Influenta Vantului Asupra Elementelor de Navigatie

INTRODUCERE

Odată cu dezvoltarea aviației, atât civile cât și militare în toate statele, s-a dezvoltat și traficul aerian. De asemenea , s-a impus necesitatea executării misiunilor de zbor în orice condiții meteorologice, ziua și noaptea, în orice anotimp. Normal, crește necesitatea asigurării de navigație a acestor, crește pretenția de exactitate și corectitudine a fiecărei ieșiri. Pentru a realiza acest deziderat în condițiile în care se pune accent pe micșorarea numărului membrilor din echipaj, piloții au nevoie de o mare precizie în determinarea elementelor de navigație. Concluzionând, se poate afirma că precizia determinării elementelor de navigație aeriană este absolut necesară, ea fiind impusă de:

Creșterea continuă a traficului aerian pe căile aeriene interne și internaționale, în zonele terminale și de aerodrom, precum și în spațiul aerian necontrolat;

Viteza de croazieră a avioanelor militare și civile care a depășit clasicul etalon – viteza sunetului;

Necesitatea de a asigura aterizarea și decolarea aeronavelor în deplină siguranță, chiar și în condiții de vizibilitate și plafon de zero metrii;

Asigurarea cu maximă rapiditate și suficientă exactitate a elementelor de navigație se poate realiza prin utilizarea mijloacelor de radionavigație. Aceste mijloace reprezintă, de fapt, aparate sau sisteme de aparate radio-electronice, amplasate la sol sau la bordul aeronavelor, și au rolul de a determina automat sau de a ușura determinarea unor elemente de navigație radioelectronică.

Cu ajutorul acestor mijloace se poate determina:

Direcția de la un punct de pe sol către alt punct de pe sol;

Distanța de la un punct de pe sol până la un alt punct;

Diferența distanțelor de la un punct de la sol până la alte două puncte;

Poziția unui punct de la sol față de aeronavă;

Determinarea influenței vântului asupra elementelor de navigație, etc.

În prezent există o complexitate de mijloace și sisteme de radionavigație, proiectate și construite de diverse firme.

Lucrarea de față se ocupă de prezentarea și exemplificarea modului de utilizare a acestor mijloace în timpul zborului pentru determinarea influenței vântului asupra elementelor de navigație.

De asemenea am considerat necesară prezentarea unei pregătiri preliminare în condițiile utilizării unor mijloace de navigație moderne. Pilotul în cadrul acestei pregătiri, folosind toate elementele necesare în timpul zborului, își reduce efortul pentru determinarea elementelor de navigație și a influenței anumitor factori asupra acestuia. Toate acestea fiind rezolvate, pilotului i se permite utilizarea cât mai precisă a mijloacelor de navigație și executarea unui zbor în cele mai bune condiții.

În prezent există o complexitate de mijloace și sisteme de radionavigație, proiectate și construite de diverse firme. Acestea sunt cunoscute și utilizate în întreaga lume, și sunt omologate de Comisia Federației Internaționale de Aviație (C.F.I.A) și sunt trecute în normele și recomandările O.A C.I.

CAPITOLUL 1

INFLUENȚA VÂNTULUI ASUPRA ELEMENTELOR DE NAVIGAȚIE

Acțiunea vântului asupra zborului aeronavelor

Noțiunea de “vânt” se folosește pentru orice deplasare a masei de aer în special când mișcările acesteia sunt aproximativ orizontale. Masa de aer în mișcare exercită o forță de împingere asupra oricărui “obiect” fie că este static, fie că este în mișcare. Forța de împingere a aerului este proporțională cu viteza de deplasare a masei de aer și cu suprafața de înaintare (secțiunea transversală) a obiectului. Orice obiect liber va fi antrenat de masa de aer în direcția de înaintare a acesteia cu o viteză egală cu cea a aerului care se deplasează. În caz că obiectul se află în mișcare, viteza de deplasare a acestuia va fi modificată de viteza de deplasare a masei de aer, precum și de valoarea unghiului format între direcția de înaintare a obiectului și direcția de înaintare a masei de aer. În această situație se încadrează zborul aeronavelor. Datorită acestui fapt “vântul” în navigația aeriană interesează ca “direcție” și “viteză”.

Direcția vântului se exprimă în grade sexazecimale și se consideră că “bate” din afara unui cerc către centrul acestuia, unde se găsește persoana ce efectuează măsurătoarea, sau pilotul care primește informația meteorologică despre direcția și viteza vântului într-un anumit loc și la o anumită oră. Viteza vântului se exprimă în unități de măsură liniară față de unități de timp. Astfel în unele țări din Europa, printre care și țara noastră viteza vântului se exprimă în metri/secundă sau în KM/oră, în timp ce în SUA, Anglia și țările din europa de vest în noduri ( mile marine/oră).

Direcția și viteza vântului se extrag, pentru calcule de navigație, din buletinul meteorologic pe care pilotul îl primește de la centrul sau stația meteorologică a aeroportului de unde decolează. De asemenea informații asupra direcției și vitezei vântului la aeroportul unde aterizează, pilotul le primește de la organele de trafic aeroportuare. Forma în care pilotul primește datele referitoare la vânt este: 1800/15KM/H, ceea ce înseamnă că vântul bate dinspre sud spre nord cu o viteză de 15KM/H, sau 0900/7m/sec, ceea ce înseamnă că vântul bate de la est spre vest cu o viteză de 7m/sec. În țările în care viteza vântului este exprimată în noduri pilotul va găsi în buletinul meteorologic următoarea notare: WV*2700/12kts-vântul bate dinspre vest spre est cu o viteză de 12 noduri.( *WV- viteza vântului -wind velocity)

Deriva și corecția de derivă

Considerând o situație ipotetică în care un avion se deplasează de la A la B cu o viteză determinată, iar vântul bate constant din aceeași direcție și cu aceeași intensitate (viteză) pe timpul deplasării avionului, vor rezulta următoarele situații:

Când vântul bate din direcția B spre A, deci din sens invers sensului de deplasare a avionului;

Când vântul bate din direcția A spre B în același sens cu deplasarea avionului;

Vând vântul bate sub un unghi oarecare față de direcția AB de înaintare a avionului;

Când vântul bate complet lateral, dreapta sau stânga direcției de înaintare AB a avionului.

Direcția vântului formează cu linia drumului obligat un unghi numit ”unghiul vântului cu drumul” (UVD) și care se determină măsurându-se de la linia drumului obligat până la direcția din care bate vântul. Unghiul vântului cu drumul este de dreapta sau de stânga. De asemenea direcția vântului formează un alt unghi cu prelungirea axei longitudinale a avionului-sau cu direcția capului avionului-numit “unghiul vântului cu capul” (UVC) și care se măsoară în același mod ca și unghiul vântului cu drumul.

figura 1. Unghiurile vântului cu drumul și capul avionului

În primul caz (a) pentru unghiuri ale vântului cu drumul având valoare de 100, în mod practic acțiunea laterală a vântului se neglijează și se consideră că vântul frânează deplasarea avionului cu o valoare egală cu viteza vântului, deci viteza avionului față de sol va fi egală cu diferența dintre viteza de zbor adevărată a avionului și viteza vântului (vezi fig. 2a). De exemplu dacă viteza de zbor adevărată a avionului este de 450 de KM/H și viteza vântului care bate din față este de 36 KM/H (10 m/sec), viteza avionului față de sol va fi de 414 KM/H.

figura 2. Acțiunea vântului asupra avionului

În cazul în care vântul bate din spatele avionului (b) în direcția de înaintare a avionului și chiar sub un unghi de 100 (dreapta sau stânga traiectului de zbor) va împinge avionul cu o viteză egală cu aceea a vitezei vântului. În acest caz viteza avionului față de sol va fi egală cu suma vitezei de zbor adevărate a avionului, cu viteza vântului (vezi fig. 2b). considerând situația inversă decât în primul caz, va rezulta o viteză a avionului față de sol de 486 KM/H, ca rezultat al însumării celor două viteze.

Dacă direcția din care bate vântul formează cu direcția de înaintare a avionului un unghi mai mare de 100, va rezulta pentru avion o deplasare de la traiectul ordonat însoțită de reducerea vitezei de zbor a avionului față de sol când vântul bate “din față” până la un unghi de 900 în raport cu drumul obligat. Când vântul bate “din spate” de la 900 până la 1700, avionul este de asemenea deplasat de la traiect, dar viteza lui de zbor se mărește pe măsură ce direcția se apropie de direcția de zbor a avionului.

În cazul în care unghiul vântului cu drumul este de 900, adică bate din dreapta sau din stânga avionului, valoarea deplasării avionului de la drumul obligat este maximă.

În situația în care plecând din punctul inițial al traiectului A (PIT) și având CA=DA sub acțiunea constantă a vântului, avionul va fi deplasat de traiectul obligat și, în loc să ajungă în punctul final al traiectului B, va ajunge în B’. Unghiul format de axa longitudinală a avionului se numește unghi de derivă, iar valoarea lui depinde de viteza și timpul de zbor al avionului între cele două puncte ale traiectului, precum și de direcția și viteza vântului.

figura 3. Deplasarea avionului de la traiect datorită vântului

Pentru ca avionul să poată totuși urma drumul obligat, cu alte cuvinte să suprapună traiectul real urmat cu traiectul obligat, trebuie să corecteze orientarea axei longitudinale a avionului în raport cu direcția traiectului obligat cu un unghi sub care acțiunea continuă și constantă a vântului să mențină avionul pe traiectul obligat. Acest unghi, care corectează acțiunea vântului, se numește corecția unghiului de derivă și este egal dar de semn contrar cu unghiul de derivă. Corecția derivei se efectuează întotdeauna orientând capul avionului spre partea din acre bate vântul, indiferent că acesta este de față sau de spate. Deci dacă vântul bate din dreapta-față sau spate-corecția derivei se va efectua spre dreapta, printr-un mic viraj egal cu unghiul de derivă. Când vântul bate din stânga-față sau spate-corecția derivei se va efectua spre stânga, în același mod ca mai sus.

În realitate, acțiunea vântului nu este nici continuă, nici constantă. Ea variază în timp și în spațiu; la sol relieful îi schimbă direcția și viteza, iar la înălțime, dacă viteza rămâne mai constantă, direcția se modifică sub acțiunea forței Coriolis. Datorită acestor schimbări continui a vântului ca viteză și direcție, calcularea derivei și efectuarea corecției respective rămâne pentru pilot sau navigator o problemă de permanentă actualitate. După primirea buletinului meteorologic se calculează valoarea corecției derivei și apoi, în tot timpul zborului se urmărește, folosindu-se procedeele de care dispune echipajul, valorile succesive ale derivei pentru efectuarea operativă a corecțiilor necesare.

figura 4. Corecția unghiulară de derivă

1.2.1. Variația derivei

Valoarea unghiului de derivă variază în raport de următorii factori:

Viteza proprie a avionului;

Unghiul vântului cu drumul;

Viteza vântului.

considerând că un avion se deplasează cu o viteză proprie adevărată VPA1 din punctul A spre A’ după un timp de zbor t, sub acțiunea continuă a vântului Vv avionul deplasat va ajunge în punctul B’. În această situație unghiul de derivă va fi v1. În cazul altui avion, care se deplasează cu o viteză proprie adevărată VPA2 mai mare decât VPA1, pe același drum obligat din punctul A spre A”, în același timp de zbor și în aceleași condiții de vânt va ajunge în punctul B”, având un unghi de derivă v2 mai mic decât v1. Un al treilea avion cu viteza proprie adevărată VPA3-mai mare decât cele precedente-în condiții identice de zbor, în loc de a sosi în punctul A”, va ajunge în punctul B”’ și va avea unghiul de derivă v3 mai mic decât celelalte unghiuri de derivă. Din acest exemplu se poate deduce că în situația în care viteza și direcția vântului sunt constante, unghiul de derivă se micșorează odată cu creșterea vitezei proprii adevărate a avionului; deci valoarea unghiului variază invers proporțional cu viteza proprie adevărată a avionului. Din figura 5 se poate nota relația: VPA1VPA2VPA3, din care rezultă v1v2v3, când Vv este constant.

o altă situv2v3, când Vv este constant.

o altă situație care determină variația unghiului de derivă este valoarea pe care o are unghiul vântului cu drumul.

În cazul în care unghiul vântului cu drumul este egal cu 00 sau cu 1800, adică bate din fața avionului sau din spatele acestuia, unghiul de derivă se consideră practic egal cu 0, întrucât acțiunea vântului asupra avionului nu îl deplasează de la traiect ci doar îi reduce viteza față de sol sau o mărește cu o valoare egală cu viteza vântului. Relația se exprimă astfel: UVD=00 sau UVD=1800, rezultă v=0.

figura 5. Variația derivei în raport cu viteza proprie adevărată

În măsura în care unghiul vântului cu drumul începe să capete diferite valori, adică vântul bate lateral față de direcția de zbor a avionului, în aceeași măsură unghiul de derivă apare și se mărește. Cu alte cuvinte, unghiul de derivă crește proporțional cu mărirea unghiului vântului cu drumul. Relația aceasta se poate exprima astfel: 00UVD1800 rezultă v00.

Când vântul bate din 900-dreapta sau stânga-față de direcția de zbor a avionului adică unghiul vântului cu drumul este de 900, valoarea unghiului de derivă este maximă.

Aceste situații ale variației derivei în raport cu valoarea unghiului vântului cu drumul sunt arătate în figura 6. Din analiza lor se poate concluziona că “unghiul de derivă variază proporțional cu unghiul vântului cu drumul” prezentând valori cuprinse între 00 când vântul este de față, diferit de 00 când unghiul vântului cu drumul este cuprins între 00 și 900, maxime când unghiul vântului cu drumul este de 900 și din nou scade până la 00 când unghiul vântului cu drumul crește de la 900 la 1800.

valoarea unghiului de derivă depinde de asemeni de viteza vântului. Considerând o situație ipotetică în care direcția vântului și viteza proprie adevărată se mențin constante, “orice mărire sau micșorare a vitezei vântului va atrage după sine mărirea sau micșorarea unghiului de derivă. Din figura 7 se observă că fiecărei viteze a vântului îi corespunde un anumit unghi de derivă. Această relație se poate exprima astfel: Vv1Vv2Vv3, rezultă v1v2v3.

figura 6. Variația derivei în raport cu valorile unghiului vântului cu drumul

Variațiile unghiului de derivă sunt situații care se întâlnesc în timpul efectuării zborului și în consecință ele trebuie interpretate cât mai corect petru că, cunoașterea adevăratei cauze care a determinat modificarea unghiului de derivă ajută la rezolvarea problemelor de navigație aeriană și implicit la corectitudinea zborului.

figura 7. Variația derivei în raport cu mărimea vitezei vântului

Triunghiul de navigație al vitezelor

Vântul se poate exprima în cifre, care indică direcția din care bate și viteza în unitate de timp, precum și grafic, cu ajutorul vectorilor. “Vectorul vânt” cuprinde atât direcția cât și viteza vântului. În situația în care se folosește vectorul vânt, direcția acestuia se ia în raport cu un cerc împărțit în 3600. Viteza vântului pe același vector care reprezintă direcția se stabilește cu ajutorul unei scări oarecare. Pentru un vânt care bate din direcția 0720 cu 60KM/H se va uni cu o dreaptă gradația de 720, situată pe circumferința cercului cu centrul aceluiași cerc. În acest fel se stabilește direcția din care bate vântul. pe dreapta atfel trasată se noteză viteza vântului cu o unitate de măsură la o anumită scară; de exemplu 1cm egal 10KM-deci scara este 1/1000000. Întrucât vântul bate cu 60KM/H se vor nota 6 unități de măsură din centrul cercului către sfârșitul vectorului.

figura 8. Trasarea vectorului vânt

Vectorul vânt se folosește în toate construcțiile grafice pentru calcule de navigație.

Același procedeu se folosește și pentru vectorul drum obligat-viteză de zbor. După criteriul arătat mai sus se trasează drumul obligat-de data aceasta din centrul cercului către valoarea ce reprezintă drumul obligat, apoi cu aceeași scară folosită la vectorul vânt se va măsura și nota viteza de zbor. Așa cum se vede în figura 9, un avion se deplasează pe un drum obligat de 0800 cu o viteză de 240KM/H.

figura 9. Trasarea vectorului drum obligat – viteză de zbor

Lucrul cu ajutorul vectorilor permite stabilirea unor relații între diferitele elemente de navigație. Vectorii permit operațiuni de scădere, de adunare și de determinare a unor rezultante ale forțelor reprezentate prin cei doi vectori, cu condiția ca ele să folosească aceeași liniară în cadrul unei probleme.

Relația dintre elementele de direcție și viteza adevărată de zbor cu direcția și viteza vântului se reprezintă cu ajutorul vectorilor respectivi. Pentru construcția grafică a acestei relații se consideră că acțiunea vântului asupra avionului este continuă și constantă, deci vectorul vânt se va aplica la punctul final al traiectului obligat sau în punctul corespunzător unei ore de zbor. Această construcție grafică se obține prin translația vectorului vânt din punctul origine în punctul final al traiectului pentru faptul că în acest punct se manifestă întreaga acțiune a vântului, reprezentată de vectorul respectiv. Unind punctul inițial al traiectului cu vârful vectorului vânt, se va obține un al treilea vector, acela al direcției traiectului real urmat și al vitezei avionului față de sol. Acești trei vectori, rezultate ale relației traiectului real urmat și al vitezei față de sol (VS) formează așa numitul “triunghi de navigație al vitezelor”.

În rezolvarea grafică a triunghiului de navigație al vitezelor se deosebesc următoarele situații:

Cunoscându-se vectorii VPA, VS și unghiul v este necesar să se determine vectorul Vv;

Cunoscându-se vectorii VPA și Vv, este necesar să se determine vectorul VS și unghiul v;

Cunoscându-se vectorii VS și Vv este necesar să se determine vectorul VPA.

figura 10. Triunghiul de navigație al vitezelor

Cele trei laturi ale triunghiului de navigație al vitezelor determină unghiuri deosebit de importante pentru calculul elementelor de navigație. Astfel într-un triunghi de navigație al vitezelor OBB’, ale cărui laturi corespunzătoare vitezei proprii adevărate VPA, vitezei avionului față de sol VS și viteza vântului Vv sunt orientate în raport cu nordul adevărat NA, vom avea următoarele unghiuri:

DA-drumul adevărat, determinat de direcția nordului adevărat (NA) și linia drumului obligat;

CA-cap adevărat, determinat de direcția nordului adevărat (NA) și prelungirea axei longitudinale a avionului;

v-unghiul de derivă, format de linia drumului obligat (VPA) cu linia drumului real urmat (VS) și care nu este altceva decât unghiul sub care avionul este deplasat de către acțiunea vântului de la drumul obligat pe drumul real urmat. El este egal cu unghiul de corecție al derivei cu singura diferență că are semnul schimbat;

UVC- unghiul vântului cu capul format între vectorul vânt (Vv) și prelungirea axei longitudinale a avionului;

UVD- unghiul vântului cu drumul format de vectorul vânt (Vv) și linia drumului obligat;

DV- unghiul direcției vântului format între direcția nordului adevărat și direcția din care bate vântul.

figura 11. Unghiurile în triunghiul de navigație al vitezelor

Între toate elementele triunghiului de navigație al vitezelor există relații care ajută la determinarea unghiurilor sau laturilor (vectorilor). În afară de construcția grafică a triunghiului de navigație al vitezelor care permite obținerea valorii altui element din cele cunoscute folosind raportorul, compasul și rigla, pentru calculele referitoare la aceste triunghiuri se utilizează relațiile trigonometrice privind proporționalitatea dintre laturile și sinusurile unghiurilor opuse într-un triunghi oarecare.

Analizând elementele triunghiului de navigație al vitezelor se observă (vezi figura 11) că vectorului vânt (Vv) i se opune unghiul de derivă v, vectorului viteză proprie adevărată (VPA) i se opune unghiul 1800-UVD, iar vectorului viteza avionului față de sol (VS) i se opune unghiul vântului cu capul (UVC).

Aplicând relația proporționalității laturilor cu sinusurile unghiurilor opuse se obține:

,

în care se ține seama de faptul că sin(180-UVD)=sinUVD.

Din relația de mai sus, care constituie baza riglelor de calcul pentru navigația aeriană, se determină elementele triunghiului de navigație a vitezelor astfel:

VvsinUVC=VSsinv

VSsinUVD=VPAsinUVC

VvsinUVD=VPAsinv

Controlul zborului în direcție

Controlul zborului în direcție se realizează determinând direcția pe suprafața solului, pe care o formează linia drumului real urmat cu direcția meridianului real în punctul de origine al măsurătorilor (punctul inițial al traiectului sau punctele intermediare). Abaterea de la linia drumului obligat se datorează în general vântului, ai cărui parametri nu corespund cu cei ce s-au luat în considerare la pregătirea zborului. Și alte cauze de mai mică importanță pot determina apariția abaterii laterale de la linia drumului obligat. Dar în primul rând, operațiunea controlului în direcție presupune cunoașterea permanentă a derivei reale a avionului.

Tot pentru controlul în direcție se determină și abaterea laterală unghiulară a avionului (ALU). Această abatere este unghiul format între linia drumului obligat (LDO) și linia drumului real urmat (LDR), abaterea laterală unghiulară se obține scăzând drumul obligat din drumul real urmat astfel:

ALU=DMreal-DMobl.

sau ALU=DAreal-DAobl.

Distanța perpendiculară din punctul avionului dusă la linia drumului obligat se numește abaterea laterală liniară (ALL).

Relația între abaterea laterală unghiulară (ALU) și abaterea laterală liniară se exprimă prin formula:

TgALU=,

În care Sp – distanța parcursă raportată la LDO.

figura 12. Controlul zborului în direcție

Tot din figura 12 rezultă deriva reală a avionului: vreal=DMreal-CM.

Componentele longitudinale și transversale ale vântului

Obligația de a respecta direcția de zbor trebuie să constituie una din preocupările permanente ale echipajelor. Acțiunea vântului nu se manifestă constant, atât ca direcție cât și ca viteză, fapt pentru care elementele de navigație suferă modificări continui. Vectorul vânt se poate descompune în raport de direcția de zbor a avionului în două componente, deci în două forțe perpendiculare una pe cealaltă și care influențează în mod diferit zborul avioanelor. În raport de poziția lor față de direcția de zbor a avionului cele două componente se numesc longitudinală și transversală.

Componenta longitudinală a vântului determină viteza față de sol a vântului prin aceea că se adună sau se scade din viteza proprie adevărată și, în funcție de sensul de zbor, poate fi de față sau de spate. Importanța ei constă în aceea că, ușurând calculul vitezei avionului față de sol, permite corecția estimării timpului de trecere la punctele obligate.

Componenta transversală a vântului este aceea care determină deriva avionului și abaterea lui de la traiect. Ea este obligatorie de calculat în procesul apropierii finale și la aterizare. De asemenea, această componentă prezintă importanță pentru aprobarea sau interzicerea aterizării unui tip de avion, când această componentă depășește valoarea admisă pentru acesta.

Componentele împreună cu vectorul vânt formează un triunghi dreptunghic, ceea ce ușurează calculul pentru determinarea valorilor.

Pentru calculul acestor componente se folosesc următoarele formule:

CTr=Vvsin

CL=Vvsin(90-)

În care: -unghiul vântului cu direcția de aterizare sau de drum;

CTr-componenta transversală;

CR- componenta longitudinală;

Vv-direcția și viteza vântului.

figura 13. Descompunerea vectorului vânt

Datele acestea sunt furnizate de organele de trafic ale tururilor de control de la fiecare aeroport. Pentru ușurința calculelor se întocmesc tabele cu componentele transversale și longitudinale ale vântului în care în funcție de viteza vântului în KM/H sau m/sec și unghiul vântului cu drumul obligat se dau valorile celor două componente sub formă de fracție: la numărător valoarea componentei transversale, iar la numitor valoarea componentei longitudinale.

În situația în care avionul se găsește pe calea aeriană și pilotul constată că direcția și intensitatea vântului s-au modificat, folosind procedeul componentei longitudinale a vântului el poate să determine întârzierea sau avansul cu care va sosi la punctul intermediar și să reestimeze ora sosirii raportată inițial. Componenta transversală în această situație va da valoarea corecției de derivă și implicit posibilitatea respectării drumului obligat. Pentru aceasta folosind triunghiul de navigație al vitezelor, se trasează o perpendiculară din capul vectorului cap adevărat-viteză proprie adevărată pe vectorul vânt adevărat-viteză față de sol. În acest mod se obțin cele două componente ale vântului: longitudinală și transversală.

CAPITOLUL 2

MIJLOACE MODERNE DE NAVIGAȚIE DE LA BORDUL AERONAVELOR CAPABILE SĂ DETERMINE INFLUENȚA VÂNTULUI ASUPRA ELEMENTELOR ZBORULUI

2.1. Navigația radioelectronică

Navigația radioelectronică este metoda generală de navigație folosită la toate categoriile și tipurile de avioane, de la cele mai mici, de turism, până la aerobuze și avioane supersonice. Ea se bazează pe utilizarea posibilităților pe care le oferă radiotehnica în determinarea direcției și distanței cu ajutorul undelor electromagnetice. Din această cauză ea oferă în același timp cel mai înalt grad de precizie și de automatizare în determinarea elementelor de navigație. Precizia determinării elementelor de navigație este absolut necesară și ea este impusă de:

Creșterea continuă a traficului aerian, atât pe căile aeriene cât și în zonele terminale și de aerodrom;

Viteza de croazieră mereu crescândă a avioanelor de transport;

Necesitatea de a asigura aterizarea în deplină securitate, chiar când condițiile de vizibilitate și plafon se reduc din ce în ce mai mult.

Pentru determinarea elementelor de navigație necesare pe toate etapele zborului sunt utilizate mijloace de radionavigație atât la sol cât și la bordul avioanelor. Unele din aceste mijloace sunt foarte simple ca structură, cum ar fi radiofarurile nedirecționale sau receptoarele de radiocomunicație de la bord, altele sunt mult mai complexe cum ar fi de exemplu radarul sau altele.

Orice mijloc de radionavigație simplu sau complex permite echipajului de la bordul avionului să determine fie direcția de la un punct de pe suprafața pământului către alt punct, sau distanța dintre aceste două puncte, diferența distanțelor de la un punct până la alte două puncte sau atât direcția cât și distanța între două puncte.

2.2. Radiofarul omnidirecțional VOR

2.2.1. Generalități

Navigația aeriană cu ajutorul radiofarurilor omnidirecționale pe unde ultrascurte VOR (Very High Frequency Omni-directional Range System) constituie în prezent sistemul standard adoptat pe plan internațional și omologat OACI pentru distanțe scurte și medii ce nu depășesc 400KM.

Radiofarul VOR este un emițător cu unde întreținute, funcționând pe principiul comparării fazei a două semnale, fiind construit și reglat astfel încât câmpul electromagnetic emis să reprezinte distinct în azimut, direcție cu precizia unui grad. El emite deci omnidirecțional, producând teoretic un număr infinit de direcții dispuse în spațiu, care se pot asemăna cu spițele unei roți al cărei butuc este radiofarul. În mod practic, radiofarul VOR marchează în spațiu simultan și continuu numai 3600 de direcții distincte care pot fi identificate și alese cu ajutorul receptorului de bord. Aceste indicații poartă denumirea de radiale și reprezintă relevmente magnetice ale avionului (RMA) sau drumuri magnetice (DM) măsurate față de nordul magnetic din punctul de amplasare al antenei radiofarului.

Sistemul se compune din mijloace radio la sol și la bordul avionului.

La sol sistemul comportă:

Radiofarul propriu-zis;

Sursă de alimentare cu curent propriu (de rezervă);

Dispozitiv automat de control al funcționării (monitor);

Dispozitiv de comandă și control la distanță.

La bordul avionului principalele elemente ale sistemului VOR sunt:

Antena dipol în formă de “V”;

Receptor VOR;

Panoul de comandă;

Selectorul manual de radiale sau relevmente (drumuri);

Indicatorul de relevmente magnetice;

Indicatorul de abatere de la drumul magnetic ales;

Indicator de sens “spre” și “de la” radiofar.

2.2.2. Determinarea cu ajutorul radiofarului VOR a influenței vântului asupra zborului

Indicatorul de abatere de la drumul magnetic ales (CDI – Course Deviation Indicator) reprezintă mijlocul prin care se determină direct în zbor influența vântului asupra elementelor de navigație. Acest indicator reprezintă în esență un fazmetru, adică un instrument cu ajutorul căruia se citește valoarea diferenței de fază a celor două semnale emise de radiofarul VOR. El indică cu ajutorul unui ac vertical, poziția relativă a avionului față de relevmentul sau drumul ales. În acest scop, cadranul are imprimat pe diametrul său orizontal un reper central și patru-sau pe unele tipuri de instrumente opt-puncte de marcaj. Când acul este suprapus peste reperul central, poziția avionului coincide cu relevmentul ales, adică diferența de fază dintre cele două semnale emise este zero. O deplasare completă a acului vertical spre extrema stângă sau dreaptă a cadranului reprezintă o abatere a avionului față de relevmentul sau drumul ales cu 100 sau mai mult. Această abatere a avionului față de relevmentul ales se datora vântului. Pentru a reveni la relevmentul sau drumul ales se impune determinarea derivei, care cu ajutorul radiofarului VOR se face în mod automat. Așa cum s-a văzut, atât timp cât zborul se execută pe un relevment fie “SPRE” sau “DE LA” radiofar, iar indicatorul de abatere de la drum se află în centrul cadranului avionul se deplasează în linie dreaptă “SPRE” sau “DE LA” radiofar, indiferent de capul compas de zbor.

Când direcția vântului coincide cu direcția de zbor, respectiv când UVD are valoarea de 00 sau 1800 atunci și capul compas de zbor coincide cu valoarea relevmentului pe care se deplasează avionul. Când însă zborul se efectuează sub influența unui vânt lateral (Figura 14) pentru menținerea acului indicatorului de abatere de la drum la centrul cadranului, atât în zbor “SPRE” cât și “DE LA” radiofar, va fi necesară introducerea unor corecții de derivă.

Figura 14. Determinarea automată a derivei

Astfel avionul trebuie să se deplaseze pe relevmentul sau drumul magnetic obligat de 2700, care este înregistrat pe selector. Pentru a menține acul vertical al instrumentului la centrul cadranului, ca urmare a influenței vântului care bate din stânga va fi necesar un cap magnetic de 2600. Deci deriva v este de 100.

2.3. Sistemul de apropiere la aterizare ILS

2.3.1. Generalități

Sistemul ILS (Instrument Landing System) reprezintă un complex de mijloace radiotehnice de la sol și la bordul avioanelor care permit pilotului în orice condiții meteorologice:

Să mențină direcția precisă de apropiere la aterizare, corespunzătoare planului vertical ce trece prin axa pistei;

Păstrând direcția de apropiere la aterizare să coboare sub un unghi predeterminat, adică să păstreze o pantă, astfel încât să ajungă la punctul optim de contact cu pista;

Să determine două, trei distanțe față de pragul pistei.

Aterizarea avionului pe vizibilitate redusă dar în deplină securitate a zborului utilizând instrumentele de la bordul avioanelor a fost problemă care a preocupat aviația de transport încă de la începutul creări sale. La ora actuală sistemul ILS reprezintă sistemul principal pentru efectuarea procedurilor de apropiere pe toate aeroporturile destinate traficului de pasageri și mărfuri. Dacă se ține seama că sistemul ILS constituie și baza procedurii de aterizare automată se poate admite că sistemul este în plină evoluție.

Un sistem ILS se compune dintr-un complex de instalații, dispozitive, agregate dispuse la sol și la bordul avionului.

La sol principalele elemente ale sistemului ILS sunt:

Un radiofar de direcție sau aliniament;

Un radiofar de pantă;

Dispozitive pentru controlul funcționării;

Dispozitive de comandă și semnalizare la distanță;

Sistem de alimentare cu curent electric propriu (de rezervă).

La bordul avioanelor sistemul ILS se compune din:

Un receptor pentru semnalele radiofarului de direcție;

Un receptor pentru semnalele radiofarului de pantă;

Un receptor pentru semnalele radiomarkerelor;

Un indicator cu două ace în cruce (CDI);

Dispozitiv de semnalizare optică și sonoră a recepționării semnalelor radiomarkerelor.

În afară de acestea sistemul se completează și cu alte mijloace pentru asigurarea orientării până la interceptarea axei pistei, ca de exemplu: radiobalize, radiofaruri omnidirecționale, precum și un balizaj luminos.

2.3.2. Determinarea influenței vântului cu ajutorul sistemului ILS

Instalația de la bordul avionului permite pilotului să determine în spațiu poziția avionului față de planul direcției de aterizare. Cunoscând poziția în spațiu, el va putea cu ajutorul acestei instalații să efectueze corecțiile necesare pentru efectuarea unei apropieri corecte la aterizare în direcție. Determinările abaterilor și efectuarea corecțiilor necesare se realizează după indicațiile instrumentelor cu două ace în cruce, același care este folosit și pentru zborul după radiofarul omnidirecțional VOR și unde nu s-a folosit decât acul vertical.

Receptorul radiofarului de direcție este de regulă același cu al radiofarului omnidirecțional VOR și reprezintă instrumentul de la bordul aeronavelor capabil să determine direct în zbor influența vântului asupra evoluției avionului.

Determinarea influenței vântului asupra elementelor zborului se realizează similar procedeului folosit în cazul radiofarului omnidirecțional VOR, care a fost explicat în cadrul subpunctului 2.2.2.

2.4. Radarul panoramic de bord

2.4.1. Generalități

Este un mijloc de radionavigație goniotelemetric autonom foarte eficient atât în zborul deasupra uscatului cât și deasupra mării, atunci când pe întinderea ei și în limitele zonei de descoperire există insule sau țărmul uscatului. Datorită gabaritului și greutății reduse este astăzi posibilă dotarea cu radare panoramice de bord a tuturor categoriilor de avioane, inclusiv a celor de turism.

Spre deosebire de alte mijloace goniotelemetrice, radarul panoramic de bord prezintă o serie de avantaje, și anume:

Numărul mare de repere existente pe sol și identificate pe ecran permit alegerea acelora mai caracteristice pentru determinarea gismentelor sau relevmentelor necesare orientării;

Lipsa radiodeviației în determinarea relevmentelor;

Folosirea reperelor terestre pentru determinarea vitezei față de sol și a derivei;

Localizarea în spațiu a formațiunilor noroase și identificarea acelora care conțin nuclee periculoase zborului;

Permite descoperirea altor avioane care zboară în față, asigurând prin aceasta prevenirea abordajelor;

Oferă posibilitatea determinării obstacolelor și înălțimii de siguranță în regiunile muntoase.

Folosirea unui radar panoramic de bord modern este foarte simplă și nu necesită nici un fel de control de tensiuni și curenți.

Așa cum se vede în figură pe panoul radarului panoramic se găsesc următoarele elemente de comandă necesare funcționării:

figura 15. Ecranul unui radar panoramic de bord

Butonul de pornire a radarului. La comutarea acestuia după un interval de 3-5 minute, radarul intră automat în funcțiune;

Butonul pentru oprirea funcționării radarului;

Comutatorul regimului de lucru cu cinci poziții:

În prima poziție “Pregătit” deși radarul este pornit, antena nu se mișcă și nu emite.

În a doua poziție “Solul” radarul începe să lucreze pentru observarea terenului survolat. Antena efectuează mișcarea basculantă stânga-dreapta și emite de regulă diagrama cosec pătrată.

În poziția trei “Meteo” radarul se utilizează pentru descoperirea și ocolirea norilor de furtună.

În poziția patru “Contur” se pune în evidență, pentru imaginea norilor de pe ecran, prezența nucleelor de furtună periculoase zborului.

În poziția cinci “Deriva” mișcarea de balans a antenei încetează. Suprapunerea diagramei de directivitate de-a lungul vectorului vânt se realizează deplasând antena în azimut cu ajutorul a două butoane.

Butonul pentru deplasarea antenei în plan vertical permite obținerea unor unghiuri cuprinse între 100 ale diagramei înguste;

Comutatorul scărilor permite alegerea scării necesare după nevoile de navigație. De regulă, pentru scările mari antena radiază numai petala cu diagrama cosec pătrată. Pentru scările mai mici, diagramele se alternează, odată diagrama cosec pătrată, odată diagrama îngustă. Pentru distanțe de descoperire mai mari, este posibil ca radarul panoramic să utilizeze numai diagrama îngustă;

Butonul pentru reglajul manual al acordului heterodinei și care se utilizează numai atunci când, din anumite motive, acordul automat al acestuia nu se realizează;

Pe panoul de comandă al radarului panoramic se mai află butonul pentru reglajul luminozității ecranului, al contrastului imaginii țintelor și al luminozității semnalelor de calibrare a distanțelor.

2.4.2. Determinarea derivei cu ajutorul radarului panoramic de bord

2.4.2.1. Determinarea derivei prin două poziții ale avionului

Pentru determinarea derivei prin acest procedeu se alege pe ecranul indicatorului orice reper bine conturat și de dimensiuni nu prea mari. În cazul în care acest reper se identifică și pe hartă, atunci este posibil să se afle și direcția și intensitatea vântului.

În momentul în care reperul ajunge la un cerc de distanță plasat către periferia ecranului se determină gismentul G1 și se dă drumul la cronometru.

În momentul în care reperul ajunge la un cerc de distanță plasat către periferia ecranului se determină gismentul G1 și se dă drumul la cronometru.

Figura 16. Determinarea derivei prin două poziții ale avionului

Se măsoară timpul scurs până ce reperul ales ajunge la un alt cerc de distanță mai apropiat de origine, determinându-se de data aceasta G2. Cunoscând gismentele se pot calcula cele două linii de poziție și știind distanțele se pot afla punctele avionului în cele două momente alese. Pentru ușurință, și ori de câte ori nu a fost identificat reperul pe hartă se rezolvă problema grafic. În acest scop pe o foaie de hârtie se fixează arbitrar o origine a măsurătorilor de unde se trasează la scară elementele determinate pe ecran. Din spațiul parcurs măsurat pe graficul întocmit din timpul cronometrat se obține viteza la sol. Din drumul real urmat și capul adevărat al avionului se obține valoarea unghiului de derivă.

Pentru exemplificare se consideră că un avion se deplasează cu un cap compas de 1150 și la o altitudine de 6000 m. Declinația magnetică m=+50, iar deviația compasului c=00. La ora 10.00 se identifică un reper la distanța de 200 Km și un gisment de 150. La ora 10.14 min. 35 sec. reperul identificat atinge cercul de distanță 80 Km sub un gisment de 380.

Deoarece distanțele oblice considerate sunt mai mari decât 5H, ele pot fi folosite direct în calcule. Se determină liniile de poziție:

LP1=CA+G11800=1200+150+1800=3150

LP2=CA+G21800=1200+380+1800=3380

Pe o foaie de hârtie, din punctul ales ca origine, se trasează un nord adevărat și cele două linii de poziție LP1 și LP2. La o scară aleasă convenabil se fixează punctele avionului după cele două distanțe determinate PA1 și PA2 și se obține spațiul parcurs egal cu 128 Km. Cu ajutorul calculatorului sau aritmetic se află că pentru această distanță și la un timp de 14 min. 35 sec. corespunde o viteză la sol de 530 Kmh. Tot pe grafic, prelungind linia drumului real urmat, se măsoară unghiul drumului real al avionului: 1220, de unde se poate obține și deriva:

v=DAreal-CA=1220-1200=20

Dacă reperul a fost identificat pe hartă și cunoscând drumul obligat al avionului și viteza proprie, se poate determina direcția și intensitatea vântului, construind triunghiul de navigație al vitezelor.

2.4.2.2 Determinarea derivei după deplasarea radială a reperelor

Atunci când se observă că unele repere de pe ecranul indicatorului se deplasează radial, de-a lungul unei linii azimutale, deriva se obține direct prin citirea direcției pe care se deplasează reperul, eventual prin interpolarea din ochi între liniile azimutale marcate pe ecran.

Astfel de exemplu, un avion ce zboară la o altitudine de 8000 m identifică la ora 10.00 un reper ce se deplasează de-a lungul direcției de 100 (G=100) la o distanță oblică de 40 Km. La ora 10.02 min. 25 sec. reperul se găsește la o distanță de numai 20 Km. Așa cum se vede din figura 17, deriva v=100.

Figura 17. Determinarea derivei prin deplasarea radială a unui reper

2.4.2.3. Determinarea derivei prin vizarea și urmărirea unui reper oarecare

Această metodă se recomandă a se aplica distanțelor oblice de 40 Km. și 20 Km. sau 30 Km. și 15 Km. adică la Sobl și Sobl2. Ca și în cazurile precedente se determină și gismentele sub care se observă reperele la cele două distanțe considerate G1 și G2. Deriva se obține cu ajutorul formulei:

v=2G1-G2

Unghiul este o corecție ce se extrage din tabele și are semnul:

“+” când deriva obținută este negativă;

“-“ când deriva obținută este pozitivă.

Pentru a ușura calculele se utilizează tabele cu unele date calculate dinainte.

Astfel spre exemplu, un avion se deplasează la o altitudine de 7000 m. și identifică un reper pe cercul de distanță de 40 Km. sub un gisment G1=-20 la ora 10.00 La ora 10.01 min. 57 sec. reperul ajunge pe cercul de 20 Km. și se prezintă sub un gisment G2=100.

Figura 18. Determinarea derivei prin vizarea și urmărirea unui reper terestru

Din tabel se obține valoarea unghiului =1. Deriva va fi deci:

v =2G1-G2=-220-100+10=-140+10=-130

Tabel pentru determinarea corecției la calcularea unghiului de derivă pentru Sobl2=

2.5. Radarul de bord bazat pe efectul Doppler

2.5.1. Generalități

Efectul Doppler își găsește aplicabilitatea în principiul de funcționare al diferitelor mijloace de radionavigație, în scopul ridicării preciziei elementelor determinate, dar mai cu seamă în tehnica radarului. La bordul avioanelor, efectul Doppler este folosit de radarul panoramic în regimul de lucru “Deriva”, precum și radarul special Doppler numit câteodată și navigator Doppler, destinat determinării vitezei față de sol, a derivei, a abaterii lateral liniare și a drumului parcurs.

Dar, mai întâi, ce este efectul Doppler Efectul Doppler este o schimbare aparentă a frecvenței radiale, când distanța dintre emițător și receptor se modifică. Ea se remarcă mai ușor și a fost demonstrată în fizică în propagarea undelor sonore.

Dacă în locul observatorului și a sursei de oscilații sonore se presupune un radar la bordul avionului, atunci pentru determinarea frecvenței oscilatorii rezultante, va trebui considerată situația în care sursa și observatorul se mișcă (sursa, adică emițătorul radarului de la bordul avionului și observatorului, adică receptorul radar de la bordul aceluiași avion, se mișcă cu aceeași viteză unul spre celălalt). Notând viteza de deplasare a undelor electromagnetice cu V și viteza la sol cu Vs, frecvența F devine: F= , iar frecvența Doppler fd în cazul radarului de bord va fi: fd= .

Din această formulă rezultă că fd este direct proporțională cu viteza avionului față de sol și ea poate fi măsurată în blocurile receptorului radar. Cunoscând frecvența Doppler se poate determina viteza față de sol. Formula de mai sus este valabilă însă pentru situația în care fascicolul de unde este emis orizontal în prelungirea axei longitudinale a avionului sau de-a lungul vitezei față de sol Vs.

În realitate direcția fascicolului face un unghi vertical cu vectorul Vs ales astfel încât suprafața de reflecție de la sol să nu fie prea departe de avion, adică puterea emițătorului să poată fi folosită cât mai eficient. Așa cum se vede în figura 19. vectorul vitezei la sol poate fi descompus în două componente:

figura 19. Efectul Doppler cu un singur fascicul

OD=OD1+DD1

Vectorul DD1 este perpendicular pe direcția fascicolului din care cauză nu va produce efect Doppler, în schimb pentru vectorul OD1=ODcos frecvența Doppler devine: fd=.

Din formulă reiese că la unghiuri mai mici de 900, frecvența semnalului reflectat recepționat la bordul avionului va fi mai mare cu fd, iar la unghiuri mai mari de 900, frecvența semnalului recepționat va fi mai mică cu aceeași mărime.

În afară de înclinarea fascicolului în plan vertical acesta face și un unghi în plan orizontal cu axa longitudinală a avionului.

figura 20. Efectul Doppler cu două fascicule

În consecință frecvența reală Doppler recepționată la bordul avionului va fi:

,

unde v este unghiul de derivă al avionului.

În cazul inexistenței derivei, frecvența Doppler de la ambele fascicole va fi egală. În cazul existenței unei derive, va apare o diferență între cele două frecvențe ale fascicolului din dreapta și din stânga și în felul acesta se poate determina deriva.

Pentru a mări gradul de precizie al determinării frecvenței Doppler și în cazul efectuării unor evoluții: urcare, coborâre, înclinare se utilizează trei sau patru fascicole, două în față și două în spate.

Fascicolele se conectează la antenă perechi astfel: stânga în față cu dreapta în spate-dreapta în față cu stânga în spate. Semnalele combinate astfel a două fascicole perechi, amplasate în diagonală, vor da o dublă de plasare a frecvenței Doppler, ceea ce ridică precizia măsurării vitezei la sol și a derivei.

figura 21. Utilizarea a patru fascicule pentru determinarea derivei

2.5.2. Utilizarea radarului panoramic pe baza efectului Doppler pentru determinarea derivei

Navigația cu ajutorul radarului Doppler prezintă următoarele avantaje:

se utilizează un mijloc autonom;

informațiile de navigație și poziție sunt continue;

informațiile de navigație sunt de mare precizie;

utilizarea radarului Doppler este posibilă pe întreaga suprafață a globului, uscat și mare și indiferent de direcțiile de referință;

radarul Doppler poate fi utilizat în orice condiții meteorologice;

nu există restricții sau reglementări speciale OACI, deoarece nu necesită echipament de sol;

radarul Doppler nu necesită o pregătire specială înainte de zbor.

În utilizarea radarului Doppler trebuie luate în considerare totuși următoarele dezavantaje:

funcționarea lui depinde de informațiile de azimut de la un transmițător aparte, ca de exemplu giroscopul sau astrocompasul;

informațiile privind poziția avionului pierd din precizie, pe măsură ce crește distanța parcursă;

informația instantanee a vitezei este mai puțin precisă decât viteza medie.

După cum s-a văzut, diagrama de directivitate în plan orizontal a unui radar panoramic de bord este foarte îngustă și într-o oarecare măsură poate fi asemuită unui fascicol radar Doppler și deci va putea fi folosită pentru determinarea derivei.

Pentru aceasta, se presupune că mișcarea antenei a fost oprită și ea a fost fixată pe direcția OO’ la un unghi oarecare față de direcția de deplasare a avionului OV.

Figura 22. Determinarea derivei utilizând efectul Doppler

De asemenea, pe sol este reprezentată o suprafață elementară S, de la care se consideră undele electromagnetice reflectate. Trebuie avut în vedere că frecvența acestor unde recepționate la bordul avionului după reflecția lor de la sol, va suferi o modificare pozitivă sau negativă, față de frecvența emisă și aceasta datorită efectului Doppler. De asemenea trebuie ținut cont că efectul Doppler este proporțional cu unghiul cuprins între direcția reală de deplasare a avionului și direcția de propagare a undelor electromagnetice. Acest unghi, așa cum se vede în figură, este egal cu -v, unde este unghiul cuprins între prelungirea axei longitudinale a avionului și direcția de propagare a undelor, iar v unghiul de derivă.

Pentru simplificarea problemei se vor considera numai limite extreme, stânga-dreapta, ale diagramei a cărei lățime este egală cu . Pe baza considerentelor de mai sus, se poate spune că:

și

,

unde fd este frecvența Doppler.

Din analiza ambelor formule se vede clar că frecvența recepționată de antenă la limita stânga a fascicolului va fi mai mare decât la limita dreapta, deci efectul Doppler la limita stângă este mai puternic.

Din combinarea celor două frecvențe limită, în blocul receptor apare o frecvență intermediară fint,

fint=fdst-fddr.

Se consideră că direcția de radiere a antenei coincide cu direcția de deplasare a avionului, adică unghiul este egal cu unghiul de derivă.

În acest caz, frecvențele Doppler ale limitei stânga-dreapta, vor fi egalwe ca mărime și proporționale cu cos, adică:

fdstcos

fddrcos.

Luând bisectoarea diagramei de directivitate ce referință și ca urmare a diferenței foarte mici între cosinusurile unghiurilor din combinarea ambelor frecvențe limită, va rezulta o frecvență foarte joasă, cunoscută în fizică sub denumirea de “efectul de bătaie”.

Practic cu cât frecvența rezultantă va fi mai mică, cu atât efectul de bătaie va fi mai lung. Pe ecranul radarului panoramic de bord el se recunoaște prin apariția unor puncte luminoase de-a lungul liniei de desfășurare. Rotind încet antena, pe măsura apropierii de direcția de deplasare a avionului OV, lumina punctelor începe să pulseze cu o frecvență din ce în ce mai mică, dar cu o intensitate crescândă. Când frecvența pulsațiilor este minimă, iar intensitatea luminoasă a punctelor maxime, direcția liniei de desfășurare materializează unghiul de derivă.

Pentru determinarea unghiului de derivă este recomandabil a se alege scara cea mai mare (20-30 Km).

Determinarea derivei pe baza efectului Doppler prezintă avantajul unei precizii ridicate, care poate fi socotită de ordinul minutelor.

2.6. Utilizarea HUD în determinarea influenței vântului

2.6.1. Generalități

Avionul românesc MiG-21 Lancer este un avion de luptă capabil de a executa o varietate de misiuni aer-aer și aer-sol. Noua avionică furnizată de Elbit automatizează multe din sarcinile controlului focului și a navigației, reducând sarcina de lucru a pilotului. O cheie a operării efective a avionului este o foarte bună cunoaștere a sistemului avionic.

Conceptul avionicii MiG-21 este derivat din cerințele operaționale ale unui avion cu reacție modern. Cele trei misiuni principale sunt: navigația, lupta aer-aer și atacul aer-sol. Posibilitatea de a schimba rapid sarcina avionului în aceste misiuni și lansarea măsurilor electronice ușurează sarcina de muncă a pilotului la minim, fapt crucial pentru succesul misiunii și supraviețuirii avionului. În conformitate, toate operațiile pilotului sunt executate sub unul din cele trei moduri principale.

Prevăzând o pierdere a controlului sau o defecțiune a MMRC-ului (Calculator Modulat Multirol) – “inima și miezul sistemului” – și altor sisteme, sistemul avionic include sisteme de rezervă și capabilități pentru funcții esențiale cum ar fi: COM-1 sistemul de armament, reticulul de ochire, instrumentele de zbor și sistemele de largare.

HUD-ul, afișaj “cap sus” este instrumentul primar de zbor. Electronica combinată cu HUD-ul furnizează un afișaj vizual al informațiilor de zbor prin simboluri scrise. Simbolurile reprezintă atacul, navigația, ochirea cu armele din dotare și informații despre aterizare la fel ca și performanțele esențiale ale avionului, cum ar fi altitudinea, viteza de zbor, direcția și altitudinea.

Simbolurile sunt generate de MMRC în conformitate cu datele recepționate de la senzori avionici variați, depinzând de modul principal curent și de selecția pilotului.

Datele sunt afișate către pilot pe sticla HUD-ului, așezată în câmpul de vedere frontal la nivelul ochilor. Simbologia este concentrată la infinit și suprapusă pe lumea din afară. Când simbolurile nu sunt afișate din cauza defectării MMRC-ului, HUD-ul poate genera și afișa un reticul STAND BY ce este independent și nu privește în nici un fel generatorul de simboluri MMRC.

HUD-ul acomodează o cameră video (CTVS) ce este instalată în față și înregistrează o imagine a lumii din afară cu scopul înregistrării și analizării de după zbor. HUD-ul acomodează de asemenea UFC-ul (controlul “fața sus”). Această unitate este folosită pentru introducerea manuală a datelor, controlul afișajului și selecția modului.

Ca instrument principal de zbor HUD-ul execută cinci funcții:

afișarea informațiilor de zbor cum ar fi altitudinea, viteza de zbor și direcția;

afișarea formatelor DED (afișajul de introducere a datelor);

afișarea ochirii armelor și indiciilor de navigație cum ar fi simbolurile CCIP și CCRP;

afișarea LOS-TD BOX A/A și A-G;

generarea și afișarea reticulului STAND BY.

HUD-ul cuprinde două module principale, modulul optic și modulul electronic. Atașate la HUD sunt panourile de control UFCP și HUD. UFCP-ul se află pe HUD din cauza unor motive de inginerie umană. Pilotul poate “comunica” cu sistemul avionic fără să zboare “cu capul înăuntru”. UFCP-ul nu este conectat funcțional la HUD.

2.6.2. Determinarea influenței vântului folosind HUD-ul

Informațiile pentru zbor, de bază, cum ar fi viteza, altitudinea, direcția și avertizările sunt afișate în toate modurile. În figurile de mai jos vă sunt prezentate simbolurile HUD, afișajele și ferestrele care sunt comune tuturor modurilor principale.

Obiectul lucrării de față îl constituie afișajul ferestrei numărul 19 – VOR/DME. Fereastra prezintă date VOR/DME când RNAV este pornit (fereastra 8) și frecvența VOR este selectată în formatul DED V-ILS.

figura 23. Afișajul tipic HUD de navigație

figura 24. Ferestrele HUD

Fereastra este goală dacă RNAV este oprit sau frecvența ILS este selectată în formatul DED V-ILS. Primul câmp afișează distanțe către DME și al doilea câmp afișează capul de zbor până la VOR.

Display-ul afișează distanțe la DME în Km până la 999; pentru distanțe mai mari de 999 afișajul va fi 999. Precizia DME este în zecimi de Km când distanța este mai mică de 100 Km și în Km când distanța este mai mare de 100 Km. dacă distanțele nu sunt valide câmpul afișează “XXX”.

Ieșirile combinate VOR/DME permit pilotului să stabilească poziția exactă relativă la stația de sol VOR/DME. VOR dă pilotului o indicație a poziției sale în relație cu cursul preselectat la stația VOR. DME măsoară distanța de la avion la stația de sol DME. Aceasta este precisă numai dacă avionul zboară exact spre stația terestră DME.

Dacă în zborul său spre stația VOR avionul este deviat din cauza vântului, deși pilotul păstrează capul de zbor preselectat și afișat de HUD în al doilea câmp al ferestrei, avionul nu mai zboară spre stația terestră DME. În fereastra aferentă afișării distanței până la stația DME vor apărea simbolurile “XXX”. De aici se trage concluzia că avionul zboară cu o anumită derivă. Pentru a reveni la cursul normal pilotul trebuie să zboare cu o contraderivă, deci cu un cap de zbor diferit de cel selectat și afișat de HUD. Acest cap de zbor este cel corect atunci când avionul zboară exact spre stația de sol DME și în primul câmp al ferestrei apare distanța până la aceasta. Diferența dintre capul preselectat și cel pe care pilotul zboară în condițiile date pentru a se deplasa exact spre stația de sol DME reprezintă deriva. Aflând deriva se pot calcula ușor și celelalte elemente de navigație care implică un zbor în deplină siguranță.

În faza apropierii finale sau în condiții meteo dificile care împiedică o aterizare în siguranță se poate trece la utilizarea sistemului ILS. Pentru aceasta este selectată frecvența ILS în formatul DED V-ILS. În acest moment datele VOR/DME din fereastra 19 vor dispărea aceasta rămânând goală. Sistemul ILS furnizează dirijarea la aterizare la aerodromurile echipate cu acest sistem. Pilotul recepționează indicații în forma unor bare pe ADI (indicatorul de atitudine) și HUD, care sunt relative la deviația avionului de la centrul razelor GLIDESLOPE și LOCALIZER. De asemenea afișajul HUD arată un ILS FLIGHT DIRECTOR pentru a ghida pilotul să ajungă și să zboare în panta optimă. Pentru a executa un zbor de apropiere corect, pilotul trebuie să coreleze informațiile afișate pe HUD cu cele de pe ADI (steagurile de validitate). Patru steaguri de avertizare pot apărea în colțurile ADI:

LOC – nici un ssemnal de la receptorul LOCALIZER ILS. Acul LOCALIZER (vertical) nu ar trebui luat în considerație;

GS – nici un semnal de la GLIDESLOPE ILS. Acul GLIDESLOPE (orizontal) nu ar trebui luat în considerație;

OFF – datele de atitudine HNS ce conduc afișajul atitudinii nu este valid. Pilotul nu ar trebui să se bazeze pe ADI pentru aflarea atitudinii;

HDG – datele de direcție nu sunt valide. Pilotul nu ar trebui să se bazeze pe datele de direcție KSI și HUD pentru referința de direcție. Pilotul se poate ghida după compasul magnetic pentru referințe direcționale.

Figura 25. ADI vedere generală

Din cauza faptului că raza ILS este subțire majoritatea timpului avionul este în afara zonei de recepționare. În timpul operațiilor normale, când razele ILS nu sunt recepționate, acele ILS sunt centrate iar steagurile LOC și GS sunt afișate.

Atunci când avionul se află în procesul apropierii finale și se află în raza ILS, steagurile LOC și GS de pe ADI dispar, iar acele încep să indice deviația de la direcția și panta optimă. Pentru a reveni pe traiectoria care să-l aducă în siguranță la aterizare pilotul trebuie să urmărească pe afișajul HUD, să aducă intersecția acelor pe așa numitul ILS FLIGHT DIRECTOR pentru a ajunge în panta și direcția optimă.

Când pilotul zboară pe capul pe care este orientată pista de decolare aterizare și acul vertical se află la centru, înseamnă că avionul nu este deviat de la cursul normal. Însă atunci când avionul este deviat acul vertical deviază de la centru spre stânga sau spre dreapta. Pentru a readuce acul la ILS FLIGHT DIRECTOR pilotul trebuie să facă niște mici viraje fie stânga fie dreapta, deci trebuie să modifice capul de zbor. Atunci când va reuși să aducă acul vertical la centru, se observă că avionul zboară pe un alt cap decât cel pe care pe care ar fi trebuit să zboare în condiții ideale. Diferența dintre cele două capuri reprezintă deriva. Introducând deriva în MMRC, acesta este capabil să determine toate elementele necesare zborului și prin intermediul pilotului automat aduce avionul la aterizare în orice condiții meteorologice.

CAPIPTOLUL 3

UTILIZAREA INFORMAȚIILOR ÎN EXECUTAREA ZBORURILOR

3.1. Zborul de îndepărtare și apropiere după radiofarul omnidirecțional VOR

Zborul de îndepărtare și apropiere după VOR se efectuează conform acelorași reguli și proceduri ca și la zborul cu ajutorul radiocompasului. Navigația este însă cu mult ușurată datorită faptului că pe de o parte nu sunt necesare transformări de gismente în relevmente, citirile făcându-se pe indicatorul RMI ale cărui indicații sunt mai stabile, iar pe de altă parte permite menținerea relevmentului (sau a drumului obligat) cu mai multă precizie și siguranță indiferent de capul compas al avionului. Cu alte cuvinte, atât la zborul de îndepărtare cât și la cel de apropiere deriva necesară corectării capului compas pentru menținerea pe traiect se înregistrează automat prin utilizarea indicatorului CDI.

3.1.1. Zborul de îndepărtare de la radiofarul VOR

Ca și la zborul de îndepărtare cu ajutorul radiocompasului, este necesar a se stabili mai întâi abaterea de la traiect și, în funcție de aceasta, manevra de revenire și determinarea unui cap compas corespunzător menținerii avionului pe drumul obligat.

În mod practic, abaterea de la drumul obligat la zborul de îndepărtare nu se poate datora decât următoarelor cauze:

Netrecerea la verticala radiofarului VOR, deoarece virajul la distanța de prevenire pentru schimbarea capului compas a fost incorect executat;

Conului foarte mare de incertitudine de la verticala radiofarului și neatenției pilotului;

Defectarea pentru scurtă durată, după survolarea radiofarului, a receptorului de bord;

Abaterea voită a avionului de la traiect.

Cu puțin înainte de survolarea radiofarului VOR, considerat ca origine a zborului de îndepărtare, se înregistrează pe selectorul de relevmente OBS drumul magnetic al avionului pe care urmează să se deplaseze acesta. După depășirea conului de incertitudine, dacă aceasta s-a făcut corect, acul indicatorului de relevmente va indica cu vârful relevmentul magnetic al radiofarului, iar cu coada relevmentul magnetic al avionului. Acul indicatorului de abatere de la drum CDI va trebui să fie plasat pe centrul cadranului.

În cazul în care pe indicatorul de relevmente RMI se citește o altă informație decât aceea a drumului obligat, iar acul indicatorului de abatere de la drum nu este plasat pe centrul cadranului, înseamnă că avionul nu se află pe traiectul obligat și este necesară o manevră de revenire la traiect.

Astfel, de exemplu, un avion se apropie de radiofarul VOR “AFR” zburând pe un cap compas de 3350 după care trebuie să se înscrie pe drumul magnetic obligat de 2900 (poziția A figura 26.). Deviația compasului se consideră a fi 00. Pentru efectuarea zborului de îndepărtare se va înregistra pe selectorul de relevmente OBS drumul magnetic de urmat de la radiofarul VOR, adică 2900. Indicatorul de sens va trebui să arate “DE LA”(FROM). În cazul în care indicația care apare este “SPRE”(TO), înseamnă că avionul nu a depășit încă radiofarul. În zona conului de incertitudine sau imediat după survolarea radiofarului, (indicatorul de sens va arăta “DE LA”) se execută un viraj, angajând avionul pe capul compas 2900. După ce acul indicatorului de relevmente RMI s-a stabilizat, se determină abaterea laterală unghiulară ALU a avionului, care se poate considera, fără prea mare eroare, ca fiind unghiul format între coada acului indicator de relevmente și indicele capului compas de zbor. În exemplul considerat, abaterea laterală unghiulară va fi:

ALU = DMreal – DMobl

adică:

ALU =3100 – 2900 = 200.

Deoarece distanța de la radiofarul VOR nu este mare, și abaterea laterală liniară ALL va fi mică. Determinarea ei analitică se face utilizând formula cunoscută:

ALL = t1sinALU

sau

ALLsec = ALUt1min

care pentru elementele problemei va da o abatere laterală liniară ALL de:

ALLsec = 2004min = 1min20sec

Pentru revenire la traiect se recomandă a se alege un unghi de interceptare a liniei drumului obligat egal cu abaterea laterală unghiulară adică:

CCrev = CC – CCcor = 2900 – 200 = 2700

În momentul în care avionul intră în limitele sectorului de 100 față de drumul magnetic obligat, adică la relevmentul magnetic al avionului RMA =2900, acul indicatorului de abatere de la drum va începe să se deplaseze de la extrema stângă spre centru (poziția C, figura 26.). Unghiul de interceptare fiind mic, înscrierea pe drumul magnetic 2900 se va face când acul este aproape de centrul cadranului.

Durata de zbor cu capul compas de revenire, dacă este necesară, se determină utilizând formula cunoscută la zborul de îndepărtare cu ajutorul radiocompasului:

t2 = t1sinALU/sin200

t2 = t1sin200/sin200 = 4min

În continuare, pentru menținerea pe linia drumului magnetic obligat de 2900 se va zbura astfel încât să se păstreze acul vertical al indicatorului CDI pe centrul cadranului, indiferent de capul compas al avionului. În cazul existenței unui vânt, corecția de derivă se va înregistra automat, așa cum se vede în poziția E, unde s-a presupus un vânt de stânga care determină o derivă de 50. Deci capul compas de urmat în zborul de îndepărtare va fi 2850.

Este de la sine înțeles că în practica zborului de îndepărtare nu sunt necesare toate aceste calcule. În funcție de valoarea abaterii unghiulare se apreciază un unghi de revenire și în momentul în care acul vertical al CDI se apropie de reperul central, se micșorează unghiul de interceptare modificând corespunzător capul compas. După interceptarea drumului magnetic obligat, se acționează continuu asupra capului pentru a anula orice tendință de abatere a acului vertical CDI. Prin aceasta, așa cum s-a văzut, se înregistrează automat în capul compas deriva necesară menținerii pe drumul obligat.

Figura 26. Zborul de îndepărtare de la radiofarul VOR

3.1.2 Zborul de apropiere de radiofarul VOR

Cu ajutorul radiofarului omnidirecțional VOR se pot rezolva aceleași probleme de navigație ca și la zborul cu radiocompasul după radiofarul nedirecțional.

Astfel se poate:

să se efectueze zborul de îndepărtare și apropiere față de un radiofar VOR;

să se efectueze controlul zborului în distanță și direcție prin intermediul determinării vitezei la sol, a punctului avionului, a abaterii laterale și a derivei;

să se efectueze procedurile de apropiere după instrumente.

figura 27.

Zborul de apropiere se efectuează conform acelorași reguli și proceduri ca și ca și la zborul cu ajutorul compasului. Navigația este însă este cu mult mai ușurată datorită faptului că pe de o parte nu sunt necesare transformări de gismente în relevmente, citirile făcându-se pe indicatorul RMI ale cărui indicații sunt mai stabile, iar pe de altă parte permite menținerea relevmentului cu mai multă siguranță, indiferent de capul compas al avionului. Prin urmare, atât la zborul de apropiere cât și la cel de îndepărtare, deriva necesară corectării capului compas pentru menținerea pe traiect se înregistrează automat prin utilizarea indicatorului CDI. Un astfel de caz este prezentat în figura 27.

Presupunem că executăm un zbor de apropiere față de un VOR pe un traiect anumit. În timpul zborului de apropiere este necesar mai întâi a se stabili abaterea de la traiect și în funcție de aceasta metoda de revenire și luarea uni CC corespunzător menținerii pe drumul obligat. În momentul începerii zborului de apropiere, presupunând că ne aflăm pe drumul obligat, la indicatorul de relevmente RMI se va citi relevmentul magnetic al stației, iar la CDI acul vertical va fi la centrul cadranului. Spre deosebire de zborul de apropiere cu ajutorul radiocompasului, la zborul spre un VOR procedura este mult mai simplificată. Putem menține în orice condiții acul vertical al CDI la centrul cadranului luând seama și de indicațiile RMI-ului. Însă examinăm problema în eventualitatea că pe un timp relativ lung, am fost neatenți la indicațiile lor. În acest caz, indiferent de cauza care a determinat abaterea de la traiect, revenirea se face folosind un unghi de interceptare cuprins între 20o și 40o, de principiu 30o. Astfel, presupunând că drumul obligat este 270o, deci înregistrat și pe OBS, considerăm că avionul la ora 15,30 se găsește pe un traiect cu un CC=270o, neavând nici o derivă. Între ora 15,30 și 15,40, datorită neatenției piloților sau distanței mari față de stația VOR, indicațiile instrumentelor de bord au fost nesigure și avionul a deviat de la traiect. La ora 15,40 (poziția I) citim pe indicatorul de relevmente RMI, un relevment magnetic al radiofarului de 260o, iar pe indicatorul CDI se observă că acul indicator este deplasat complet spre stânga cadranului, reieșind că avionul este deplasat în dreapta traiectului cu cel puțin 10o. Pentru a determina deriva reală pe cale analitică este necesar să determină mai întâi ALU. Astfel din triunghiul ABC obținem: AB/sin α =BC/sin ALU. În locul distanțelor AB și BC putem introduce timpii de zbor corespunzători, iar pentru unghiuri mai mici de 20o cu erori mici, putem înlocui sinusurile cu valorile unghiurilor. Astfel obținem:

t1/α=t2/ALUALU=t2/t1·α

t1 – timpul parcurs din momentul abaterii de la traiect până la începutul revenirii;

t2 – timpul rămas de zbor din momentul revenirii și sosirea la radiofarul VOR. Din datele pe care la avem obținem:

ALU= t2/t1·α=20 min./10 min.·10 min.=20o

Cunoscând abaterea lateral unghiulară de 20o putem ușor determina drumul real urmat AB.

DMreal=DMob+(ALU).

De aici rezultă: DMreal=270o+(+20o)=290o

Astfel putem obține ușor deriva avionului:

=DMreal – CM=290o – 270o=20o

Revenirea la traiect o facem luând un cap compas care să difere cu 30o față de drumul magnetic de 270o. Fiind deplasați în dreapta traiectului, vom scădea CC. De aici reiese: CCrevenire=DMob30o=270o – 30o=240o

Vom avea un CCrev=240o (poziția II). Timpul de revenire la LDO, pentru a ști cât trebuie să zburăm până a reveni la traiect, îl aflăm din formula:

trev=(sinALU/sin30o)·t=(sin20o/sin30o)·10 min.=7 min.

3.2. Efectuarea procedurii de apropiere după sistemul ILS

După obținerea aprobării de intrare în zona aerodromului, pilotul avionului va începe manevrele corespunzătoare de coborâre, folosind mijloacele de radionavigație existente pe aerodrom, pentru a aduce avionul in sectorul de direcție și pantă al sistemului ILS. În principiu, acest mijloc de radionavigație este un radiofar nedirecțional sau o radiobaliză, amplasată în punctul radiomarkerului exterior (LOM).

Normele internaționale OACI recomandă ca ori de câte ori este posibil, fără altă manevră suplimentară. Când acest lucru nu este posibil, atunci manevra standardizată pentru aducerea avionului în sectorul radiofarului de direcție este virajul convențional și virajul de bază.

Odată cu începerea manevrelor de efectuare a procedurii, pilotul este obligat:

să comute alimentarea electrică a celor două receptoare de pantă și direcție, precum și a radiomarkerului ;

să fixeze pe panoul de comandă ILS, cu ajutorul selectorului de canale, frecvența radiofarului de direcție a sistemului ILS;

să verifice existența semnalelor celor două radiofaruri și buna funcționare a receptoarelor, după stegulețele de avertizare;

să determine capul magnetic de aterizare ținând cont de informațiile primite de la sol. Trebuie reținut că atunci când există pe aerodrom și un radar de precizie PAR, direcția și panta acestuia corespund cu cea a sistemului ILS. În consecință, elementele transmise de operatorii radar pot fi utilizate pentru controlul procedurii ILS în apropierea finală.

3.2.1. Zborul în sectorul radiofarului de direcție

Pe timpul apropierii finale, pentru menținerea avionului în sectorul radiofarului de direcție, pilotul trebuie să-și precizeze capul magnetic de aterizare, care să corespundă și cu poziția acului indicatorului de direcție în punctul central al cadranului. Stabilirea și precizarea capului magnetic de aterizare se realizează astfel:

când abaterea avionului nu este prea mare, ceea ce se determină prin deplasarea lentă a acului indicatorului de direcție din centrul cadranului – se oprește această deplasare, corectând capul de aterizare cu 20 – 30 în direcția spre care tinde să se deplaseze acul;

când abaterea avionului față de axa de aterizare este apreciabilă, se va vira avionul în direcția de deplasare a acului, până când acesta va începe să se deplaseze lent spre centrul cadranului. La apropierea acului de axă, se micșorează treptat corecția adusă capului de aterizare, până când se oprește deplasarea acului la un cap de aterizare constant. Se permit următoarele deplasări ale acului indicatorului de direcție:

în dreptul radiomarkerului exterior LLZ, până la punctul doi;

între radiomarkerul exterior și cel intermediar, între punctul doi și punctul unu;

în dreptul radiomarkerului intermediar, cel mult până la punctul unu;

între radiomarkerul intermediar și pragul pistei, în limitele punctului central al cadranului.

figura 28. Deplasările acului vertical CDI în sectorul de direcție

3.2.2. Zborul în sectorul radiofarului de pantă

Se efectuează după intrarea în sectorul radiofarului de direcție. De obicei acest zbor se face fără coborâre, acul indicatorului de pantă (GS) trebuie să se afle deplasat în extrema de sus a cadranului. Înainte de interceptarea sectorului de pantă, în mod obișnuit, se execută manevra de scoatere a trenului de aterizare și a flapsurilor.

Îndată ce acul indicatorului de pantă începe să se dezlipească din extremitatea superioară a cadranului, se începe coborârea, astfel că deplasarea acului indicatorului de pantă să devină lentă și să se oprească în momentul apropierii de punctul central al cadranului.

Pentru asigurarea zborului avionului în sectorul de pantă, este necesar a se menține viteza verticală de coborâre calculată, urmărind acul indicatorului de pantă. Dacă acul se va deplasa către una din extreme (inferioară sau superioară) a cadranului, atunci viteza verticală de coborâre este necorespunzătoare pantei optime. Corectarea eventualelor greșeli pe timpul coborârii pe pantă se realizează mărind sau micșorând viteza verticală de coborâre, până ce deplasarea acului devine lentă și se oprește pe centrul cadranului.

figura 29. Intrarea și zborul în sectorul de pantă

Se permit următoarele deplasări ale acului indicatorului de pantă:

în dreptul radiomarkerului exterior ILS, în limitele punctului doi (sus sau jos);

în dreptul radiomarkerului intermediar ILS până la maximum primul punct;

între radiomarkerul intermediar și punctul optim de aterizare, în limitele punctului central al cadranului.

Trebuie menționat faptul că, dacă în dreptul radiomarkerului exterior ILS, zburând pe axa fascicolului de pantă (acul la centru) înălțimea de zbor va fi mai mică decât cea stabilită pentru procedura ILS, atunci coborârea în continuare după radiofarul de pantă nu mai este permisă și pilotul va trece la o apropiere după procedura PAR sau 2NDB.

3.3. Necesitatea realizării unei pregătiri preliminare moderne folosind calculatorul

Pregătirea de navigație prezintă o importanță deosebită pentru executarea misiunii, de aceea trebuie să i se acorde o mare atenție.

Pregătirea de navigație a unui zbor necesită, după cum a reieșit din capitolele anterioare, rezolvarea anumitor probleme. Aceste probleme chiar dacă nu necesită deosebit de laborioase impun obținerea unor rezultate deosebit de precise și sigur determinate. Orice eroare apărută de în procesul de calcul duce la alterarea corectitudinii datelor de ieșire și prin prisma unor rezultate greșite, la apariția unor dificultăți în îndeplinirea misiunii, sau mai grav la imposibilitatea îndeplinirii acesteia. În plus aceste erori care la prima vedere ar putea să pară nu prea importante, pot duce la pierderea de tehnică sau, mai grav, de vieți omenești.

Forma structurii de calcul ce se execută în vederea pregătirii zborului permite algoritmizarea și deci posibilitatea implementării acesteia pe un sistem de calcul cu ajutorul unui limbaj de programare.

Prin predarea rezolvării problemelor de calcul calculatorului electronic, pilotului care-și pregătește misiunea îi revine responsabilitatea de alege traiectul de zbor, regimurile de viteză și înălțime precum și caracteristicile tehnico – tactice ale aeronavei cu care se execută misiunea. Se obțin rezultate cu precizie de calcul ridicată eliminându-se astfel posibilitatea apariției erorilor de calcul inerente activității umane.

Se observă de asemenea și un alt avantaj oferit de integrarea calculatorului electronic în procesul de pregătire a misiunii, acela de mărire a vitezei de procesare a informației. Chiar dacă factorul decizional rămâne cel uman, folosirea calculatorului electronic prin viteza lui de calcul mult mai mare decât a minții umane duce la micșorarea considerabilă a timpului alocat pregătirii (prin eliminarea timpilor pierduți în efectuarea unor calcule practic algoritmice) și redistribuirea acestora spre alte etape ale pregătirii la sol a misiunii, obținându-se astfel rezultate cu mult mai bune. Un alt avantaj rezultat din micșorarea timpului de pregătire a misiuni, din perspectiva războiului modern, ar fi o mare viteză de reacție și de aici un posibil avantaj în fața inamicului.

Nevoia aceasta de a micșora timpul alocat calculelor zborului a primit de-a lungul evoluției rezolvări conforme cu nivelul de dezvoltare a tehnicii și tehnologiei. Astfel primele încercări în acest domeniu au fost acele așa numite “abace” utilizate mai ales în timpul zborului. Apoi, ca o treaptă ulterioară, a fost realizarea riglelor de calcul folosite pentru calculul elementelor de navigație. Acestea folosesc scări logaritmice, scale pentru conversia diferitelor unități de măsură, scale orare, roza vânturilor. Unele dintre ele au caroiaje cu date referitoare la vânt. Din punct de vedere constructiv acestea au forme circulare sau liniare. Ca exemple, cele mai folosite astfel de calculatoare ar fi NL-10 (folosită și de aviația militară română), Aristo Aviat și Jeppesen (folosite în special de aviația civilă). Datorită fiabilității și a ușurinței în folosire aceste tipuri de calculatoare au și astăzi o largă răspândire.

Aviația a fost din totdeauna un domeniu în care s-au implementat cele mai noi descoperiri, sau a fost chiar mai mult decât atât, un motor în dezvoltarea cercetării. Ea nu a făcut notă discordantă cu tendința generală a societății umane de informatizare. Aviația în toate ramurile și structurile ei a primit un aflux puternic de tehnologie a informației cu scopul de a obține performanțe cât mai ridicate.

Nici calculul elementelor de navigație nu putea să nu fie și el trecut în sarcina calculatorului, de aceea cele mai puternice armate și companii aeriene civile au construit sisteme de calcul care să răspundă acestei nevoi.

Un exemplu este cel al firmei Jeppesen. Această a realizat pentru aviație mai multe generații de rigle de calcul folosite și astăzi de piloții din întreaga lume. Însă această firmă a sesizat că evoluția merge spre implementarea sistemelor informatice și a creat în paralel un minicalculator electronic pentru rezolvarea problemelor de navigație aeriană și un pachet software având drept țintă rezolvarea calculelor de navigație pe PC. Treptat s-a trecut la îmbunătățirea pachetului de programe, orientat la început în principal spre calcul, cu o puternică bază de date de navigație și un ansamblu de hărți foarte bine realizate și răspunzând tuturor cerințelor. Oferta software numără astăzi numeroase nume ce s-au implicat în rezolvarea acestor probleme.

Pregătirea preliminară a zborului cu ajutorul calculatorului a început să fie folosită de Forțele Aeriene Române odată cu introducerea programului MIG – 21 LANCER. Firma ELBIT responsabilă cu acest proiect a realizat un pachet software ce rulează pe un sistem de calcul special conceput în acest scop. Acesta lucrează cu calculatorul de bord montat pe avion realizându-se astfel un sistem integrat al transferului de date. În mod concret pilotul își pregătește misiunea din punct de vedere al navigației la un terminal, salvează datele pe un suport magnetic special, le introduce în calculatorul de bord unde sunt prelucrate și transformate în date de navigație. Sistemul este net superior metodei clasice de pregătire a misiunii atât din punct de vedere al timpului necesar, cât și al ușurinței folosirii datelor de navigație în timpul zborului, toate acestea ducând la un mai înalt grad de pregătire pentru luptă al ansamblului om – mașină.

Fără îndoială că această nouă modalitate de pregătire a misiunii aproape nu mai are nevoie să fie susținută cu argumente, căci argumentul ei principal este nivelul înalt la care se pot desfășura misiunile într-un posibil conflict.

În ciuda introducerii noilor sisteme de navigație și implicit de pregătire a misiunii pe avionul MIG – 21 LANCER majoritatea piloților Forțelor Aeriene Române au rămas tributari metodei de pregătire clasice a zborului din punct de vedere al navigației aeriene. Cu toate acestea în următorii ani metoda utilizării acestui sistem se va impune în programul pregătirii preliminare a zborului. Pentru ca pregătirea de la sol să fie realizată în cele mai bune condiții este necesar să se respecte un anumit algoritm de lucru. Prima etapă ar fi definirea traiectului de zbor prin alegerea punctelor fundamentale ale acestuia (punctul inițial al traiectului, punctele de schimbare a capului compas și punctul final al traiectului) direct de pe hartă prin marcarea poziției acestora, mai departe revenind sistemului sarcina de a converti aceste coordonate geografice necesare pentru efectuarea calculelor de navigație.

Apoi se introduc datele referitoare la caracteristicile avionului:

viteza adevărată de croazieră;

viteza de urcare, coborâre;

vitezele verticale de urcare, respectiv de coborâre;

consumul orar de combustibil la fiecare regim de zbor sunt solicitate să fie introduse de utilizator.

Acestea au valori implicite pentru fiecare avion aflat în dotarea Forțelor Aeriene Române, asupra acestor date putându-se opera acțiuni de modificare și salvare.

Alegerea radiostațiilor față de care se calculează fiecare punct fundamental al traiectului, gismentele și relevmentele de control se face dintr-o listă, coordonatele geografice ale acestora, care sunt necesare pentru calcule de navigație, sunt transferate dintr-o bază de date.

Valorile înălțimii de zbor și vitezei vântului pe fiecare latură a traiectului se cer a fi introduse manual de utilizator de la tastatură. Direcția și viteza vântului, precum și modul cum influențează acestea elementele de navigație constituie o problemă determinantă pentru pilot. În timpul pregătirii la sol acesta trebuie să coopereze permanent cu serviciul meteorologic pentru aflarea acestor informații. Pilotul în calculele sale din timpul pregătirii preliminare trebuie să țină cont de anumite condiții pentru a realiza un zbor exact.

Dintre elementele triunghiului de navigație vectorul vântului prezintă cea mai mare variație fiind influențat de numeroși factori: gradientul baric, temperatura diferitelor straturi de aer, înălțimea de zbor a avionului, relieful și natura solului. Variația vectorului vânt ca direcție și intensitate (viteza vântului) influențează valorile celorlalte elemente ale triunghiului de navigație a vitezelor. Această influență este direct proporțională cu viteza proprie a avionului pentru că, cu cât aceasta este mai mare cu atât influența vântului se face mai puțin simțită și invers. De asemenea timpul de zbor mărește influența vântului asupra elementelor de navigație în cazul în care nu s-au efectuat corecțiile de derivă și direcția vectorului vânt rămâne constantă.

În general, influența vectorului vânt asupra unui avion aflat în zbor se poate exercita din orice direcție, deci acțiunea acestuia se poate reprezenta sub forma unui cerc cu raza egală cu viteza vântului și în al cărui centru se găsește avionul.

Caracteristica vântului ca factor principal în calculele elementelor de navigație este marea lui varietate în timp și spațiu – atât cu înălțimea, cât și distanța parcursă. Acțiunea constantă a vântului ca direcție și viteză se poate considera o raritate. Din această cauză în timpul pregătirii preliminare a zborului trebuie să se acorde o atenție deosebită factorului vânt pentru că neglijarea lui poate duce chiar la distrugerea avionului, în special când se aplică regulile de zbor după instrumente în procedurile de apropiere în vederea aterizării.

După colectarea tuturor acestor date de intrare programul le prelucrează conform algoritmilor de calcul și se obțin astfel datele de ieșire. Acestea sunt înscrise în documentele de zbor, harta și planul de navigație, și utilizatorul le poate edita la o imprimantă. Pe harta de navigație se înscriu traiectul de zbor, capetele compas, lungimea și timpul de zbor pe fiecare latură a traiectului.

În planul de navigație al zborului se completează rubricile corespunzătoare datelor referitoare la capul compas, distanța și timpul de zbor pe fiecare latură, viteza și înălțimea de zbor, gismentele și relevmentele de control, cantitatea totală și rezerva de combustibil, rezerva spațiului de zbor și nu în ultimul rând date referitoare la direcția și intensitatea vântului.

CONCLUZII

În primele decenii ale epocii aviației moderne, proiectanții de avioane puteau fi recunoscuți după desing-ul aparatelor construite de ei, existând particularități de concepție în cadrul fiecărui birou de proiectare, provenite în principal din respectarea cerințelor beneficiarilor.

Apariția calculatorului în domeniul proiectării aeronavelor și utilizării acestuia în timpul zborului a dat peste cap aceste tipare și prin urmare a influențat silueta generală a aparatelor de luptă moderne.

În acest fel, caietele de sarcini și fișele-program ale avioanelor militare au devenit foarte apropiate. Noile tipuri nu se diferențiază atât prin viteza, înălțimea sau manevrabilitatea obținute cât mai ales din punct de vedere al echipamentelor de bor, sistemelor radio-electronice și al performanțelor armamentului din dotare. Este deja o realitate dotarea avioanelor cu avionică modernă: display-urile multifuncționale color înlocuiesc aparatele de bord clasice, sistemele HUD se îmbunătățesc în performanțe și posibilități de afișare, există căști care permit încadrarea țintelor cu un colimatir integrat în cască, centrală de armament asistată de un computer, sistem de avertizare ale erorilor de pilotaj și defecțiuni ale aeronavelor care oferă soluții pentru remedierea lor sau prezintă măsuri ce trebuie să le ia pilotul pentru supraviețuirea lui și a avionului.

În viitor tehnologiile deja existente vor revoluționa zborul pe măsură ce se vor perfecționa și vor devenii mai sigure prin aplicarea lor cât mai inventivă: astfel vor apărea în curând comunicații directe om-mașină prin comenzi vocale, sisteme de tip touch-screen (atinge ecranul de afișare) sau interfețe pilot aeronavă prin care un calculator va recepta curenții neurocerebrali ai creierului interpretându-i sub forma unor comenzi executabile în timp real. “Avioanele viitorului” fi pilotate din aer sau din puncte de comandă aflate la sol din cabine în care pilotul “vede” mediul exterior prezentat în realitate virtuală (VR) și la fel simulatoarele vor înlocui ecranele cu efecte panoramice cu sisteme VR pentru antrenament care se va apropia foarte mult de condițiile reale.

Navigația aeriană se va desfășura pe culuare cibernetice foarte sugestiv delimitate grație posibilităților grafice actuale care vor ajuta pilotul să zboare cât mai economic și mai protejat de inamicul din aer sau de la sol.

În prezent sistemele cele mai sigure sunt cele clasice, verificate statistic și probate în timp, dar pe măsură ce avionica se va dezvolta și va importa idei și tehnologie experimentală care își vor proba superioritatea, acestea se vor impune treptat și piloții vor accepta noile tendințe și concepte ale zborului.