода на посадку на запасном аэродроме, 30 мин. Умножив 800 кг/ч на 1 ч 15 мин на НЛ-10М, получаем Q_н.з =1000 кг.

2. Определяем средний угол ветра и рассчитываем на НЛ-10М скорость эквивалентного ветра:

УВ_ср = δ_ср ± 180° — МПУ_ср = 170° + 180° — 190° = 160°;

ΔU= —76 км/ч.

3. Определяем по графику количество топлива, расходуемого в полете от момента взлета до посадки (см. рис. 24.2). Для определения по графику этого количества топлива откладываем на нижней шкале общее расстояние полета (точка 1). От точки 1 вдоль линий, наклоненных вправо (для встречного ветра), проводим линию до значения эквивалентного ветра (точка 2). От точки 2проводим вертикальную линию до пересечения с линией заданной высоты горизонтального полета (точка 3). В точке 3 получаем количество топлива, расходуемого в полете: 2500 кг.

4. Рассчитываем общий запас топлива, необходимый для выполнения рейса, для чего складываем топливо навигационного запаса, топливо, расходуемое в полете и на земле, и невырабатываемый остаток:

Рубеж возврата определяется таким образом, чтобы к моменту прилета на аэродром вылета или на запасный аэродром расчетное количество топлива было не менее чем на 1 ч полета. Однако это значит, что после посадки на аэродроме вылета (запасном аэродроме) расчетный запас топлива (на 1 ч полета) должен быть сохранен полностью. Частично навигационный запас топлива может израсходован в случае непредвиденных обстоятельств, возникших при полете от рубежа возврата до запасного аэродрома (обход грозы, усиление встречного ветра, изменение маршрута по­лета, полет в зоне ожидания и др.).

Дальность рубежа возврата на аэродром вылета рассчитывает­ся по формуле

S_p.в= S_шт — S_p/2· К

где К — коэффициент, учитывающий влияние ветра;

Время полета на располагаемом запасе топлива рассчитывают на НЛ-10М по часовому расходу топлива на заданной высоте поле­та. Для этого треугольный индекс шкалы 2 подводят под часовой расход топлива, взятый по шкале 1. Затем против располагаемого запаса топлива в килограммах, взятого по шкале 1, читают распо­лагаемое время полета по шкале 2.

Штилевая дальность полета может быть определена по графи­ку общего расхода топлива или рассчитана по формуле

S_шт = V _и t_расп

Для упрощения расчета рубежа возврата коэффициент К вы­числяют заранее для средней крейсерской скорости данного типа самолета или наиболее характерных скоростей и различных зна­чений эквивалентного ветра (табл. 24.2).

Рассмотрим на примере порядок расчета рубежа возврата на аэродром вылета.

Пример. H_эш=6000 м; V_и=460 км/ч;Q_общ = 3000 кг;МПУ_ср=250°; φ_cp = 210°; U_ср=130 км/ч; навигационный запас топлива на 1 ч; самолет Ан-24 (если в качестве запасного назначен аэродром вылета, топливо берется из расчета полета до аэродрома назначения плюс навигационный запас на 1 ч полета). Определить дальность рубежа возврата на аэродром вылета. Решение. 1. Определяем располагаемый запас топлива:

Q_расп = Q_общ — Q_н.з — Q_зем — О_{взл. и пос} —Q_{нев. ост} = 3000 — 800 — 100 — 150 — 50 = 1900 кг.

2. По полученному располагаемому запасу топлива находим штилевую дальность полета по графику общего расхода топлива. Для этого (см. рис. 24.2) от заданной высоты полета проводим горизонтальную линию до пересечения с кри­вой располагаемого запаса топлива. От полученной точки пересечения опускаем перпендикуляр на шкалу расстояний, где и отсчитываем штилевую дальность по­лета 1000 км.

3. Определяем на НЛ-10М длину пути за время разворота на обратный курс. Для V_и =450 км/ч и крена 15° получаем:

4. Определяем штилевую дальность рубежа возврата:

УВ_ср = φ_cp ± 180°—МПУ_ср=210°—180°+360°—250°=140°; ΔU = — 100 км/ч.

6. Находим по таблице коэффициент К. Для К_и=450 км/ч и ΔU = 100 км/ч получаем К=95,1%.

7. Определяем дальность рубежа возврата с учетом влияния ветра. Расчет дальности можно производить в уме или на НЛ-10М. При расчете в уме шти­левую дальность уменьшают на величину, зависящую от коэффициента К. Для нахождения дальности на НЛ-10М прямоугольный индекс с числом 100 шкалы 2 подводят под штилевую дальность рубежа возврата, взятую по шкале 1. За­тем против коэффициента К, взятого по шкале 2, читают дальность рубежа возврата с учетом влияния ветра по шкале 1. Получаем: S_{p в} = 466 км,

Рубеж возврата отмечается на карте. По остатку топлива для ППМ, записанному в штурманском бортовом журнале, и положе­нию отмеченного рубежа определяют расчетный остаток топлива для рубежа возврата. Дальность рубежа возврата и расчетный остаток топлива для этой дальности записывают в соответствующие графы штурман­ского бортового журнала.

Основным элементом, определяющим надежность возврата, является не расстояние, а остаток топлива. Дальность рубежа воз­врата используется только для ориентирования экипажа и службы движения о районе, из которого возможен возврат. Вследствие изменения ветра, режима полета, удлинения пути остаток топлива, обеспечивающий надежность возврата, может достигнуть расчет­ной величины до выхода на рубеж возврата.

Рассчитанную дальность рубежа возврата необходимо уточнять в полете по фактической скорости эквивалентного ветра, так как в случаях ошибочного прогнозирования ветра на высоте полета возможны значительные отклонения фактического рубежа возвра­та от расчетного. Пролет рубежа возврата следует контролировать не по времени, а по месту, используя для этого все средства само­летовождения.

В целях повышения надежности возврата обратный полет реко­мендуется выполнять на большей высоте, если только на ней нет резкого увеличения встречной составляющей ветра.

Расчет рубежа возврата на запасный аэродром, расположенный на маршруте между аэродромами вылета и назначения, выполняет­ся аналогично. Штилевая дальность определяется по остатку топ­лива над пролетаемым аэродромом без учета навигационного за­паса, невырабатываемого остатка и топлива, необходимого для за­хода на посадку.

Возврат на запасный аэродром, расположенный в стороне от маршрута, выполняется по установленной трассе. Поэтому рубеж возврата должен рассчитываться как допустимый отход от точки ответвления маршрута. Для этого штилевую дальность полета, по­лученную для момента пролета точки ответвления маршрута, уменьшают на расстояние от этой точки до запасного аэродрома.

В этом случае рубеж возврата

S_{р. в} = S _шт— S — S_р/ 2· К,

где S — расстояние от точки ответвления маршрута до запасного аэродрома.

В практике при расчете рубежа возврата штилевую дальность полета чаще определяют не по графику, а на НЛ-10М по часово­му расходу топлива.

Рассмотрим порядок расчета рубежа возврата для этого слу­чая на примере.

Решение. 1. Определяем располагаемый запас топлива:

2. Используя табл. 24.1, находим по полетному весу самолета, скорости и высоте полета часовой расход топлива: Q = 713 кг/ч.

3. С помощью НЛ-10М располагаемый запас топлива представляем в виде, времени полета. Получаем t_расп=2 ч 48 мин.

4. Определяем на НЛ-10М штилевую дальность полета: S_шт = 1260 км.

5. Определяем длину пути за время разворота на обратный курс: S_p=20 км.

6. Определяем штилевую дальность рубежа возврата:

УВ_ср = φ_cp ± 180°—МПУ_ср=230°—180°+360°—265°=145°; ΔU = — 74 км/ч.

8. Находим по табл. 24.2 коэффициент К. Для V_и=450 км/ч и ΔU = 75 км/ч, получаем К =97,2%.

9. Определяем дальность рубежа возврата с учетом влияния ветра:

S_рв = 603