ГЛАВА IV

САМОЛЕТОВОЖДЕНИЕ

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, отно сительно 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 фак тическим.
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:
УВ = d - ПУ
sin УС = (U*sin УВ) / V
К = ПУ - УС
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.
Решение.
1) УВ = d - ПУ = 170° - 80° = 90°;
2) sin УС = (U sin УВ) / V = 30*1 / 360 = 1/12 = 0,0833;
УС = +5°;
3) К = ПУ — УС = 80 - (+5) = 75°;
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:
W = V = 360 км/час.
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.
Решение:

• нанести на ветрочет вектор ветра;
• установить центр лимба ветрочета на истинную воздушную скорость — в данном примере на 360 км/час;
• провести через весь лимб ветрочета линию заданного магнитного путевого угла;
• установить линейку на точку ветра и добиться параллельности линейки с линией заданного магнитного путевого угла;
• против курсовой черты прочитать магнитный курс следования, на шкале углов сноса по рабочей стороне линейки — угол сноса, а против точки ветра на линейке — путевую скорость.

Ответ. МК = 55°, УС = -10°, W = 358 км/час.
Пример 2. Определить d и U, если V = 360 км/час, МК = 75°, УС = - 6°, W = 390 км/час.
Решение:

• центр лимба ветрочета установить на V = 360 км/час;
• лимб развернуть на МК = 75° против курсовой черты;
• линейку установить правой стороной против УС = - 6°;
• на линейке против W = 390 кмIчас поставить на лимбз точку, по которой и определяется вектор ветра.

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°.
Решение:

• центр лимба установить на V = 400 км/час;
• развернуть лимб на МК = 260°; линейку установить на УС = + 6° и провести линию через весь лимб;
• развернуть лимб на МК = 340°; линейку установить на УС = + 4° и провести линию.

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:
D_К = МК — КК.
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 сос тавляющей 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 сев ерных 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 соврем енных 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 летч иком 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:
D_К = (D_К0 + D_К90 + D_К180 + D_К 270) / 4
Если постоянная девиация (установочная ошибка) более 2°, ее надо устранить. Для этого необходимо:

• у компаса А-4 повернуть котелок;
• у компаса ПДК-45 повернуть котелок вместе с кардановым подвесом относительно основания;
• у компаса КИ-11 повернуть котелок, установив диамагнитные прокладки под крепежное кольцо; если девиация положительная, котелок компаса поворачивается вправо, если отрицательная — влево на величину девиации.

Полукруговая девиация устраняется постоянными магнитами девиационного прибора на четырех главных магнитных курсах (0°, 90°, 180° и 270°).
Для устранения девиации этим способом необходимо:

• установить самолет на магнитный курс 0° и вращением удлинителя С — Ю довести девиацию до нуля;
• установить самолет на 180° и вращением того же удлинителя довести девиацию до половинного значения;
• установить самолет на магнитный курс 90° и вращением удлинителя В — 3 довести девиацию до нуля;
• установить самолет на магнитный курс 270° и вращением удлинителя В — 3 довести девиацию до половинного значения.

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

• на магнитных курсах 0° и 90° определить величину девиации и записать ее;
• на магнитном курсе 180° довести девиацию до значения
  (D_К0 + D_К180) / 2;
• на магнитном курсе 270° довести девиацию до значения
  (D_К90 + D_К270) / 2.

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:

• по курсовому углу удаленного ориентира, магнитный пеленг которого известен;
• пеленгованием самолета в хвост с помощью девиационного пеленгатора, когда нет возможности закрепить пеленгатор на самолете.

Определение остаточной девиации в полете производится:

• с помощью астрокомпаса;
• пеленгованием линейного ориентира, магнитный пеленг которого известен;
• пеленгованием тени самолета.

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 л ицевой 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:

• отсутствие наружных изъянов компаса: повреждений котелка, стекла или других внешних деталей;
• чистоту компасной жидкости и отсутствие в котелке пузырьков воздуха и осадков;
• исправность освещения;
• действие девиационного приспособления и степень уменьшения девиации;
• последний срок проверки компаса и наличие графика его поправок (девиация);
• правильность установки компаса на самолете.

Перевод курсов

Основные формулы для перевода курсов следующие:

1. Для перевода компасного курса в магнитный

МК = КК + D_К.
Пример. КК = 240°, D_К = - 4°.
Решение. МК = 240 + (- 4) = 236°.

2. Для перевода магнитного курса в компасный

КК = МК — (± D_К).
Пример. МК = 84°, D_К = + 5°.
Решение. КК = 84 — (+5) = 79°.

3. Для перевода магнитного курса в истинный

ИК = МК + (± D_М).
Пример. МК = 315°, D_М = +9°.
Решение. ИК = 315 + (+9) = 324°.

4. Для перевода истинного курса в магнитный

МК = ИК — (±D_М).
Пример. ИК = 29°, D_М = - 6°.
Решение. МК = 29 - (- 6) = 35°.

Практические советы экипажу при использовании магнитного компаса на разворотах

1. При разворотах для выхода на курс в северных четвертях (курсы от 300° через север до 60°) самолет следует выводить из виража в момент, когда показание компаса не дойдет до нужного отсчета примерно на 30°.
2. При разворотах для выхода на курс в южных четвертях (курсы от 120° через юг до 240°) выводить самолет из виража следует в момент, когда показание компаса перейдет через нужный отсчет примерно на 30°. Например, при левом развороте на курс 150° необход имо вывести самолет из виража в момент, когда компас покажет 120°, при правом развороте — тогда, когда курс будет 180°.
3. При выводе самолета из виража на курс, близкий к 90° или 270°,. следует разворот прекращать (примерно) на нужном курсе, так как ошибка на этих курсах равна нулю.

Определение угла сноса в полете

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

• измерением с помощью визира;
• измерением с помощью радиотехнических средств;
• по известному среднему курсу и фактической линии пути, проложенной на карте;
• глазомерно.

Способы измерения угла сноса с помощью визира могут быть следующие:

• “по бегу земли”;
• обратным визированием;
• визированием вперед под углом 45°;
• по боковой визирной точке.

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 пузы рек 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, шт урман 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°.
Для получения более точных результатов визирование одной точки производят два раза: первый раз под углом 20—30° при средних высотах и под углом 15—20° при больших высотах; второй раз под углом 40—50° при средних высотах и под углом 25 -35° при больших высотах.
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.
Решение. 95°—97° = —2°;
УС = +8° + (—2°) = +6°.

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 трав ерс к линии курса определяется боковое уклонение.
Угол сноса рассчитывается по формуле:
УС = БУ / tg ВУ
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 це нтр 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, вторич но определяется ее курсовой угол.
Угол сноса рассчитывается по формуле:
УС = (КУ₂ - 135) / 2
при визировании с правого борта или
УС = (КУ₂ - 225) / 2
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 визирна я 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 ви зирную 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:

• к показанию прибора (V_пр) прибавить, инструментальную (DV) и аэродинамическую (DV_а) поправки;
• полученную скорость исправить на изменение плотности воздуха, на сжимаемость воздуха и температуру заторможенного потока воздуха.

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

Рис.27 Перерасчет воздушной скорости на навигационной линейке

• по приближенной скорости на шкале 11 определить поправку (Dt) к показаниям термометра в заторможенном потоке воздуха и вычесть ее из показаний термометра t_пр:
  t_ист = t_пр - Dt;
• установить визирку по одной из четырех шкал “Высоты по прибору для скорости” (шкалы 3, 4, 5 и 6) на деление, соответствующее высоте полета по прибору (при установке шкалы давления высотомера на 760 мм);
• передвигая движок, подвести под визирку .деление шкалы 9 (“V_ист для скорости”), соответствующее значению исправленной температуры на высоте;
• установить визирку на деление шкалы 2 (“Высота и скорость по прибору”), соответствующее аэродинамической скорости V_а;
• отсчитать по визирке на шкале 1 (“Исправленные высота и скорость”) искомую истинную воздушную скорость.

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/ча с. Рассчитать истинную воздушную скорость.
Решение. Находим температурную поправку и температуру на высоте
Dt = 10°, t_ист = -10 - 10 = -20°.
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:

• по времени пролета известного расстояния;
• по высоте полета и времени пробега визирной точкой известного вертикального угла;
• двухкратным пеленгованием боковой визирной точки;
• при помощи ветрочета по известному ветру;
• при помощи навигационной линейки по известному ветру.

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
W = S / t.
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 б ерут 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
W = H*3600 / t,
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:

• ориентировать продольные линии сетки поля зрения визира по бегу земных ориентиров;
• наблюдая через окуляр, определить по секундомеру время прохождения ориентиром базы визира;
• на счетном приспособлении совместить деление, соответствующее найденному по секундомеру времени (в секундах), с делением, соответствующим истинной высоте полета в метрах, и против индекса “W км/час” прочесть путевую скорость.

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 п ускают 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 мож но 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, ноч ью 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:

Таблица 12
Пройденное расстояние в км	Боковое уклонение в градусах на 1 км
25	2°
50	1°
100	0,5°
200	0,25°

или
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.

Таблица 13
ВУ	26°	45°	63°	76°	80°	84°
S	0,5H	H	2H	4H	6H	10H

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.
Первый способ. Зная путевую скорость, отделить запятой одну цифру справа и получить расстояние, пройденное за 6 мин. Затем общее путевое время разделить на 6 и частное умножить на расстояние, пройденное за 6 мин.
Решение. 420/10 = 42; 24/6 = 4; S = 42*4 = 168 км.
Второй способ. Зная путевую скорость и время полета, определить пройденное растояние за 1 мин., а затем за путевое время.
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.
Первый способ. Определить, какую часть часа составляет путевое время, затем пройденное расстояние умножить на количество частей.
Пример. S = 95 км, t = 15 мин. Определить W.
Решение. 60/15 = 4; W = 95*4 = 380 км/час.
Второй способ. Разделив пройденное расстояние на время, получить количество километров пройденных за 1 мин. Затем полученное число умножить на 60 мин.
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.

Таблица 14
Высота полета в м	1000	2000	3000	4000	5000	8000
Поправка в % к скорости по прибору в км/час	5	10	15	20	30	50

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:
МК_обр = МК_след ±180° + (±2 УС).
Пример. МК_след = 30°, УС = + 5°. Рассчитать обратный магнитный курс.
Решение. МК_обр = 30° + 180° + 10° = 220°.

Расчет элементов разворота

Разворот одиночного самолета
1. Угол крена
tg b = V² / gR или tg b = 2pV / gt₃₆₀,
где b — угол крена;
V — воздушная скорость;
R — радиус разворота;
g — ускорение силы тяжести;
t₃₆₀ — время полного виража.
2. Время разворота
а) Полный вираж
t₃₆₀ = 2pR / V.
б) Разворот на любой угол
t_ур = (2pR / V) * (УР / 360°)
или
t_ур = (2pV / g tg b) * (УР / 360°)
где УР — угол разворота;
t_ур — время разворота.
Разворот группы
Радиус разворота (рис. 29) и крен

Рис.29 Радиус разворота	а) Для внутреннего самолета: R1 = a*V1 / DV; tg b1 = DV*V1 / ga, где a - ширина строя DV - разность скоростей (внутреннего и внешнего самолетов).
б) Для внешнего самолета: R2 = a*V2 / DV; tg b2 = DV*V2 / ga.	в) Для среднего самолета: Rср = a*Vср / DV; tg bср = DV*Vср / ga.

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.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:

• перед началом разворота устанавливается заданная воздушная скорость по прибору и заданный угол разворота;
• над точкой А самолет вводится в разворот и одновременно пускается секундомер; угол крена устанавливается по авиагоризонту;
• после выхода самолета в точку С или по истечении времени разворота самолет выводится из разворота и устанавливается на заданный курс;
• угловая скорость разворота контролируется по секундомеру, для чего заранее определяется, сколько секунд длится разворот на 10°, 20° и 30°.

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:

• по оставшемуся времени и расстоянию до цели (пункта) определить требуемую путевую скорость;
• затем найти разницу между фактической и требуемой путевой скоростью:
  DW = W_тр - W_факт;
• полученную разницу алгебраически прибавить к прежней истинной воздушной скорости; получим требуемую истинную воздушную скорость:
  V_тр = V + (±DW).

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.
Решение.
W_тр = 285 км/час;
DW = 285 - 300 = -15 км/час;
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:
S_мин = (V*V_макс/DV) * Dt
где S_мин — минимальное расстояние до цели;
V — крейсерская воздушная скорость;
V_макс — максимальная воздушная скорость;
DV — избыток скорости (V_макс - V);
Dt — 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.

Таблица 15
10.00	10.02	10.04	10.06	10.08	10.10	10.12	10.14	10.16	10.18	10.20
500	520	545	565	590	615	640	670	695	730	760

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:

• определить оставшееся время t до выхода на цель;
• от цели в направлении “откуда дует ветер” отложить вектор ветра за оставшееся время до выхода на цель Ut, получим точку К;
• от контрольного ориентира А продолжить линию взятого (произвольно) истинного курса и отложить в этом направлении воздушный путь
  S_V = Vt; получим точку В;
• соединить прямой точки В и К, из середины прямой восстановить перпендикуляр до пересечения с линией курса АВ; точка пересечения D есть штилевая точка поворота на цель.

3. Погашение избытка времени способом петли
Сущность способа петли для погашения избытка времени состоит в том, что удлиняется путь (S) . на время, равное избытку времени.
Расчет производится по следующей формуле:
t₁ = W₂(Dt - t₃₆₀) / 2V,
где t₁ — время полета от точки начала петли до момента начала разворота в обратную сторону петли;
Dt — 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:
t = (d₁ - d₂)*(n-1) / DV
где t — время смыкания;
d₁ — первоначальная дистанция;
d₂ — дистанция, на которую нужно сомкнуться;
n — число подразделений в колонне;
DV — скорость сближения.
Расчет на смыкание подразделений при известной временной дистанции производится по формуле:
t = (Dt - Dt₁)*(n-1)*V₁ / DV
где V₁ — скорость ведущего подразделения при смыкании;
Dt₁ — временная дистанция, на которую необходимо сомкнуться;
Dt — временная дистанция.
Расчет на размыкание подразделений производится по формулам:
t = (d - d₁)*(n-1) / DV
и
t = (Dt - Dt₁)*(n-1)*V / DV,
где t — время размыкания;
d — первоначальная дистанция;
d₁ — дистанция, на которую нужно разомкнуться;
n — число подразделений в колонне;
V — воздушная скорость замыкающего подразделения;
DV — скорость размыкания;
Dt₁ — временная дистанция, на которую нужно разомкнуться;
Dt — первоначальная временная дистанция.

Формулы для решения задач сближения самолетов

1. Встреча и догон
а) Самолеты находятся на одной высоте
Определение скорости сближения:
— при полете на встречу
V_сбл = V_И + V_б;
— при полете на догон
V_сбл = V_И - V_б,
при условии, если V_И > V_б.
Необходимое время полета на сближение
t_сбл = S / V_сбл = S / (V_И + V_б)
Путь, проходимый самолетом-истребителем к моменту встречи,
S_В = V_И*t
Путь, проходимый самолетом-бомбардировщиком к моменту встречи,
S_В = V_б*t
Встреча и догон в заданной точке С:
— встреча:
S = S_В*(1 + V_б / V_И);
— догон:
S = S_В*(1 - V_б / V_И).
Условные обозначения:
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:
S_В = (S - V_б*t_e + n*S_H) / (1 + n)
Определение точки догона:
S_В = (S + V_б*t_e - n*S_H) / (1 - n)
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 пр имут вид:
S_В = S - V_бt_e;
S_В = S + V_бt_e.
Встреча в заданной точке С
S = S_В + V_б*(t_e + (S_В - S_H) / V_гор).
Догон в заданной точке С
S = S_В - V_б*(t_e + (S_В - S_H) / V_гор).
Условные обозначения:
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:
sin КУ_И = (V_б / V_И) sin КУ_б.
Критический курсовой угол, при котором возможно сближение в одной точке:
sin КУ_кр = V_И / V_б.
Условные обозначения:
КУ_б — курсовой угол бомбардировщика;
КУ_И — курсовой угол истребителя.
3. Сближение методом погони
Длина кривой погони
S_пог = m*S_сбл*(m - cos КУ_б) / (m² -1),
где m = V_И / V_б.
Время полета по кривой погони
t_пог = S_пог / V_И.
Точка встречи
S_В = V_б*t_пог.

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;
Dп — ошибка в определении пеленга;
y — угол пересечения пеленгов.
б) С помощью дальномерных систем:
,
где DS — ошибка в определении расстояния до радионавигационной точки.
в) С помощью угломерно-дальномерных систем:
,
где Dп — в радианах.
2. Длина волны в метрах
l = C/f = 3*10⁸ 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:
s = K*(l_р - l_с).
Для карт, построенных на секущем конусе, величина К рассчитывается по следующей формуле:
K = sin( (j_сеч1 + j_сеч2) / 2 ),
где j_сеч1 и j_сеч2 - параллели сечения.
Для карт, построенных на касательном конусе, К рассчитывается по формуле:
K = sin j_кас,
где j_кас — параллель касания.
Практически поправки на угол схождения меридианов для карт конической проекции рассчитываются по формуле:
s = 0,8*(l_р - l_с).
Поправка на угол схождения меридианов на сфере рассчитывается по формуле:
s = (l_р - l_с)* sin ( (j_р - j_с) / 2 ),
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:

1. радиопеленги должны быть определены одновременно или приведены к одному моменту времени;
2. угол пересечения линий радиопеленгов должен быть не менее 30° и не более 150°.

Приведение радиопеленгов к одному моменту выполняется так:

• определяется пеленг РНТ, направление на которую близко к направлению продольной оси самолета;
• определяется пеленг другой РНТ;
• через интервал времени, прошедший между первым и вторым определениями, вторично определяется пеленг первой РНТ;
• средний пеленг первой РНТ (полусумма первого и третьего радиопеленгов) и есть радиопеленг, полученный к моменту определения пеленга на второй РНТ.

Кроме вышеизложенного, можно делать перенос линии первого радиопеленга.
Перенос линии радиопеленга выполняется так:

• определить пеленги обеих РНТ и проложить их на карте;
• радиопеленг, определенный первым, перенести в направлении фактического путевого угла (или курса) на расстояние Wt (или Vt), где t — интервал во времени между моментами определения радиопеленгов.

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:
МПР_зад = МК + КУР_расч;
КУР_расч = МПР_зад - МК.
Если радиодевиация не скомпенсирована, то следует учитывать ее.
Расчет предвычисленного ОРК производится по формулам:
ОРК_расч = КУР - (±D_р);
ОРК_расч = МПР_зад - МК - (±D_р).

Определение и компенсация радиодевиации

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

• выбрать радиостанцию, по которой будет определяться радиодевиация, записать ее частоту и позывной и заказать работу в обычном порядке;
• если нет девиационного круга, выбрать площадку, удаленную от ангаров, стоянок и других сооружений не менее чем на 150—200 м;
• нанести точку местонахождения радиостанции на карту масштаба 1 : 500 000 и определить ее магнитный пеленг относительно места списывания радиодевиации;
• подготовить АРК (РПК).

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:

• снять кожух рамки, отвернув винты, крепящие его к основанию рамки;
• отвернуть винты, крепящие компенсатор радиодевиации к стойке рамки, и вынуть компенсатор, предварительно отсоединив проводники от контактной панели;
• снять скобу с диска компенсатора;
• установить нулевое деление шкалы поправок на диске против нуля шкалы курсовых углов;
• вращением регулировочного винта, соответствующего нулевому делению шкалы курсовых углов (или соседних), установить стрелку компенсатора на деление 1—2° слева от нуля шкалы поправок;
• установить нулевое деление на диске против 15° на шкале курсовых углов и вращением регулировочного винта, соответствующего курсовому углу 15°, установить стрелку компенсатора на деление 1—2° слева от нуля шкалы поправок;
• то же самое проделать на остальных 22 курсовых углах и проверить правильность регулировки; если при повороте диска стрелка компенсатора находится от нуля шкалы на 1—2° слева на всех 24 курсовых углах, то регулировка произведена правильно;
• собрать рамку, действуя в порядке, обратном разборке.

3. Устранение установочной ошибки рамки АРК
Для выявления установочной ошибки рамки необходимо:

• вырулить самолет на площадку и развернуть его по компасу на курс, примерно равный магнитному пеленгу радиостанции;
• пеленгованием самолета в хвост с помощью девиационного пеленгатора установить самолет точно на МК, равный МРП;
• настроить АРК на частоту радиостанции, отсчитать и записать ОРК.

Если ОРК не равно нулю, рамка имеет установочную ошибку.
Для устранения установочной ошибки рамки АРК необходимо:

• снять компенсатор радиодевиации, не отсоединяя проводов;
• поворотом диска компенсатора установить на указателе курсового угла ОРК, соответствующий курсовому углу радиостанции 0°;
• ослабить зажимной винт, крепящий стрелку-указатель на оси автосина;
• не сдвигая диска, отверткой повернуть ось автосина так, чтобы отсчет курсового угла радиостанции стал равным нулю; радиокомпас при этом должен быть включен;
• закрепить зажимной винт стрелки-указателя на оси автосина, установить компенсатор на место и проверить, соответствует ли ОРК нулю градусов.