Навигационные системы летательных аппаратов. Шивринский В.Н. - 80 стр.

UptoLike

Составители:

Рубрика:

лютному значению станет равным ограниченному сигналу , и они ком-

пенсируют друг друга. Сигнал заданного крена 

будет равен нулю

и в точке 2 летчику выдается команда, после выполнения которой самолет

выравнивается из крена, и под углом 28,5 к оси ВПП продолжает при-

ближаться к ней. Угол 28,5 называется углом подхода (УП) самолета

к оси ВПП. В точке 3 самолет входит в сектор курса и возникает сигнал

производной p, за счет которого формируется сигнал заданного крена 

Возникает команда 

на крен от оси ВПП. После выполнения команды

самолет по оптимальной траектории выходит на ось ВПП. В момент вы-

хода самолета на ось ВПП сигналы , p, p,  будут равны нулю.

При заходе на посадку с боковым ветром самолет плоскопараллельно

отклоняется от оси ВПП (рис. 3.6). За счет возникших сигналов  и p лет-

чику выдается команда, после выполнения которой самолет разворачива-

ется в сторону оси ВПП. Возникает отклонение от заданного курса .

При отклонении , равном углу сноса (УС), самолет прекратит отклоне-

ние от оси ВПП. Сигнал p = 0, а сигнал  будет скомпенсирован сигналом

, так как они противоположного знака. В этом случае 

= 0 и летчику

выдается команда на вывод самолета из крена, хотя самолет и не вышел

еще на ось ВПП.

Рис. 3.6. Полет с боковым ветром

В дальнейшем центр масс самолета будет двигаться параллельно оси

ВПП, т. е. возникает статическая ошибка стабилизации центра масс само-

лета относительно оси ВПП, которая всегда пропорциональна боковой со-

ставляющей скорости ветра. Статическая ошибка обусловлена наличием

в законе управления сигнала . Таким образом, сигнал  необходим