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圖5-5 VEB OCS
5-9、OCS評估
    根據(jù)在復(fù)飛點除從障礙物到ab線的沿航線距離，可以計算出從一個面到障礙物位置
的高度(見圖5．2)。公式4．10可以算出沿航線的轉(zhuǎn)彎距離。障礙物不能穿透復(fù)飛航段的
OCS。如果障礙物穿透OCS，可以通過拆除障礙物、減少障礙物高度、改變復(fù)飛航線、增
加編碼的垂直下滑角、增加決斷高度或同時采用上述幾種措施來避免。MA OCS斜率可在
附件5中的表里查到。坡度可由附件5中的表里查到。如果復(fù)飛爬升率大于程序規(guī)定的表格
中的值，OCS坡度可由式5．5計算出。
率。
a、調(diào)整爬升梯度。為避開障礙物(見圖5—6)，由公式5—5可以計算出所需的OCS斜
斜率=F面萬—當(dāng)———一(5-5)
    其中：h=障礙物平均海拔高度
    dab=沿航跡到曲線的距離(英尺)
例如：殺‰=2752
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CG=百6,076．11548、、
圖5—6、進(jìn)入MA OCS：調(diào)整爬升梯度
鮑Edge
  View
    在進(jìn)近航圖公布復(fù)飛爬升梯度。在上例中障礙物高為449英尺的情況下，所需爬升率
應(yīng)為  (由式5-4)：—60_76—．1·15—48：220．78乳
    ，)7<1
  b、調(diào)整決斷高度。如果復(fù)飛0CS被穿透，通過調(diào)整爬升梯度是不合適的，應(yīng)利用式5—
6、5-7和5．8調(diào)整決斷高度。見圖5．7。
‰一塑甕蘭黹}+蹦舢@6，
HA‰州=蹦礎(chǔ)，塒一TDZE(5—7)
J    —DA一(L丁只。刪如。+TCH)
吒砰刪一———i而廣一
一s@‰刪=墊}+峨√5耀’
其中：
P=穿透值(英尺)
0=下滑角
DAFAs=最后進(jìn)近航段決斷高度
MAocs SIo口e=復(fù)飛OCS斜率
VEBocs SI唧=最后進(jìn)近航段的OCS斜率
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圖5-7、調(diào)整決斷高度
1    I
{    f
}t……。+l
    ▲
  00
f÷，璉㈦
第6章垂直誤差范圍(VEll)
    利用大氣壓力的垂直導(dǎo)航(氣壓垂直導(dǎo)航)有許多獨立的垂直位移分量，可造成航空
器在預(yù)定程序定義的飛行航徑之上或之下而機(jī)組不會得到任何指示信息。因此，以大氣壓
力垂直導(dǎo)航為基礎(chǔ)的程序設(shè)計標(biāo)準(zhǔn)必須考慮這些垂直位移分量。
    下表列出了八項垂直位移分量，這些分量可以靜態(tài)組合用以建立制定垂直航線標(biāo)準(zhǔn)所
需障礙物超障(ROC)。
    表1、垂直誤差范圍(V。EB)
    (1)  非標(biāo)準(zhǔn)氣溫誘導(dǎo)誤差(ISAD)
    (2)機(jī)體幾何誤差(BG)
    (3)  實際導(dǎo)航性能誤差(ANPE)
    (4)  垂直角誤差(VAE)
    (5)  航路點分辨率(WPR)
    (6)  飛行技術(shù)誤差(FrE)
    (7)  高度測量系統(tǒng)誤差(ASE)
    (8)  ATIS誤差(ATIS)
  注!這些誤差的偏穆包含在翰怖第11．10項中，
6．1、非標(biāo)準(zhǔn)溫度誘導(dǎo)誤差(C)。
    1956年由美國航空大氣環(huán)境委員會(NACA)的研究表明：在機(jī)場指示高度表的誤差
可達(dá)125英尺之高。該研究盡管有很強(qiáng)的目的性，但沒有充分考慮到低于標(biāo)準(zhǔn)氣溫引起的
誤差。最近美國聯(lián)邦航空局(FAA)對低于標(biāo)準(zhǔn)氣溫的誘導(dǎo)誤差研究表明：該誘導(dǎo)誤差與最
近采用的PAN OPS低溫溫度公式結(jié)果是一致的，公式如下：
ISA肚磊A三ISA氦Ah288 AISA 0．5  Ah
    +  一．_二=．《^+)
    1000、    7
其中：  ISAD誤差量，單位為英尺
h為GPI的平均海拔高度，單位為英尺
Ah為高于GPI的高度，單位為英尺
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AISA為與標(biāo)準(zhǔn)溫度的差值，單位為攝氏度
例如，如果h=1000英尺，Ah=2000英尺，且&ISA=一20。C，低于標(biāo)準(zhǔn)，那么：
ISA，D2贏羔麓麗2蕊老黏
  ISAD為偏移誤差，即所指示的高度的非標(biāo)準(zhǔn)溫度的平均誤差不為零。對高于高度表設(shè)
定高度的航空器，在低于標(biāo)準(zhǔn)溫度時平均指示高度將高于實際高度，而高于標(biāo)準(zhǔn)溫度時平
均指示高度將低于實際高度。
6-2、機(jī)體幾何誤差(BG)
    機(jī)體幾何誤差包括低于高度表參考點的航空器較低點。對機(jī)翼是水平的航空器，如果
起落架放下，該較低點可以是主起落架。對某些大型航空器該距離可以達(dá)到19英尺或或更
大。然而，有坡度的航空器的翼尖可能大大低于起落架的高度。有些寬體航空器的翼展達(dá)
到200多英尺，將來有些航空器的翼展將達(dá)到近250英尺。如果因為負(fù)載而沒有考慮機(jī)翼上
反角并假定在機(jī)翼水平時，高度表參考高度是和機(jī)翼下側(cè)保持一致。那么帶250坡度角的
航空器的翼尖大約比高度表參考高度低50英尺。公式如下：
BG=警×si‘n(n其中中為坡旒
BG是偏移誤差，即航空器的平均最低點將比高度表的高度低。
    下述幾點可被用來對各種運(yùn)輸航空器進(jìn)行保守的估計。如果機(jī)體幾何尺寸將是程序設(shè)
計中的限制因素，那么可以用更小的值，但應(yīng)考慮并與下列值一致：
1、最大類別的航空器應(yīng)該用特別的程序。
2、預(yù)計的轉(zhuǎn)彎量。和
    3、程序轉(zhuǎn)彎的高度。當(dāng)?shù)陀?00英尺HATff寸機(jī)體的幾何尺寸可以減至8度坡度角。當(dāng)
低于400英尺(AGL)時程序設(shè)計必須以最大坡度角8度為基礎(chǔ)。機(jī)體幾何尺寸也可被減
至8度和假定RF轉(zhuǎn)彎建立的相應(yīng)值。低于400英尺AGI。或HAT的轉(zhuǎn)彎通常假定其坡度角為8
度或更小，而不是用于在更高處進(jìn)行幾何尺寸評估的25度。這是由于目前典型的航空器在
低空(RA)時FD或自動駕駛儀系統(tǒng)性能設(shè)計特性造成的。
　
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